ES2579780T3 - Productos de aleación de aluminio que tienen unas combinaciones mejoradas de propiedades, y métodos para envejecer artificialmente los mismos - Google Patents

Abstract

Una chapa de aleación de aluminio que tiene un espesor de 51,1 mm (2,01 pulgadas) a 101,6 mm (4 pulgadas), en donde la chapa de aleación de aluminio consiste en: 7,5 - 7,9% en peso de Zn; 2,05 - 2,20% en peso de Cu; 1,6 - 1,75% en peso de Mg; opcionalmente, hasta 0,25% en peso de al menos un elemento de Zr, Hf, Sc, Mn y V; siendo el resto aluminio e impurezas.

Description

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DESCRIPCION

Productos de aleacion de aluminio que tienen unas combinaciones mejoradas de propiedades, y metodos para envejecer artificialmente los mismos

Antecedentes

Campo de la descripcion

La presente descripcion se refiere a una chapa o a un componente estructural de aleacion de aluminio, particularmente de aleaciones de aluminio (“Al") de la serie 7000 (o 7XXX) segun la designacion de la Aluminum Association. Mas particularmente, se refiere a unos productos de aleacion de aluminio utiles en la fabricacion de componentes estructurales para aeronaves comerciales que tienen a lo sumo un espesor de 101,6 mm (4 pulgadas).

Descripcion de la tecnica relacionada

La demanda de aleaciones de aluminio en la industria se ha vuelto cada vez mas rigurosa con cada nueva serie de aeronaves que es fabricada por la industria aeroespacial. Conforme se hace mayor el tamano de las nuevas aeronaves a reaccion, o conforme se agrandan los actuales modelos de reactores de pasajeros para alojar cargas mas pesadas y/o disponer de autonoirnas de vuelo mayores y asf mejorar su rendimiento y econoirna, la demanda de ahorro de peso en los componentes estructurales, tales como los componentes del ala, continua en aumento.

En la Figura 1 se muestra una estructura tradicional del ala de una aeronave, que incluye una caja del ala generalmente designada con el numero 2. La caja del ala 2 se extiende hacia afuera del fuselaje constituyendo el componente principal de la resistencia del ala y, generalmente, sigue una direccion perpendicular al plano de la Figura 1. En la caja del ala 2, los revestimientos superior e inferior del ala, 4 y 6, estan separadas mediante miembros o largueros estructurales verticales, 12 y 20, que se extienden entre, o que conectan, los revestimientos superior e inferior del ala. La caja del ala 2 tambien incluye unas costillas que generalmente se extienden de un larguero a otro. Estas costillas se disponen en paralelo al plano de la Figura 1, mientras que los revestimientos y largueros del ala siguen una direccion perpendicular al plano de la Figura 1.

El revestimiento superior del ala esta comprendido, tfpicamente, por un revestimiento 4 y unos elementos o larguerillos de refuerzo 8. Estos elementos de refuerzo se pueden fijar por separado mediante elementos de fijacion o hacer que formen parte integral del revestimiento, para eliminar la necesidad de larguerillos y remaches independientes. Durante el vuelo, la estructura superior del ala de una aeronave comercial se somete a una carga de compresion, lo que exige aleaciones con una alta resistencia a la compresion. Esta exigencia ha llevado al desarrollo de aleaciones con una resistencia a la compresion cada vez mayor, al tiempo que se mantiene el nivel nominal de tenacidad a la fractura. Los miembros estructurales superiores del ala de las grandes aeronaves de hoy en dfa se fabrican, tfpicamente, a partir de aleaciones de aluminio de alta resistencia de la serie 7XXX, tales como las aleaciones de aluminio 7150 (patente de EE.UU. reexpedida N° 34.008), 7449 (patente de EE.UU. N° 5.560.789) o 7055 (patente de EE.UU. N° 5.221.377). Mas recientemente, la patente de eE.UU. N° 7.097.719 describe una aleacion de aluminio 7055 mejorada.

Sin embargo, el desarrollo de aeronaves de una capacidad ultra alta ha dado lugar a nuevas exigencias de diseno. Debido a que las alas son mas grandes y mas pesadas y a los elevados pesos brutos de despegue de las aeronaves, durante el aterrizaje estas aeronaves experimentan unas altas cargas de flexion descendente, lo que produce unas altas cargas de traccion en los elementos estructurales superiores del ala. Mientras que la resistencia a la traccion de las mas altas aleaciones actuales para alas es mas que adecuada para soportar estas cargas de flexion descendente, su tenacidad a la fractura se vuelve un criterio de diseno limitativo en las partes internas del revestimiento superior. Esto ha llevado a desear aleaciones para los miembros estructurales superiores de las aeronaves ultra grandes que tengan una tenacidad a la fractura muy alta, mas parecida a la de las aleaciones de revestimiento inferior del ala, tales como la aleacion 2324 (patente de EE.UU. N° 4.294.625), incluso si se ha de sacrificar hasta cierto punto la alta resistencia. Es decir, se ha producido un desplazamiento de la combinacion optima de resistencia y tenacidad, necesarias para maximizar el ahorro de peso en los miembros estructurales superiores del ala de una aeronave ultra grande, hacia una tenacidad a la fractura significativamente mayor y una resistencia menor.

Las nuevas tecnologfas de soldadura, tales como la soldadura por friccion-agitacion, tambien han abierto muchas nuevas posibilidades, tanto para el diseno como para los productos de aleacion, para su utilizacion en componentes de largueros y costillas del ala para la reduccion de su peso y/o el ahorro de sus costes. Para obtener el maximo rendimiento de un larguero, la parte del larguero que se une al revestimiento superior del ala tiene unas propiedades similares al revestimiento superior, y la parte del larguero que se conecta con el revestimiento inferior del ala tiene unas propiedades similares a las del revestimiento inferior del ala. Esto ha llevado a la utilizacion de largueros "ensamblados" (en ingles, “built-up”), que comprenden un cordon de larguero superior 14 o 22, un alma 18 o 20, y un cordon de larguero inferior 16 o 24, unidos mediante elementos de fijacion (no se muestra). Este diseno "ensamblado" permite que se utilicen productos de una aleacion optima para cada componente. Sin embargo, la instalacion de los muchos elementos de fijacion requeridos aumenta el coste de montaje. Los elementos y orificios de fijacion tambien pueden ser conexiones estructurales fragiles y puede que se tenga que aumentar el espesor de

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los componentes, lo que reduce algo la ventaja en el rendimiento por la utilizacion de aleaciones multiples.

Un enfoque utilizado para superar el coste de montaje asociado a un larguero ensamblado es mecanizar el larguero completo a partir de una chapa gruesa, una extrusion o un forjado de una aleacion. A veces, esta operacion de mecanizado se conoce como "corte de poca penetracion y alta velocidad" (en ingles, “hogging out”) del componente. Con este diseno, se elimina la necesidad de fabricar uniones entre el alma y el larguero superior y entre el alma y el larguero inferior. Una pieza de larguero fabricada de esta manera se conoce a veces como "larguero integral". Una aleacion ideal para fabricar largueros integrales debe tener las caractensticas de resistencia de una mas alta aleacion para alas, combinadas con una tenacidad a la fractura y otras caractensticas de tolerancia a los danos de una mas baja aleacion para alas. Tfpicamente, la consecucion simultanea de ambas propiedades es diffcil y requiere un compromiso entre las exigencias en las propiedades del revestimiento superior y del revestimiento inferior. Una desventaja que un larguero integral debe superar es que las propiedades de resistencia y tenacidad de los producto gruesos utilizados como material de partida, son tipicamente menores que las de los productos mas delgados utilizados tfpicamente en un larguero "ensamblado”, incluso si el larguero integral se fabrica con la misma aleacion y temple. Por lo tanto, el compromiso en las propiedades y la utilizacion de productos gruesos para un larguero integral pueden dar lugar a una penalizacion en su peso. La aleacion 7085, descrita en la patente de EE.UU. N° 6.972.110, es una aleacion para productos gruesos que cumple razonablemente con las exigencias en las propiedades de un cordon de larguero, tanto superior como inferior, y conserva unas buenas propiedades, incluso en los productos gruesos, debido a su baja sensibilidad al enfriamiento brusco. Otra desventaja de los largueros integrales, independientemente de la aleacion, es la alta relacion de peso de compra (es decir, el material que se adquiere) respecto al peso de vuelo (es decir, el peso del material que vuela en la aeronave), que se conoce como la relacion de "compra-vuelo". Esto disminuye, al menos parcialmente, las ventajas en el coste de un larguero integral sobre un larguero ensamblado, que se consiguen por medio de un coste de montaje reducido.

Sin embargo, las nuevas tecnologfas, tales como la soldadura por friccion-agitacion, proporcionan la posibilidad de mejoras adicionales, tanto en el peso como en el coste. Un larguero de multiples componentes unidos mediante soldadura por friccion-agitacion, u otros metodos avanzados de soldadura o de union, combina las ventajas de un larguero ensamblado y un larguero integral. La utilizacion de tales metodos permite la utilizacion de productos de menor espesor, asf como la utilizacion de multiples aleaciones, conformaciones de producto y/o temples, los cuales son optimizados para cada componente del larguero. Esto amplfa las opciones de producto de aleacion/temple y mejora la relacion de compra-vuelo del material como en un larguero ensamblado, al tiempo que conserva una parte importante de la ventaja del coste de montaje de un larguero integral.

La patente de EE.UU. N° 5.865.911 describe una aleacion de la serie 7000 contemplada para su utilizacion en miembros estructurales de revestimiento inferior del ala y en miembros de larguero del ala de aeronaves de capacidad ultra alta. Esta aleacion presenta mejoras en la resistencia, la tenacidad y la resistencia a la fatiga en forma de chapa delgada, con respecto a las correspondientes mas bajas aleaciones para alas, tales como las aleaciones 2024 y 2324 (patente de EE.UU. N° 4.294.625). En la aleacion 7085 (patente de EE.UU. N° 6.972.110) en forma de chapa delgada se han obtenido propiedades similares en la resistencia y la tenacidad, como se muestra en la Tabla 1. Cualquiera de estas aleaciones en forma de producto delgado es util para los miembros estructurales del revestimiento inferior del ala y para el cordon y el alma de larguero inferior de un larguero de multiples componentes unidos mediante elementos de fijacion mecanicos o mediante soldadura. Estas aleaciones tambien son adecuadas para aplicaciones de costillas, en un diseno ya sea ensamblado o bien integral. Sin embargo, los niveles de resistencia alcanzables en estas aleaciones son tfpicamente insuficientes para su utilizacion en los miembros estructurales superiores del ala de grandes aeronaves comerciales. Una resistencia mas alta tambien es beneficiosa para el cordon de larguero superior y el alma de larguero, y para las costillas, siempre que se mantenga la adecuada tenacidad.

Tabla 1. Propiedades de las aleaciones Miyasato (patente de EE.UU. 5.865.911) y 7085 (patente de EE.UU. 6.972.110) en forma de chapa delgada.

Propiedad

Dir. Miyasato (1) 7085 (2)

UTS (ksi)*

L 82,1 82,6

LT

81,4 82,2

TYS (ksi)*

L 76,2 78,0

LT

75,4 77,2

Klc, Kq(ksiVin)**

L-T 47,5 44,0

RT

T-L 40,7 35,9

Klc, Kq(ksiVin)**

L-T 42,0 40,5

-53,9C (-65F)

T-L na 34,3

Kapp (ksiVin)**

L-T 120,8 128,7

RT

T-L 94,3 104,4

Kapp (ksiVin)**

L-T 115,5 106,8

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Propiedad

Dir. Miyasato (1) 7085 (2)

-53,9C (-65F)

T-L 74,7 79,0

Kc (ksiVin)**

L-T 172,9 165,7

RT

T-L 123,9 129,1

Kc (ksiVin)**

L-T 166,4 140,1

-53,9C (-65F)

T-L 79,8 84,8

(1) Patente de EE.UU. 5.865.911: Chapa laminada de 30,48 mm (1,2 pulgadas) de espesor, 2.184,4 mm (86 pulgadas) de anchura.

(2) 7085, patente de EE.UU. 6.972.110: Chapa laminada de 38,1 mm (1,5 pulgadas) de espesor, 2.590,8 mm (102 pulgadas) de anchura. *: 1 ksi = 6,8948 MPa **: 1 ksiVin = 1,099 MPaVm

La solicitud de patente de EE.UU. N° US 2005/0150579 describe unos productos de una chapa de aleacion de aluminio que comprende 6 a 10% en peso de Zn, 1,2 a 1,9% en peso de Mg, 1,2 a 2,2% en peso de Cu, con Mg < (Cu + 0,3), y 0,05 a 0,4% en peso de Zr. Los ejemplos de la aleacion de la invencion descritos en esta solicitud de la tecnica anterior contienen aproximadamente 1,5% en peso de Mg y de aproximadamente 1,5 a aproximadamente 1,9% en peso de Cu.

Por lo tanto, para las aeronaves de capacidad ultra alta existe la necesidad de una aleacion que tenga una tenacidad significativamente mas alta que las aleaciones actuales que son utilizadas en los miembros estructurales superiores del ala, al tiempo que todavfa conserve un nivel aceptable de resistencia. Una aleacion tal tambien es valiosa para su utilizacion en el cordon de larguero y el alma de larguero superiores de un larguero de multiples componentes unido mediante elementos de fijacion mecanica o mediante soldadura, asf como para las costillas del ala de un diseno ensamblado o integral. Mientras que se han comentado espedficamente las necesidades respecto a las alas de las aeronaves de capacidad ultra alta, una aleacion semejante tambien puede resultar beneficiosa en aeronaves mas pequenas para su utilizacion en aplicaciones de fuselaje y en estructuras, tanto ensambladas como integrales. Ademas, a partir de la presente aleacion tambien se pueden fabricar componentes no aeroespaciales, tales como blindajes para vehmulos militares.

Compendio de la descripcion

Se proporcionan unos nuevos productos de aleacion de aluminio, como se definen en las reivindicaciones, muy adecuados particularmente para componentes estructurales aeroespaciales.

La aleacion de aluminio se utiliza en forma de una chapa que tiene un espesor de 63,5 o 76,2 mm (2,5 o 3,0 pulgadas) o 63,7 mm (2,51 pulgadas) a aproximadamente 88,9 mm (3,5 pulgadas), 95,3 mm (3,75 pulgadas) o incluso 101,6 mm (4 pulgadas). La aleacion de aluminio comprende 7,5 - 7,9% en peso de Zn, 2,05 - 2,20% en peso de Cu, 1,6 - 1,75% en peso de Mg, hasta 0,25% en peso de al menos un elemento de Hf, Sc y V, y hasta aproximadamente 88,85% en peso de aluminio. En cualquiera de estas realizaciones, la aleacion de aluminio consiste en los ingredientes indicados (aparte del aluminio), siendo el resto aluminio e impurezas.

El producto de aleacion puede alcanzar unas propiedades mejoradas de resistencia y tenacidad. En una realizacion, el producto de aleacion incluye una seccion de no mas de aproximadamente 63,5 mm (2,5 pulgadas) de espesor y tiene un lfmite de elasticidad a la traccion mmimo en la direccion longitudinal y una tenacidad a la fractura en deformacion plana en la direccion L-T en o por encima y a la derecha de la lmea A-A en la Figura 3A o la Figura 3B (por ejemplo, la zona sombreada). En una realizacion, la aleacion incluye una seccion de no mas de aproximadamente 63,5 mm (2,5 pulgadas) de espesor y que tiene un lfmite de elasticidad a la traccion y una tenacidad aparente a la fractura en tension plana en la direccion L-T en o por encima y a la derecha de la lmea B-B en la Figura 4 (por ejemplo, la zona sombreada), cuando se mide en un panel de 406,4 mm (16 pulgadas) fisurado en el centro del ancho con una longitud inicial de la fisura (2ao) de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas) y un espesor de aproximadamente 6,4 mm (0,25 pulgadas).

En una realizacion, el producto de aleacion incluye una seccion de aproximadamente 50,8 o 63,5 mm (2,00 o 2,5 pulgadas) a 76,2 o 79,4 o 82,6 mm (3,0 o 3,125 o 3,25 pulgadas) de espesor y tiene un lfmite de elasticidad a la traccion en la direccion LT (transversal larga) y una tenacidad a la fractura en deformacion plana en la direccion T-L en o por encima y a la derecha de la lmea C-C en la Figura 7 (por ejemplo, la zona sombreada). En una realizacion, el producto de aleacion incluye una seccion de aproximadamente 50,8 o 63,5 mm (2,00 o 2,5 pulgadas) a 76,2 o

79,4 o 82,6 mm (3,0 o 3,125 o 3,25 pulgadas) de espesor (por ejemplo, en su punto de mayor espesor) y tiene un lfmite de elasticidad a la traccion en la direccion ST (transversal corta) y una tenacidad a la fractura en deformacion plana en la direccion S-L en o por encima y a la derecha de la lmea E-E en la Figura 9 (por ejemplo, la zona sombreada).

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En una realizacion, el producto de aleacion incluye una seccion de aproximadamente 69,9, 76,2, 79,4 o 82,6 mm (2,75, 3,0, 3,125 o 3,25 pulgadas) a aproximadamente 88,9, 95,3 o 101,6 mm (3,5, 3,75 o 4 pulgadas) de espesor (por ejemplo, en su punto de mayor espesor) y tiene una resistencia minima a la traccion en la direccion LT y una tenacidad a la fractura en deformacion plana en la direccion T-L en o por encima y a la derecha de la lmea D-D en la Figura 8 (por ejemplo, la zona sombreada). En una realizacion, el producto de aleacion incluye una seccion de aproximadamente 69,9, 76,2, 79,4 o 82,6 mm (2,75, 3,0, 3,125 o 3,25 pulgadas) a aproximadamente 88,9, 95,3 o

101,6 mm (3,5, 3,75 o 4 pulgadas) de espesor y tiene una resistencia minima a la traccion en la direccion ST y una tenacidad a la fractura en deformacion plana en la direccion S-L en o por encima y a la derecha de la lmea F-F en la Figura 10 (por ejemplo, la zona sombreada).

El producto de aleacion tambien puede alcanzar una excelente resistencia a la corrosion. En una realizacion, el producto de aleacion tiene una calificacion de resistencia a la corrosion EXCO de "EB" o mejor. En una realizacion, el producto de aleacion supera consistentemente los ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension de inmersiones alternadas a un nivel de carga de 241,3 MPa (35 ksi) para un temple T74, a un nivel de carga de 172,4 MPa (25 ksi) para un temple T76, y a un nivel de carga de 103,4 MPa (15 ksi) para un temple T79. En una realizacion, el producto de aleacion supera consistentemente los ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension en un entorno costero a un nivel de carga de 241,3 MPa (35 ksi) para un temple T74, a un nivel de carga de 172,4 MPa (25 ksi) para un temple T76, y a un nivel de carga de 103,4 MPa (15 ksi) para un temple T79. En una realizacion, el producto de aleacion consigue consistentemente una calificacion de resistencia a la corrosion EXCO de "EB" o mejor, y supera consistentemente ambos ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension de inmersiones alternadas y resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension en un entorno costero a un nivel de carga de 241,3 MPa (35 ksi) para un temple T74, a un nivel de carga de 172,4 MPa (25 ksi) para un temple T76, y a un nivel de carga de 103,4 MPa (15 ksi) para un temple T79. En una realizacion, el producto de aleacion consigue consistentemente una calificacion de resistencia a la corrosion EXCO de "EB" o mejor, y supera consistentemente ambos ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension de inmersiones alternadas y resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension en un entorno costero a un nivel de carga de 241,3 MPa (35 ksi) para un temple T74, a un nivel de carga de 172,4 MPa (25 ksi) para un temple T76, y a un nivel de carga de 103,4 MPa (15 ksi) para un temple T79, y consigue las propiedades de lfmite de elasticidad a la traccion y tenacidad a la fractura antes descritas. El producto de aleacion tambien puede superar otros ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension.

El producto de aleacion se puede utilizar en una diversidad de aplicaciones. En una realizacion, el producto de aleacion es un componente estructural aeroespacial. El componente estructural de una aeronave puede ser cualquiera de un panel superior del ala (revestimiento), un larguerillo superior del ala, un revestimiento superior del ala con larguerillos integrales, un cordon de larguero, un alma de larguero, una costilla, unos pies de costilla o un alma de costilla, unos elementos de refuerzo y las combinaciones de los mismos. En una realizacion, el producto de aleacion es un componente del fuselaje (por ejemplo, el revestimiento del fuselaje).

Los productos de aleacion se pueden producir mediante una diversidad de metodos. Por ejemplo, el componente se puede fabricar a partir de un producto de aleacion que se suelda mediante metodos de fusion o de estado solido a uno o mas productos de aleacion de aluminio fabricados sustancialmente con la misma aleacion, del mismo o de diferente temple, para fabricar el componente. El producto de aleacion se puede unir a uno o mas productos de aleacion de aluminio de diferente composicion para fabricar un componente de multiples aleaciones. El producto se puede unir mediante elementos de fijacion mecanica. El producto de aleacion se puede unir mediante metodos de soldadura de fusion o de estado solido. El producto de aleacion se puede conformar con envejecimiento, bien solo o bien despues de unirse a otros productos de aleacion en el procedimiento de fabricacion del componente. El producto de aleacion se puede reforzar mediante materiales laminados de fibra de metal u otros materiales de refuerzo.

En un enfoque, los productos de aleacion se pueden producir mediante un metodo que incluye las etapas de conformar o moldear una aleacion de aluminio en forma de un componente estructural de aeronave. El metodo puede incluir producir o proporcionar una aleacion de aluminio, tal como una aleacion de aluminio que tiene cualquiera de las composiciones mencionadas anteriormente, homogeneizar y laminar en caliente, tratar termicamente la aleacion en solucion, enfriar rapidamente la aleacion, y relajar las tensiones internas de la aleacion. El componente estructural en la condicion de envejecido artificialmente puede presentar una mejor combinacion de resistencia y tenacidad a la fractura. La aleacion puede tener un espesor inferior a aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas) cuando se enfna rapidamente. El metodo puede incluir el conformado con envejecimiento del componente, bien solo o bien despues de unirse a otros componentes.

El conformado o el moldeo del componente estructural pueden incluir un mecanizado. El mecanizado se puede realizar despues de envejecer artificialmente o entre una de las etapas de envejecimiento. El mecanizado se puede realizar antes del tratamiento termico en solucion.

El moldeo o el conformado del componente estructural puede incluir un conformado con envejecimiento, bien antes o bien despues de unirse a otros componentes. Al menos parte de la etapa de conformado o moldeo del componente estructural se puede realizar antes o durante al menos parte del envejecimiento artificial.

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El producto de aleacion se puede envejecer artificialmente mediante un metodo que comprende: (i) una primera etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 65,6 a aproximadamente 135,0°C (150 a aproximadamente 275°F), y (ii) una segunda etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 168,3°C (290 a aproximadamente 335°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre en el intervalo de aproximadamente 93,3 a aproximadamente 126,7°C (200 a aproximadamente 260°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre durante aproximadamente 2 a aproximadamente 18 horas. En un enfoque, la segunda etapa de envejecimiento transcurre durante aproximadamente 4 a aproximadamente 30 horas, en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 162,8°C (290 a aproximadamente 325°F). En un enfoque, la segunda etapa de envejecimiento (ii) transcurre durante aproximadamente 6 a aproximadamente 30 horas, en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 157,2°C (290 a aproximadamente 315°F). En un enfoque, la segunda etapa de envejecimiento (ii) transcurre durante aproximadamente 7 a aproximadamente 26 horas, en el intervalo de aproximadamente 148,9 a aproximadamente 162,8°C (300 a aproximadamente 325°F). En un enfoque, una o ambas etapas de envejecimiento incluyen una integracion de multiples efectos de envejecimiento por temperatura. En un enfoque, una o ambas etapas de envejecimiento se interrumpen con el fin de soldar el elemento a otro componente de los mismos o diferentes aleacion o temple.

Alternativamente, el producto de aleacion se puede envejecer artificialmente mediante un metodo que comprende: (i) una primera etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 168,3°C (290 a aproximadamente 335°F), y (ii) una segunda etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 93,3 a aproximadamente 135,0°C (200 a aproximadamente 275°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre durante aproximadamente 4 a aproximadamente 30 horas, en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 162,8°C (290 a aproximadamente 325°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre durante aproximadamente 6 a aproximadamente 30 horas, en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 157,2°C (290 a aproximadamente 315°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre durante aproximadamente 7 a aproximadamente 26 horas, en el intervalo de aproximadamente 148,9 a aproximadamente 162,8°C (300 a aproximadamente 325°F). En un enfoque, una o ambas etapas de envejecimiento incluyen una integracion de multiples efectos de envejecimiento por temperatura. En un enfoque, una o ambas etapas de envejecimiento se interrumpen con el fin de soldar el elemento a otro componente de los mismos o diferentes aleacion o temple.

Como otra alternativa, el producto de aleacion se puede envejecer artificialmente mediante un metodo que comprende: (i) una primera etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 65,6 a aproximadamente 135,0°C (150 a aproximadamente 275°F), (ii) una segunda etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 168,3°C (290 a aproximadamente 335°F), y (iii) una tercera etapa de envejecimiento en el intervalo de aproximadamente 93,3 a aproximadamente 135,0°C (200 a aproximadamente 275°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre en el intervalo de aproximadamente 93,3 a aproximadamente 126,7°C (200 a aproximadamente 260°F). En un enfoque, la primera etapa de envejecimiento (i) transcurre durante aproximadamente 2 a aproximadamente 18 horas. En un enfoque, la segunda etapa de envejecimiento (ii) transcurre durante aproximadamente 4 a aproximadamente 30 horas, en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 162,8°C (290 a aproximadamente 325°F). En un enfoque, la segunda etapa de envejecimiento (ii) transcurre durante aproximadamente 6 a aproximadamente 30 horas, en el intervalo de aproximadamente 143,3 a aproximadamente 157,2°C (290 a aproximadamente 315°F). En un enfoque, la segunda etapa de envejecimiento (ii) transcurre durante aproximadamente 7 a aproximadamente 26 horas, en el intervalo de aproximadamente 148,9 a aproximadamente 162,8°C (300 a aproximadamente 325°F). En un enfoque, la tercera etapa de envejecimiento (iii) transcurre durante al menos aproximadamente 2 horas, en el intervalo de aproximadamente 110,0 a aproximadamente 126,7°C (230 a aproximadamente 260°F). En un enfoque, la tercera etapa de envejecimiento (iii) transcurre durante aproximadamente 18 horas o mas, en el intervalo de aproximadamente 115,6 a aproximadamente 123,9°C (240 a aproximadamente 255°F). En un enfoque, una, dos o todas las etapas de envejecimiento incluyen una integracion de multiples efectos de envejecimiento por temperatura. En un enfoque, una, dos o todas las etapas de envejecimiento se interrumpen con el fin de soldar el elemento a otro componente de los mismos o diferentes aleacion o temple.

Mediante elementos de fijacion mecanica se pueden unir uno o mas componentes. Mediante soldadura se pueden unir uno o mas componentes. Los componentes se pueden soldar mediante soldadura por haz de electrones, o bien los componentes se pueden soldar mediante soldadura por friccion-agitacion. Se puede fijar o soldar un componente a otro producto de aluminio para fabricar un componente de multiples aleaciones y/o multiples temples.

Como se puede apreciar, varios de los aspectos, enfoques y/o realizaciones mencionados anteriormente se pueden combinar para producir diversos productos y componentes de aleacion de aluminio utiles. Estos y otros aspectos, ventajas y caractensticas novedosas de la descripcion se exponen en parte en la siguiente descripcion y seran evidentes para los expertos en la tecnica tras el examen de la descripcion y las figuras siguientes, o se pueden aprender mediante la practica de la descripcion

Breve descripcion de los dibujos

Para una comprension mas completa de la presente descripcion, se hace referencia a la siguiente descripcion

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tomada en conexion con el(los) dibujo(s) adjunto(s), en los que:

La Figura 1 es una vista en corte transversal de una tipica construccion de la caja del ala de una aeronave;

las Figuras 2A y 2B representan unas realizaciones de la composicion de la aleacion de la presente descripcion en terminos de los principales elementos de aleacion Cu, Zn, Mg y Zn, en comparacion con unas composiciones de las familias de aleaciones 7085, 7055 y 7449, respectivamente;

las Figuras 2C y 2D representan varias realizaciones de una composicion de aleacion de la presente invencion reivindicada y de otras composiciones fuera de la invencion reivindicada, tales como unas composiciones utiles para la produccion de chapas de aleacion de aluminio que tienen un espesor de al menos aproximadamente 50,8 o

63,5 mm (2 o 2,5 pulgadas);

la Figura 3A es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura KIc en deformacion plana L-T, frente al lfmite de elasticidad a la traccion longitudinal mmimo de (i) las aleaciones de ejemplo A-D en forma de chapa y de un temple T79, y (ii) otras diversas aleaciones convencionales en forma de chapa delgada;

la Figura 3B es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura KIc en deformacion plana L-T, frente al lfmite de elasticidad a la traccion longitudinal mmimo de (i) las aleaciones de ejemplo A-D en forma de chapa y de un temple T79, y (ii) otras diversas aleaciones convencionales en forma de chapa;

la Figura 4 es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura Kapp en tension plana L-T, frente al lfmite de elasticidad a la traccion real o medido de (i) las aleaciones de ejemplo A-D en forma de chapa y de un temple T79 y (ii) otras diversas aleaciones convencionales en forma de chapa;

la Figura 5 es una grafica que compara el porcentaje de resistencia retenida despues de la exposicion a la corrosion en la direccion LT de dos de las composiciones de la aleacion de ejemplo, para tres tiempos de envejecimiento en la 3a etapa de 0, 6 y 12 horas;

la Figura 6 es una grafica que compara el porcentaje de resistencia retenida despues de la exposicion a la corrosion en la direccion LT de la aleacion de ejemplo y de la aleacion 7055 de la tecnica anterior, durante un tiempo de envejecimiento en la 2a etapa de 12 horas;

la Figura 7 es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura KIc en deformacion plana T-L, frente al lfmite de elasticidad a la traccion LT tfpico de unas chapas de (i) la aleacion de ejemplo E (que tienen un espesor de

79.4 mm (3,125 pulgadas)) y de un temple T74, y (ii) otras diversas aleaciones convencionales (que tienen un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas));

la Figura 8 es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura KIc en deformacion plana T-L, frente al lfmite de elasticidad a la traccion Lt tfpico de unas chapas de (i) la aleacion de ejemplo F (que tienen un espesor de

101.6 mm (4,0 pulgadas)) y de un temple T74, y (ii) otras diversas aleaciones convencionales (que tienen un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas));

la Figura 9 es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura KIc en deformacion plana S-L, frente al lfmite de elasticidad a la traccion ST tfpico de unas chapas de (i) la aleacion de ejemplo E (que tienen un espesor de

79.4 mm (3,125 pulgadas)) y de un temple T74, y (ii) otras diversas aleaciones convencionales (que tienen un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas)); y

la Figura 10 es una grafica que representa la tenacidad tfpica a la fractura KIc en deformacion plana S-L, frente al lfmite de elasticidad a la traccion ST tfpico de unas chapas de (i) la aleacion de ejemplo F (que tienen un espesor de

101.6 mm (4,0 pulgadas)) y de un temple T74, y (ii) otras diversas aleaciones convencionales (que tienen un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas)).

En todos los dibujos, los caracteres de referencia similares indican elementos similares.

Descripcion detallada

La Figura 1 es un esquema que representa una vista en corte transversal de una tfpica construccion de una caja del ala 2, que comprende el revestimiento del ala 4 y los larguerillos superiores 8, el revestimiento del ala 6 y los larguerillos inferiores 10, separados por los largueros 12 y 20. Los larguerillos 4 y 10 se pueden unir por separado mediante unos elementos de fijacion o fabricar formando cuerpo (integral) con el revestimiento para eliminar la necesidad de larguerillos y remaches separados. Tfpicamente, para revestir cada una de las superficies superior e inferior del ala se necesitan dos, tres o cuatro paneles del ala 4 o 6, dependiendo del tamano y del diseno del ala de la aeronave. Para el diseno integral del revestimiento y el larguerillo incluso pueden ser necesarios mas paneles. Tfpicamente, los multiples paneles que comprenden el revestimiento superior e inferior se unen mediante elementos de fijacion mecanica. Estas uniones anaden peso a la aeronave.

Los largueros pueden ser de diseno "ensamblado", estando comprendidos por el cordon de larguero superior 14 o 22, el cordon de larguero inferior 16 o 24, y el alma 18 o 26, unidos mediante elementos de sujecion mecanica o

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pueden ser de diseno integral en una sola pieza, teniendo cada tipo de diseno sus propias ventajas y desventajas. Un larguero ensamblado permite que se utilicen productos de una aleacion optima para cada uno de los componentes del larguero y ha mejorado la relacion de "compra-vuelo" en comparacion con un larguero integral. Tfpicamente, el cordon superior requiere una alta resistencia a la compresion, mientras que los cordones de larguero inferiores requieren una menor resistencia, pero unas propiedades superiores de tolerancia al dano, tales como tenacidad a la fractura y resistencia al crecimiento de grietas por fatiga. Un larguero integral tiene unos costes de montaje mucho mas bajos, pero su rendimiento puede ser menor que el de un diseno ensamblado, ya que necesariamente sus propiedades son un compromiso entre las exigencias para el revestimiento superior y para el revestimiento inferior. Ademas, la resistencia y la tenacidad de un producto grueso que es utilizado como material de partida en un larguero integral son tipicamente menores que las de los productos mas delgados utilizados en un larguero ensamblado.

La caja del ala tambien incluye unas costillas (no se muestra) que generalmente se extienden de un larguero a otro. Estas costillas se disponen en paralelo al plano de la Figura 1, mientras que el revestimiento y los largueros del ala son perpendiculares a dicho plano de la Figura 1. Como sucede con los largueros, el diseno de las costillas tambien puede ser ensamblado o integral, teniendo cada tipo ventajas o desventajas similares a lo que sucede con los largueros. Sin embargo, las propiedades optimas en las costillas difieren algo, siendo ventajosa una alta resistencia para los pies de la costilla que se conectan con el revestimiento del ala y los larguerillos superior e inferior, y siendo ventajosa una mayor rigidez para el alma de la costilla. Mas tfpicamente, las costillas del ala son de un diseno integral, con un compromiso de las propiedades entre las exigencias para los pies de la costilla y el alma de la costilla.

Las nuevas tecnologfas de soldadura, tales como la soldadura por friccion-agitacion y la soldadura por haz de electrones, permiten nuevos conceptos de estructura, manteniendo las ventajas de los actuales disenos ensamblados e integrales, al tiempo que minimizan sus desventajas. Por ejemplo, los diferentes paneles del ala 4 que son utilizados para fabricar el revestimiento superior se pueden unir mediante soldadura por friccion-agitacion, en lugar de por una union fijada mecanicamente, reduciendo de ese modo el peso del revestimiento superior. Los largueros y las costillas se pueden fabricar a partir de multiples aleaciones, temples y/o productos, optimizar para cada componente de larguero o costilla y unir mediante soldadura por friccion-agitacion, conservando de ese modo las ventajas del rendimiento y de la mejor relacion compra-vuelo de los productos mas delgados, como sucede con un larguero ensamblado, al tiempo que se reducen los costes de montaje de manera similar a un larguero o una costilla integral. Por ejemplo, los cordones de larguero superiores 14 y 22 se pueden fabricar a partir de una aleacion de alta resistencia o de una extrusion con temple, los cordones de larguero inferiores 16 y 24 a partir de una aleacion de menor resistencia o tolerancia a los danos o de una extrusion con temple, y las almas de larguero 18 y 26 a partir de una aleacion de resistencia moderada o de una chapa templada, siendo unidos los tres componentes mediante soldadura por friccion-agitacion o soldadura por haz de electrones. Los disenos que contienen una mezcla de diseno integral y ensamblado se pueden utilizar para mejorar la seguridad a los fallos y la tolerancia a los danos de un componente, al tiempo que se reduce el coste de montaje. Por ejemplo, los cordones de larguero superiores 14 y 22 se pueden unir a las almas de larguero 12 y 20 mediante soldadura por friccion-agitacion, para reducir los costes de montaje, mientras que los cordones de larguero inferiores 16 y 24 se pueden fijar mecanicamente, para mejorar la tolerancia a los danos. Mediante el refuerzo con laminados de fibra de metal y otros materiales de refuerzo, como se describe en la patente de EE.UU. N° 6.595.467, se pueden conseguir mejoras adicionales en la tolerancia a los danos en las estructuras ensambladas e integrales soldadas y en las estructuras que contienen una mezcla de ambas.

La aleacion descrita en la patente de EE.UU. N° 6.972.110, que tiene la designacion comercial 7085, esta dirigida principalmente a calibres mas gruesos, generalmente de 101,6 a 203,2 mm (4 a 8 pulgadas) o mayores, donde es importante una baja sensibilidad al enfriamiento rapido. La baja sensibilidad al enfriamiento rapido se consigue proporcionando una composicion controlada cuidadosamente que permite el enfriamiento rapido de calibres mas gruesos, al tiempo que aun consigue unas combinaciones superiores de alta resistencia, tenacidad y resistencia a la corrosion, en comparacion con las aleaciones anteriores de productos gruesos, tales como las aleaciones 7050, 7010 y 7040. La composicion controlada cuidadosamente registrada como AA7085 incluye unos bajos niveles de Cu (aproximadamente 1,3 a aproximadamente 1,9% en peso) y unos bajos niveles de Mg (aproximadamente 1,3 a aproximadamente 1,68% en peso), que estan entre los niveles mas pobres utilizados en las aleaciones aeroespaciales comerciales. Los niveles de Zn (aproximadamente 7 a aproximadamente 9,5% en peso) para los que se optimizaron mas las propiedades correspondieron a niveles mucho mas altos que los especificados para las aleaciones 7050, 7010 y 7040. Esto estaba en contra de las ensenanzas pasadas, en donde un mayor contenido de Zn aumenta la sensibilidad al enfriamiento rapido. Por el contrario, se mostro que en realidad los niveles mayores de Zn en la aleacion 7085 eran beneficiosos frente a las condiciones de enfriamiento lento y rapido de las piezas de seccion gruesa. La patente de EE.UU. N° 6.972.110 ensena que una buena parte de la resistencia y la tenacidad mejoradas para las secciones gruesas de su presente aleacion se debe a la combinacion espedfica de ingredientes de aleacion.

La patente de EE.UU. N° 5.221.377 se refiere a la aleacion 7055, que se utiliza tfpicamente para chapas y extrusiones de 50,8 mm (2 pulgadas) de espesor o menos, y ensena que la reduccion de los niveles de Mg da lugar a una mejor tenacidad a la fractura. Tambien se reconoce ampliamente en la tecnica anterior que el aumento de la resistencia por medio de un mayor contenido de soluto, tfpicamente, da lugar a una reduccion de la tenacidad.

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La presente aleacion esta dirigida principalmente a productos de aleacion mas delgados, de aproximadamente

101.6 mm (4 pulgadas) de espesor o menos, y, a veces de aproximadamente 63,5 mm (2,5 pulgadas) de espesor o menos, para los miembros estructurales superiores del ala de las grandes aeronaves comerciales, que incluyen los revestimientos del ala, los larguerillos del ala y los cordones de larguero superiores. Estas aplicaciones se benefician, y en muchos casos requieren, de la mayor resistencia que se puede conseguir mediante la composicion 7085. Las Figuras 2A y 2B representan la realizacion B de la presente composicion de aleacion, en terminos de los principales elementos de aleacion Cu y Zn y Mg y Zn, en comparacion con las composiciones de las aleaciones 7085 (patente de EE.UU. N° 6.972.110), 7055 (patente de EE.UU. N° 5.221.377) y 7449. En las Figuras 2A y 2B tambien se incluyen las composiciones de las aleaciones de ejemplo comparativas A y C-F, descritas a continuacion.

La aleacion de aluminio se utiliza en una chapa que tiene un espesor de aproximadamente 51,1 mm (2,01 pulgadas) o 63,8 mm (2,51 pulgadas) a aproximadamente 88,9 mm (3,5 pulgadas), 95,25 mm (3,75 pulgadas) o incluso

101.6 mm (4 pulgadas). En una realizacion fuera de la definicion de las reivindicaciones, la aleacion de aluminio de la chapa comprende 6,8 - 8,5% en peso de Zn, 1,5 - 2,0% en peso de Mg, 1,75 - 2,3% en peso de Cu, y hasta 0,25% en peso de al menos un elemento de Zr, Hf, Sc, Mn y V, y hasta aproximadamente 89,95% en peso de aluminio (por ejemplo, como se representa en las Figuras 2A y 2B). En otras realizaciones fuera de la definicion de las reivindicaciones, y con referencia a las Figuras 2C y 2D, la aleacion de aluminio comprende 7,4 - 8,0% en peso de Zn, 1,9 - 2,3% en peso de Cu, 1,55 - 2,0% en peso de Mg, hasta 0,25% en peso de al menos un elemento de Zr, Hf, Sc, Mn y V, y hasta aproximadamente 89,15% en peso de aluminio (tal como se proporciona en la realizacion 1 de las Figuras 2C y 2D). En la realizacion reivindicada, la aleacion de aluminio comprende 7,5 - 7,9% en peso de Zn,

2,05 - 2,20% en peso de Cu, 1,6 - 1,75% en peso de Mg, hasta 0,25% en peso de al menos un elemento de Zr, Hf, Sc, Mn y V, y hasta aproximadamente 88,85% en peso de aluminio (como se proporciona en la realizacion 2 de las Figuras 2C y 2D). En cualquiera de estas realizaciones, la aleacion de aluminio consistio en los ingredientes indicados (aparte del aluminio), siendo el resto aluminio e impurezas.

A partir de las ensenanzas de la patente de EE.UU. N° 6.972.110, los cambios en la composicion de las aleaciones descritas en la presente memoria aumentan algo la sensibilidad al enfriamiento rapido de la aleacion, en comparacion con la aleacion 7085, y este es bastante posiblemente el caso. Sin embargo, las aleaciones descritas en la presente memoria conservan probablemente algunas de las ventajas de la composicion 7085 y, en cualquier caso, la sensibilidad al enfriamiento rapido es una preocupacion menor en los productos de aleacion mas delgados a los que estan dirigidas las aleaciones descritas en la presente memoria. Tambien se esperaba que los cambios en la composicion tuvieran una influencia perjudicial en la tenacidad a la fractura, tanto por el aumento de la resistencia resultante como por el mayor contenido de Mg. Con un intervalo de Mg entre la aleacion 7085 y las mas altas aleaciones para alas existentes, 7055 y 7449, se crefa que la resistencia y la tenacidad de las aleaciones descritas en la presente memoria se situanan entre estas aleaciones. Este fue el caso, de hecho, para la resistencia. Sin embargo, la combinacion de resistencia y tenacidad a la fractura de las aleaciones descritas en la presente memoria fue mejor, no solo sobre las aleaciones 7055 y 7449, como se esperaba, sino que, bastante sorprendentemente, tambien fue mejor sobre la aleacion 7085. Por lo tanto, las aleaciones descritas en la presente memoria identifican una zona inesperada de composicion "dulce" que ofrece unas combinaciones de resistencia y tenacidad a la fractura superiores a las que presentan las aleaciones actuales.

Los productos de aleacion de la presente descripcion se pueden preparar mediante metodos mas o menos convencionales, que incluyen la fusion y el enfriamiento directo (DC) de una colada en forma de lingote y que presentan configuraciones de la estructura interna caractensticas de la derivacion en lingotes. Tambien se pueden utilizar afinadores del grano convencionales, tales como los que contienen titanio y boro, o titanio y carbono, como es bien conocido en la tecnica. Una vez que un lingote a partir de esta composicion se ha fundido, se descostra (si es necesario) y se homogeneiza mediante calentamiento a una o mas temperaturas entre aproximadamente 426,7°C y aproximadamente 482,2°C (800°F y aproximadamente 900°F), o entre aproximadamente 454,4°C a aproximadamente 482,2°C (850°F a aproximadamente 900°F). Despues de la homogeneizacion, estos lingotes se trabajan mediante, por ejemplo, laminar en una chapa o lamina o extruir o forjar en secciones conformadas especiales. En la mayona de las aplicaciones aeroespaciales, los productos de aleacion fabricados a partir de la composicion descrita en la presente memoria tienen un espesor de la seccion transversal de aproximadamente 101,6, 95,3 u 88,9 mm (4, 3,75 o 3,5 pulgadas) o menos, y a veces aproximadamente 63,5 o 50,8 mm (2,5 o 2,0 pulgadas) o menos. Luego, si se desea, el producto se puede tratar termicamente en solucion, calentando a una o mas temperaturas entre aproximadamente 454,4°C a aproximadamente 482,2°C (850°F y aproximadamente 900°F), para tomar partes sustanciales, a veces todo o sustancialmente todo, del cinc, el magnesio y el cobre solubles en la solucion, en la comprension de que, con los procesos ffsicos que no siempre son perfectos, probablemente durante el tratamiento termico en solucion no se disuelve los ultimos restos de cada uno de estos ingredientes de aleacion principales. Despues de calentar a temperaturas elevadas, como se describe, se debe enfriar rapidamente el producto para completar el procedimiento de tratamiento termico en solucion. Tfpicamente, tal enfriamiento se lleva a cabo mediante la inmersion en un tanque de agua fria adecuadamente dimensionado o mediante pulverizaciones de agua. Como medio de refrigeracion complementario o sustitutivo, tambien se puede utilizar el enfriamiento por aire. Despues del enfriamiento rapido, algunos productos puede que necesiten relajar mecanicamente los esfuerzos interiores, tal como mediante estiramiento y/o compresion hasta aproximadamente 8%, por ejemplo de aproximadamente 1% a aproximadamente 3%.

Se considera que un producto que ha sido tratado termicamente en solucion y enfriado rapidamente, con o sin ser

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trabajado en fno, esta en la condicion de endurecible por precipitacion, o que esta preparado para un envejecimiento artificial. El metodo puede ser un metodo de dos etapas o de tres etapas y, para algunas aplicaciones, incluso puede ser suficiente un metodo de una sola etapa. Sin embargo, entre cada etapa o fase no pueden existir lrneas de demarcacion claras. En general, se sabe que el aumento y/o la disminucion gradual de las temperatures de tratamiento dadas (o deseadas), en sf mismos, pueden producir efectos de precipitacion (envejecimiento) que pueden, y que a menudo necesitan, ser tomados en cuenta en el programa completo del tratamiento de envejecimiento mediante la integracion de tales condiciones de aumento o disminucion gradual y sus efectos de endurecimiento por precipitacion. Tal integracion se ha descrito con mayor detalle en la patente de EE.UU. N° 3.645.804, cuya descripcion se incorpora por completo como referencia en la presente memoria.

La patente de EE.UU. N° 6.972.110, cuya descripcion se incorpora por completo como referencia en la presente memoria, describe un metodo de envejecimiento de tres etapas para la aleacion 7085. Con la aleacion descrita en la presente memoria tambien se puede utilizar un metodo de envejecimiento de 3 etapas, con los mismos o similares intervalos de temperatura que los descritos en la patente 6.972.110, pero para algunas de las principales aplicaciones previstas, un metodo de 2 etapas tambien es adecuado. El metodo de 2 etapas puede ser una etapa de baja temperatura seguida por una etapa de alta temperatura, o viceversa. Por ejemplo, a menudo se utiliza un metodo de 2 etapas para los revestimientos y larguerillos superiores del ala. Estos componentes, a menudo, son conformados con envejecimiento por el fabricante de la aeronave para obtener el contorno del ala. Durante el conformado con envejecimiento, el componente esta confinado en una matriz a una temperatura elevada, normalmente entre aproximadamente 121,1 y 204,4°C (250 y aproximadamente 400°F), durante varias horas a decenas de horas, y el contorno deseado se consigue por medio de procedimientos de fluencia y relajacion de esfuerzos. El conformado con envejecimiento a menudo se efectua conjuntamente con el tratamiento de envejecimiento artificial, especialmente durante la etapa de alta temperatura a la que se produce mas rapidamente la fluencia. Tfpicamente, el conformado con envejecimiento se realiza en un horno autoclave. El autoclave y las matrices requeridos para conformar con envejecimiento un panel del ala de aeronave, para una aeronave comercial grande, son grandes y caros y, en consecuencia, se emplean poco en el procedimiento de fabricacion. Por lo tanto, es deseable que el ciclo de conformado con envejecimiento sea tan corto como sea factible, al tiempo que todavfa se consiga el contorno y las propiedades requeridos en el producto de aleacion, de modo que se maximice la capacidad de produccion. El acortamiento de la tercera etapa o su completa eliminacion son beneficiosos para la consecucion de este objetivo. En el metodo de 2 etapas de baja-alta temperatura, la primera etapa puede ser aplicada por el productor de la aleacion, lo que minimiza aun mas el tiempo empleado en el procedimiento de conformado con envejecimiento.

Los resultados de los estudios de SCC en las aleaciones de ejemplo indican que la tercera etapa, de hecho, se puede acortar e incluso eliminar, al tiempo que se cumple con las exigencias de SCC para el revestimiento y los larguerillos superiores del ala. Generalmente, el metodo de 3 etapas para las aleaciones 7085 en aplicaciones de productos gruesos es innecesario para las aleaciones descritas en la presente memoria en mas altas aplicaciones para alas y otras aplicaciones de alta resistencia, por varias razones. Por ejemplo, las exigencias de SCC para los componentes superiores del ala son menos estrictas que para una aplicacion de un producto grueso, tal como una costilla o un larguero. Los componentes superiores del ala son sometidos predominantemente a cargas de compresion, mientras que el larguero, en particular su parte inferior, se somete a cargas de traccion. Solo las cargas de traccion contribuyen a la SCC. Asimismo, un larguero o una costilla integrales mecanizados a partir de un producto grueso pueden tener cargas de diseno importantes en la direccion ST. Por ejemplo, los cordones del larguero de un larguero integral fabricados a partir de chapa estan en el plano L-ST de la chapa matriz. En comparacion, las cargas de diseno principales en el revestimiento y el larguerillo superiores estan predominantemente en el plano L-LT, que es menos propenso a la SCC. A consecuencia de estas diferencias, la exigencia de una SCC minima en la direccion ST para las correspondientes mas altas aleaciones para alas, 7055 y 7449, es de 103,4 o 110,3 MPa (15 o 16 ksi), lo que permite que estas aleaciones se utilicen en los temples de alta resistencia T79, mientras que los productos gruesos para largueros, costillas y otras aplicaciones se utilizan tfpicamente en los temples de menor resistencia T76 y t74, que tfpicamente tienen una SCC minima de 172,4 MPa (25 ksi) y 241,3 MPa (35 ksi), respectivamente.

Las aleaciones descritas en la presente memoria tambien se contemplan para su utilizacion en un larguero o costilla de multiples componentes y multiples aleaciones, unidos mediante elementos de fijacion mecanica o mediante soldadura. Como ya se ha descrito, es probable que estas aplicaciones tengan mayores exigencias de SCC que el revestimiento y los larguerillo superiores del ala. Sin embargo, en un larguero de multiples componentes constituido por productos mas delgados, la estructura del grano se puede orientar para resistencia a la SCC mas favorablemente que para un larguero integral mecanizado a partir de una chapa gruesa. Los cordones de larguero, por ejemplo, se pueden mecanizar desde el plano L-LT, mas resistente a la SCC, de una chapa o extrusion matriz, en lugar del plano L-ST. Tfpicamente, el rendimiento mmimo de SCC en las direcciones L y LT es mayor de 275,8 MPa (40 ksi), incluso en los temples de alta resistencia menos resistentes a la SCC, en comparacion con

172,4 MPa (25 ksi) o 241,3 MPa (35 ksi) en la direccion ST, para los temples mas altamente resistentes a la SCC y de menor resistencia. Por consiguiente, se puede dar el caso de que la tercera etapa del metodo de envejecimiento utilizado a menudo para las aleaciones 7085, tambien se pueda acortar o eliminar para las aleaciones descritas en la presente memoria, incluso para los largueros, las costillas y otras aplicaciones que tienen exigencias de SCC mas exigentes. El acortamiento o eliminacion de la tercera etapa da lugar a una pequena reduccion de la resistencia,

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tipicamente de aproximadamente 6,9 a aproximadamente 13,8 MPa (1 a aproximadamente 2 ksi). Sin embargo, se puede dar el caso de que esta reduccion de la resistencia pueda ser compensada mediante la utilizacion de unos temples de mayor resistencia que no son viables en productos gruesos. Aun asf, para algunas aplicaciones ensambladas, integrales o de multiples componentes, de la presente descripcion, pueden ser deseables temples de menor resistencia, tales como los temples T74 o T73, bien por la resistencia adicional a la corrosion que proporcionan o bien por las mejoras adicionales en la tenacidad a la fractura.

En el caso de los largueros o las costillas de multiples aleaciones unidos mediante soldadura, una caractenstica deseable es la flexibilidad en el metodo de envejecimiento que presentan las aleaciones descritas en la presente memoria. La soldadura, bien mediante metodos de soldadura de fusion o bien mediante metodos de estado solido, tales como la soldadura por friccion-agitacion, se puede realizar en un temple intermedio en lugar de en el temple final de la aleacion, ya que el envejecimiento posterior a la soldadura es tfpicamente deseable para mejorar las propiedades de resistencia y ante la corrosion de la soldadura. Por ejemplo, la soldadura de las aleaciones descritas en la presente memoria con otra aleacion que tiene unas propiedades de resistencia y tolerancia a los danos mas adecuadas para el cordon de larguero inferior, se puede realizar despues de la aplicacion de la primera etapa de envejecimiento de cualquiera de los metodos de 2 o 3 etapas en la aleacion descrita en la presente memoria. La otra aleacion puede ser otra aleacion 7XXX o de una composicion bastante diferente, por ejemplo una aleacion de aluminio-litio de acuerdo con la patente de EE.UU. N° 4.961.792, y tiene su propio metodo de envejecimiento tfpico que puede estar comprendido por una, dos o tres etapas. Puesto que necesariamente el envejecimiento posterior a la soldadura de los dos productos de aleacion unidos se debe producir conjuntamente, el metodo de envejecimiento para las aleaciones descritas en la presente memoria puede que necesite tener dos o tres etapas, dependiendo de las exigencias de envejecimiento de la aleacion a la que se unen. Por lo tanto, para los componentes soldados de multiples aleaciones es beneficiosa la flexibilidad de las aleaciones descritas en la presente memoria, con respecto al numero de etapas de envejecimiento y las veces que se pueden utilizar con exito. Aun asf, pueden ser necesarios algunos compromisos en el metodo de envejecimiento tfpico para cada aleacion, en funcion de las aleaciones espedficas implicadas.

La fabricacion y envejecimiento de un componente de multiples aleaciones, que utiliza las aleaciones descritas en la presente memoria unidas mediante soldadura, se pueden simplificar algo mediante la utilizacion de aleaciones 7XXX con composiciones similares a las aleaciones descritas en la presente memoria, pero que son mas delgadas o mas ricas en elementos de aleacion adicionales para refuerzo, para conseguir el equilibrio deseado de resistencia y tenacidad en cada componente. Probablemente, los metodos tfpicos de envejecimiento anterior y posterior a la soldadura son mas compatibles para tales aleaciones que para aleaciones mas diferentes que requieren menores ajustes para sus metodos tfpicos. Alternativamente, las diferencias deseadas en la resistencia y la tenacidad probablemente se pueden conseguir en algunos casos con la utilizacion de las aleaciones descritas en la presente memoria solas, mediante el empleo de temples diferentes. Por ejemplo, un larguero de multiples temples fabricado unicamente a partir de las aleaciones descritas en la presente memoria puede utilizar el temple T79 de alta resistencia en el cordon superior, el temple T76 de moderada resistencia y mayor tenacidad en el alma del larguero, y el temple T73 de menor resistencia y de la tenacidad mas alta en el cordon de larguero inferior. Tfpicamente, los tiempos de envejecimiento para los temples T76 y T73 son mayores que para el temple T79. En un larguero soldado de multiples temples, el envejecimiento anterior a la soldadura para el larguero superior T79 puede estar comprendida, por ejemplo, solamente por la primera etapa, para el alma del larguero T76 puede estar comprendida por la primera etapa y parte de la segunda etapa, y para el cordon del larguero inferior t73 por la primera etapa y una parte mayor de la segunda etapa. Esto se puede llevar a cabo en cada componente por separado o escalonando su retirada del mismo horno. Una vez soldados, en los componentes unidos se utiliza el mismo metodo de envejecimiento posterior a la soldadura. Con la seleccion apropiada del metodo de envejecimiento anterior y posterior a la soldadura, se puede aplicar a cada componente su metodo tfpico de envejecimiento esencialmente sin compromiso.

Ejemplo 1 (todas las muestras de ensayo del Ejemplo 1 estan fuera de la definicion de las reivindicaciones)

Unos lingotes A-D, que teman una composicion similar a las realizaciones descritas anteriormente para la presente familia de aleaciones, se moldearon en forma de lingotes grandes a escala comercial. Adicionalmente, se moldeo un lingote de la aleacion de aluminio 7085 para control. Los lingotes se descostraron y homogeneizaron con una temperatura de homogeneizacion final de aproximadamente 465,6°C a aproximadamente 482,2°C (870°F a aproximadamente 900°F). Un lingote de cada una de las aleaciones A (fuera de la definicion de la aleacion de las reivindicaciones) y B (dentro de la definicion de la aleacion de las reivindicaciones) se lamino en caliente en una chapa de un espesor de 27,2 mm (1,07 pulgadas) y una anchura de 3.429 mm (135 pulgadas). Otro lingote de cada una de las aleaciones A y B se lamino en caliente en una chapa de un espesor de 27,9 mm (1,10 pulgadas) y una anchura de 2.819,4 mm (111 pulgadas). La chapa primera se referira en lo sucesivo como chapa 1 y la chapa segunda como chapa 2. Un lingote de cada una de las aleaciones C y D (ambas aleaciones estan fuera de la definicion de la aleacion de las reivindicaciones) se lamino en caliente con el mismo espesor y anchura que la chapa 2. Los tamanos de la chapa 1 y de la chapa 2 son representativos de los paneles superiores del ala de una aeronave de capacidad ultra grande. La aleacion 7085 de control se lamino en caliente con el mismo espesor y anchura que la chapa 1. Las chapas se trataron termicamente en solucion entre aproximadamente 471,1°C y aproximadamente 479,4°C (880°F y aproximadamente 895°F) durante aproximadamente 70-100 minutos, se enfriaron rapidamente a temperatura ambiente con agua pulverizada, y se estiraron en frio de aproximadamente 1,5 a aproximadamente 3%.

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Las muestras de las chapas de las aleaciones A a D y la aleacion 7085 de control se envejecieron con un temple del tipo T79 de alta resistencia adecuado para los componentes superiores del ala, utilizando un metodo convencional de envejecimiento de tres etapas (por ejemplo, segun lo proporcionado por la patente de EE.UU. N° 6.972.110). El metodo de tres etapas consistfa en una primera etapa de aproximadamente 6 horas a aproximadamente 121,1°C (250°F), una segunda etapa de aproximadamente 7 horas a aproximadamente 153,3°C (308°F) y una tercera etapa de aproximadamente 24 horas a aproximadamente 121,1°C (250°F). Adicionalmente, se cortaron unas muestras de una version mejorada de la aleacion de aluminio 7055 (patente de EE.UU. N° 7.097.719) de varios lotes de produccion diferentes de chapa de los mismos o similares anchura y espesor, y se les aplico el temple T7951 de alta resistencia, y varios tratamientos de temple y sobreenvejecimiento para disminuir el nivel de resistencia y aumentar la tenacidad a la fractura. En la Tabla 2 se representa la composicion de los lingotes A-D, y las composiciones de varias aleaciones convencionales. El metodo de envejecimiento para el temple T7951 de la version mejorada de la aleacion 7055 era un metodo de dos etapas que consistfa en una primera etapa de 10 horas a 150,0°C (302°F) y una segunda etapa de 6 horas. Los temples sobreenvejecidos se obtuvieron mediante un aumento de la primera etapa de aproximadamente 10 horas a aproximadamente 19 a aproximadamente 24 horas.

Tabla 2

Aleacion

% en peso de Zn % en peso de Cu % en peso de Mg % en peso de Fe % en peso de Si % en peso de Zr

A*

7,7 1,81 1,62 0,024 0,014 0,11

B*

7,64 2,15 1,65 0,028 0,021 0,10

C*

8,05 2,08 1,78 0,044 0,026 0,12

D*

7,83 2,17 1,84 0,036 0,020 0,11

Muestra 7085

7,6 1,62 1,48 0,032 0,015 0,11

Intervalo AA 7085

7,0-8,0 1,3-2,0 1,2-1,8 0,08 max. 0,06 max. 0,08-0,15

7055 mejorada

7,6-8,4 2,0-2,6 1,8-2,3 0,09 max. 0,06 max. 0,08-0,25

Intervalo AA 7055

7,6-8,4 2,0-2,6 1,8-2,3 0,15 max. 0,10 max. 0,08-0,25

Intervalo AA 7499

7,5-8,7 1,4-2,1 1,8-2,7 0,15 max. 0,12 max. (1)

(1) 0,25 max. de Zr + Ti

*: aleacion fuera de la definicion de las reivindicaciones.

Se midio la resistencia a la traccion y a la compresion, la tenacidad a la fractura en deformacion plana (Klc) y en tension plana aparente (Kapp), y la resistencia a la exfoliacion de las aleaciones de ejemplo A a D, y las aleaciones 7085 y 7055 mejorada de los controles. El ensayo de traccion se realizo de acuerdo con las normas de ensayo ASTM E8 y ASTM B557, y el ensayo de compresion de acuerdo con la norma ASTM E9. El ensayo de tenacidad a la fractura (KIc) en deformacion plana se realizo de acuerdo con la norma ASTM E399. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana eran del espesor de la chapa completa y teman una anchura W de 76,2 mm (3 pulgadas). El ensayo de tenacidad a la fractura (Kapp) en tension plana se llevo a cabo de acuerdo con las normas ASTM E561 y R646. Los expertos en la tecnica apreciaran que el valor numerico de la Kapp tipicamente aumenta a medida que aumenta la anchura de probeta de ensayo. La Kapp tambien esta influida por el espesor de la probeta, la longitud inicial de la fisura y la geometna de la muestra de ensayo. Por lo tanto, los valores de la Kapp solamente se pueden comparar de forma fiable en probetas de ensayo de una geometna, anchura, espesor y longitud inicial de la fisura equivalentes. En consecuencia, todos los ensayos sobre las aleaciones de ejemplo y las aleaciones 7085 y 7055 de los controles se realizaron utilizando probetas fisuradas en el centro M(T) que teman las mismas dimensiones nominales, una anchura de 406,4 mm (16 pulgadas), un espesor de 6,35 mm (0,25 pulgadas) y una longitud inicial de la fisura por fatiga previa (2ao) de 101,6 mm (4 pulgadas). Las probetas se centraron a la mitad del espesor (T/2) de la chapa. El ensayo de exfoliacion que utilizo el metodo de EXCO tambien se realizo de acuerdo con la norma ASTM G34. Las probetas de ensayo se tomaron a la mitad del espesor (T/2) y a un decimo del espesor (T/10).

En la Tabla 3 se proporcionan las propiedades medidas de las aleaciones de ejemplo A a D y de la composicion nominal 7085. La aleacion A presento un aumento de aproximadamente 20,7 MPa (3 ksi) en el lfmite de elasticidad a la traccion y la carga de rotura por traccion, sobre la composicion nominal 7085, en los valores de la chapa 1, tanto en la direccion L como en la LT, un aumento de la resistencia de aproximadamente 4%; mientras que la aleacion B presento un aumento de aproximadamente 34,5 MPa (5 ksi) en el lfmite de elasticidad y la carga de rotura por traccion, una mejora de aproximadamente 6%. Las aleaciones C y D presentaron incluso una mayor resistencia. El aumento en el lfmite de elasticidad y la carga de rotura por traccion de ambas aleaciones fue de aproximadamente 48,3 MPa (7 ksi), una mejora de aproximadamente 8%. Los fabricantes de aeronaves consideran que estas mejoras de la resistencia son significativas. La mejora de la resistencia se obtuvo al tiempo que se conservaba una excelente resistencia a la exfoliacion; todas las probetas de las aleaciones de ejemplo consiguieron una calificacion EA.

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Tabla 3

Aleacion/Panel

Dir. UTS (ksi)** TYS (ksi)** CYS (ksi)** KIc (ksiVin)*** Kapp (ksiVin)*** EXCO

Muestra 7085

L 83,7 79,9 81,4 50,6 128,9 EA (t/2)

LT

83,7 79,6 Na 41,1 102,6 EA (t/10)

Aleacion de ejemplo A*

L 86,7 83,2 84,3 50,9 127,5 EA (t/2)

Chapa 1

LT 86,8 82,6 Na 40,8 94,0 EA (t/10)

Aleacion de ejemplo A*

L 85,8 81,7 83,0 49,1 129,2 EA (t/2)

Chapa 2

LT 85,7 81,5 Na 39,6 91,9 EA (t/10)

Aleacion de ejemplo B

L 89,3 85,7 86,7 43,8 113,2 EA (t/2)

Chapa 1

LT 89,2 85,0 Na 34,2 78,6 EA (t/10)

Aleacion de ejemplo B*

L 87,8 84,3 86,4 43,6 129,1 EA (t/2)

Chapa 2

LT 88,5 84,1 Na 34,5 86,0 EA (t/10)

L 90,2 87,2 LO CD OO o CD CO 115,6 EA (t/2)

Aleacion de ejemplo C*

LT 90,2 84,6 Na 30,0 71,2 EA (t/10)

L 90,4 87,1 CM CD OO 40,1 107,9 EA (t/2)

Aleacion de ejemplo D*

LT 90,6 86,5 Na 31,5 68,8 EA (t/10)

*: aleacion fuera de la definicion de las reivindicaciones. **: 1 ksi = 6,8948 MPa ***: 1 ksiVin = 1,099 MPaVm

En las Figuras 3A, 3B y 4 se muestran las combinaciones de resistencia y tenacidad de las aleaciones de ejemplo A a D, donde son comparadas con las aleaciones de la tecnica anterior. Las Figuras 3A y 3B comparan la tenacidad a la fractura en deformacion plana KIc en la orientacion L-T, que corresponde a la direccion principal de la carga en la parte superior del ala, en funcion del lfmite de elasticidad a la traccion mmimo en la direccion L (laminado) de las aleaciones de ejemplo A a D, los lotes de control de la muestra de la aleacion 7085 (Tabla 3), otros cuatro lotes de una chapa delgada de la aleacion 7085, que proporcionan un metodo de envejecimiento de menor resistencia mas adecuado para la parte inferior de las alas (Tabla 1), y los valores de la version mejorada de la aleacion 7055 en el temple T7951 y con unos tratamientos de temples sobreenvejecidos. Adicionalmente, se muestra la tfpica tenacidad a la fractura Klc de otras aleaciones de la tecnica anterior en forma de chapa delgada. Para las aleaciones de ejemplo y los temples sobreenvejecidos de la aleacion 7055, para los que en la actualidad no existen especificaciones del material, se estimo el lfmite de elasticidad a la traccion mmimo restando 20,7 MPa (3 ksi) al valor medido. La lmea de rendimiento mmimo para las aleaciones descritas en la presente memoria se designa mediante la lmea A-A, que tiene la ecuacion FT = (-2,3*(TYS)/6,8948+229)*1,099 (FT = -2,3*(TYS)+229), en donde TYS es el lfmite de elasticidad a la traccion L de la chapa en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, y en donde FT es la tenacidad a la fractura en deformacion plana L-T de la chapa en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399.

La Figura 3A tambien incluye una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de aleacion de chapa delgada de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad L-T minima de 39,6 MPaVm (36 ksiVinch), una resistencia minima de 510,2 MPa (74 ksi), y la lmea A-A, que tiene la ecuacion FT = (-2,3*(TYS)/6,8948+229)*1,099, conforme a lo dispuesto anteriormente. La zona sombreada de la Figura 3A es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa delgada de un temple T74, aunque se pueden producir aleaciones con otros temples (por ejemplo, el T6, T73, T76, T79) que pueden tener propiedades que se encuentran dentro de la zona sombreada.

La Figura 3B tambien incluye una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de aleacion de chapa delgada de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad minima de 33,0 MPaVm (30 ksiVinch), una resistencia minima de 544,7 MPa (79 ksi), y la lmea A-A, que tiene la ecuacion FT = (-2,3*(TYS)/6,8948+229)*1,099, conforme a lo dispuesto anteriormente. La zona sombreada de la Figura 3B es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa delgada de un temple T76, aunque se pueden producir aleaciones con otros temples (por ejemplo, el T6, T73, T74, T79) que pueden tener propiedades que se encuentran dentro de la zona sombreada.

La Figura 4 compara el lfmite de elasticidad a la traccion L y la tenacidad a la fractura en tension plana aparente (Kapp) de unas realizaciones de las aleaciones descritas en la presente memoria, en la orientacion L-T, de nuevo con los cinco lotes de la aleacion 7085 y los valores de la aleacion 7055 mejorada. Es evidente la mejora de la combinacion de resistencia y tenacidad de la aleacion 7085, con respecto a la version mejorada de la aleacion 7055. La lmea de rendimiento mmimo para las aleaciones descritas en la presente memoria se designa por la lmea B-B,

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que tiene la ecuacion FT = (-4*(TYS)/6,8948+453)*1,099 (FT = -4,0*(TYS)+453), donde TYS es el Kmite de elasticidad a la traccion L de la chapa en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, donde FT es la tenacidad a la fractura en tension plana L-T (Kapp) de la chapa en MPaVm (ksiVinch), y donde FT se mide de acuerdo con las normas ASTM E561 y B646 en una probeta de aleacion de aluminio fisurada en el centro tomada de la ubicacion T/2 de la chapa de aleacion de aluminio, y donde la probeta tiene una anchura de 406,4 mm (16 pulgadas), un espesor de 6,35 mm (0,25 pulgadas) y una longitud inicial de la fisura por fatiga previa de 101,6 (4 pulgadas).

La tenacidad a la fractura de la aleacion 7055 es significativamente menor, incluso con una sobreenvejecimiento significativa para conseguir el mismo o similar nivel de resistencia que con la aleacion descrita en la presente memoria. Puesto que, en las aleaciones descritas en la presente memoria, los niveles de Cu y Mg se encuentran entre los de la aleacion 7085 y la version mejorada de la aleacion 7055, mientras que los niveles de Fe y Si son similarmente bajos, la prevision era que la combinacion de resistencia y tenacidad alcanzable con las aleaciones descritas en la presente memoria se situana entre la de la aleacion 7085 y la aleacion 7055 mejorada. Sorprendentemente, las aleaciones descritas en la presente memoria presentaron una mejor combinacion de resistencia y tenacidad, no solo sobre la aleacion 7055 mejorada, sino tambien sobre la aleacion 7085. De este modo, las realizaciones de las aleaciones descritas en la presente memoria identifican una zona de composicion "dulce" que ofrece unas combinaciones de resistencia y tenacidad a la fractura superiores a las presentadas por las aleaciones de la tecnica anterior. Mientras que los valores de la Kapp y las mejoras relativas corresponden a una muestra de ensayo del tipo y dimensiones indicados, se espera observar mejoras relativas similares en otros tipos y tamanos de muestras de ensayo. Sin embargo, los expertos en la tecnica tambien apreciaran que los valores reales de la Kapp pueden variar significativamente en otros tipos y tamanos de probetas como se han descrito previamente, y tambien puede variar la magnitud de la diferencia.

La Figura 4 incluye tambien una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de aleacion de chapa delgada de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad minima (Kapp) de 109,9 MPaVm (l00 ksiVinch), un lfmite de elasticidad a la traccion mmimo de 551,6 MPa (80 ksi), y la lmea B-B, que tiene la ecuacion FT = (-4*(TYS)/6,8948+453)*1,099, conforme a lo dispuesto anteriormente. La zona sombreada de la Figura 4 es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa delgada de un temple T79, aunque se pueden producir aleaciones con otros temples (por ejemplo, el T6, T73, T74, T76) que pueden tener propiedades que se encuentran dentro de la zona sombreada. Por otra parte, algunos productos de chapa delgada de la presente descripcion pueden ser capaces de alcanzar los valores, tanto de la tenacidad a la fractura en tension plana como del lfmite de elasticidad a la traccion, definidos por la zona sombreada de la Figura 4, asf como los valores de la tenacidad a la fractura en deformacion plana y del lfmite de elasticidad a la traccion definidos por la zona sombreada de las Figuras 3A y/o 3B.

Ejemplo 2 (todas las muestras de ensayo del Ejemplo 2 estan fuera de la definicion de las reivindicaciones)

Cuatro conjuntos de muestras en la condicion de solucion tratada termicamente, enfriada rapidamente y estirada (temple W51) de las aleaciones de ejemplo A y B, fabricadas en forma de chapa del Ejemplo 1, se sometieron a las dos primeras etapas de envejecimiento del metodo de tres etapas utilizado en el Ejemplo 1. Posteriormente, el primer conjunto de muestras se sometio a la tercera etapa con un tiempo de envejecimiento de 24 horas, el mismo que el empleado en el Ejemplo 1, mientras que el segundo y tercer conjunto se sometieron a tiempos de envejecimiento mas cortos, de 6 y 12 horas. No se aplico la tercera etapa (0 horas) en el cuarto conjunto de muestras. Las probetas de traccion con un diametro de 3,2 mm (0,125 pulgadas) se mecanizaron en la direccion transversal larga (LT) y en la direccion transversal corta (ST), tanto para el ensayo de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension de inmersiones alternadas (IA) como para el ensayo de exposicion a un entorno costero (SC) (tambien referido a veces en esta memoria como ensayo de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension en un entorno costero). Los ensayos de inmersiones alternadas se llevaron a cabo de acuerdo con las normas ASTM G44, G47 y/o G49. Mas espedficamente, las probetas se expusieron a unos ciclos de inmersion en una solucion acuosa de NaCl al 3,5% durante 10 minutos, y seguidamente a 50 minutos de secado con aire, mientras que se sometfan a una carga constante necesaria para conseguir el nivel de carga deseado. El ensayo de exposicion a un entorno costero se llevo a cabo en el sitio de exposicion a un entorno costero de Alcoa en Pt. Judith, RI, como se describe a continuacion.

Para la direccion ST, se seleccionaron tres tiempos de envejecimiento para la 3a etapa, 0, 12 y 24 horas, y dos niveles de carga, 16 y 137,9 MPa (20 ksi). El primer nivel de carga representa la exigencia minima en la direccion ST para las actuales mas altas aleaciones para alas, 7055 y 7449. El segundo nivel de carga se corresponde con un nivel de carga 25% mas alto. Tfpicamente el penodo de exposicion del ensayo de IA para las aleaciones 7XXX en la direccion ST es de 20 o 30 dfas, o hasta que se produce el fallo. En estos ensayos, el penodo de exposicion maximo para IA se amplio a 150 dfas, para evaluar mejor el rendimiento de los diferentes metodos de envejecimiento. Para las exposiciones a un entorno costero, el penodo de exposicion maximo fue de 466 dfas. En la Tabla 4 se proporcionan los resultados de los ensayos de corrosion bajo tension (SCC).

Tabla 4

Aleacion

Panel Duracion de la 3a etapa (h) Carga LT (ksi)* Ensayo SCC Fallo (dfas)

YS

UTS Ubicacion Carga (ksi)* N° de ensayos

A

2 82,5 86,2 IA 16 5 48,101,101,101,115

IA 20 5 32,59,70,101,115

SC 16 5 297,311

SC 20 5 290,290,339,349

A

2 12 83,8 87,4 IA 16 5 78,97,101

IA 20 5 53,98,101,101,101

SC 16 5 325,339

SC 20 5 66,325,339,367

A

2 24 83,7 87,3 IA 16 5 101,101,101,115,129

IA 20 5 44,73,98,101,143

SC 16 5 332

SC 20 5 332,346,346,402

A

1 12 84,1 87,6 IA 16 5 87,129,143,143

IA 20 5 59,98,101,101,101

SC 16 5 325,332,332,339

SC 20 5 325,332,339

B

2 12 85,5 89,2 IA 16 5 115,135,135

IA 20 5 29,54,101,101,115

SC 16 5 234,332

SC 20 5 122,311,325

*: 1 ksi = 6,8948 MPa

Los resultados de la aleacion de ejemplo A, panel 2, con tiempos de envejecimiento para la tercera etapa de 0 (es dedr, no hay tercera etapa) 12 y 24 horas, indican que no hay una diferencia significativa en la resistencia de SCC 5 de las aleaciones descritas en la presente memoria con o sin una 3a etapa de envejecimiento, o para una duracion mas corta o mas larga de la 3a etapa de envejecimiento. En todos los casos, el numero de dfas hasta que se produjo el fallo supero los tiempos de exposicion estandar, de 20 o 30 dfas, para la SCC por IA para las aleaciones 7XXX, tanto en el nivel de carga de 110,3 MPa (16 ksi), exigencia minima para las actuales mas altas aleaciones para alas, como para un nivel de carga 25% mas alto de 137,9 MPa (20 ksi). El numero de dfas hasta que se produjo el fallo 10 tambien fue similar para los 3 tiempos de envejecimiento diferentes. Para las exposiciones a un entorno costero tambien fue similar la resistencia a la SCC de los tres tiempos de envejecimiento de la 3a etapa. La aleacion A, panel

1, y la aleacion de ejemplo B, panel 2, se evaluaron solo para un tiempo de envejecimiento de la 3a etapa de 12 horas. El panel 1 era mas delgado y mas ancho que el panel 2, y por lo tanto se esperaba que tuviera una relacion de aspecto del grano diferente y posiblemente una resistencia a la SCC diferente. Los resultados para la

15 aleacion A, panel 1, se mostraron ligeramente mejores que los del panel 2. Los resultados para la aleacion B, panel

2, fueron similares y posiblemente mejores que para la aleacion A, panel 2.

Tambien se llevaron a cabo unos ensayos de SCC en la direccion LT. Para la direccion LT se interrumpieron las exposiciones despues de 30, 47 y 90 dfas, y las probetas expuestas se sometieron a ensayos de carga de rotura de acuerdo con la norma ASTM G139. Se determino el porcentaje de resistencia retenida o residual de las probetas 20 expuestas, en comparacion con la resistencia a la traccion de las probetas no expuestas. Los niveles de carga para la direccion LT fueron 289,6 y 434,4 MPa (42 y 63 ksi), que se corresponden con aproximadamente el 50% y el 75% del lfmite de elasticidad LT de las aleaciones descritas en la presente memoria. Este ensayo es un medio para obtener mas informacion cuantitativa en un tiempo mas corto, y es util por lo tanto para la direccion LT mas resistente a la SCC, donde se espera que los fallos de las probetas se produzcan en tiempos mas largos y,

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posiblemente, con mayor dispersion, que en la direccion ST, menos resistente a la SCC. En un experimento, los ensayos de carga de rotura se llevaron a cabo en las aleaciones de ejemplo A y B, proporcionado un metodo de envejecimiento para la 3a etapa de 0, 6 y 12 horas, despues de un penodo de exposicion de 47 dfas. En un segundo experimento, se llevaron a cabo unos ensayos de carga de rotura en la aleacion de ejemplo A y la aleacion de control 7055-T7951, despues de unos periodos de exposicion de 30 y 47 dfas en IA y 90 dfas de exposicion a un entorno costero, para unos niveles de carga que se correspondfan con el 50 y 75% del lfmite de elasticidad LT, para cada aleacion. En ambos experimentos tambien se incluyeron unas muestras no sometidas a carga. La inclusion de muestras no sometidas a carga y de muestras sometidas a carga permite separar, de la perdida de resistencia por SCC, la perdida de resistencia que resulta de la corrosion general y de la corrosion localizada.

En la Figura 5 se muestran los resultados del primer experimento, en donde cada punto representa un promedio de 5 probetas. En este caso, el porcentaje de resistencia retenida es la relacion entre la resistencia de una probeta expuesta y la de una probeta no expuesta (es decir, no corrofda), expresada en base porcentual. Los resultados indican que no hubo perdidas en la resistencia a la corrosion general (no sometida a carga) o en la resistencia a la SCC (sometida a carga) con la eliminacion de la 3a etapa de envejecimiento. De hecho, las probetas sin la 3a etapa teman una mayor resistencia retenida o residual que las que se sometieron a una 3a etapa de 6 o 12 horas. La aleacion B supero a la aleacion A, para un tiempo de envejecimiento dado. En la Figura 6 se proporcionan los resultados del segundo experimento, donde cada punto representa un promedio de 5 probetas. La Figura 6 es una grafica que compara el porcentaje de resistencia retenida en la direccion LT de las aleaciones descritas en la presente memoria y de la aleacion de la tecnica anterior 7055, para un tiempo de envejecimiento de la 2a etapa de 12 horas, seguido de unas exposiciones de 30 y 47 dfas en una solucion de NaCl al 3,5% y 90 dfas de exposicion a un entorno costero, para unos niveles de carga del 50 y 75% del lfmite de elasticidad de cada aleacion. La aleacion de ejemplo A tema un mayor porcentaje de resistencia retenida que la aleacion 7055, para los tres exposiciones, tanto en la condicion de no sometida a carga como en la de sometida a carga, y para los dos niveles de carga.

En general, los resultados de corrosion indican que, tanto el metodo de envejecimiento de 2 etapas, como el de 3 etapas, proporcionan un rendimiento ante la corrosion aceptable de las aleaciones descritas en la presente memoria en mas altas aplicaciones para alas. Una desventaja del metodo de 2 etapas es que para la aleacion de ejemplo A la resistencia es ligeramente inferior, como se representa en la Tabla 4. En comparacion con el tiempo de envejecimiento de la 3a etapa de 24 horas, el lfmite de elasticidad sin la 3a etapa fue aproximadamente 6,9 MPa (1 ksi) superior. Como se ha descrito previamente, la flexibilidad en el metodo de envejecimiento de las aleaciones descritas en la presente memoria es una caractenstica beneficiosa. El metodo de 2 etapas es tfpico para aplicaciones tales como el revestimiento superior del ala y el larguerillo, donde es aplicada por el fabricante o subcontratista de la aeronave un envejecimiento parcial o completo durante el procedimiento de envejecimiento, y es deseable que el ciclo de conformado con envejecimiento sea lo mas corto posible para maximizar el rendimiento de produccion. En relacion con ello, las aleaciones descritas en la presente memoria con el metodo de 2 etapas utilizado en esta memoria, que tiene un tiempo total de homogeneizacion de 13 horas, ofrece una mejora sobre las actuales mas altas aleaciones para alas. Dependiendo de las exigencias del conformado con envejecimiento, posiblemente este se puede acortar aun mas a aproximadamente 7 horas, si la primera etapa es aplicada por el productor del material y la segunda etapa solo se lleva a cabo en el procedimiento de conformado con envejecimiento.

El metodo de 3 etapas se puede utilizar cuando el material es suministrado por el productor en la condicion de completamente envejecido, para aplicaciones tales como el larguero superior del ala o el alma del larguero, en un diseno ensamblado. Para estas aplicaciones tambien se puede utilizar un temple de menor resistencia, tal como un temple T76 o T74, que utiliza un metodo bien de 2 o de 3 etapas, dependiendo de las exigencias y la direccion de las tensiones de diseno, con respecto a la orientacion del grano de los productos de aleacion. Cuando las aleaciones descritas en la presente memoria se han de soldar a otro producto de aleacion y envejecer posteriormente a la soldadura, como parte de un componente de multiples aleaciones, se puede utilizar un metodo de 2 o 3 etapas, dependiendo del metodo de envejecimiento de la aleacion o aleaciones a las que se han a unir las aleaciones descritas en la presente memoria. La flexibilidad proporcionada por las aleaciones descritas en la presente memoria tambien puede ser util para combinar los ciclos de curado de los adhesivos utilizados para fijar los materiales de refuerzo, con el envejecimiento de las aleaciones descritas en la presente memoria.

Ejemplo 3 (todas las muestras de ensayo del Ejemplo 3 estan fuera de la definicion de las reivindicaciones)

Las muestras de la chapa de aleacion de ejemplo A en la condicion de tratadas termicamente en solucion, enfriadas rapidamente y estiradas (temple W51), fabricadas en el Ejemplo 1, se mecanizaron en unos paneles de 12,7 mm (0,5 pulgadas) de espesor, por 152,4 mm (6 pulgadas) de anchura, por 889 mm (35 pulgadas) de longitud. Las muestras obtenidas a partir de una extrusion de la aleacion 2099 se adquirieron en el temple T3511 y se mecanizaron a las mismas dimensiones. En ambos casos, la dimension de la longitud estaba en la direccion del laminado de la aleacion 2099, que es una aleacion de aluminio-litio disponible comercialmente y registrada en la Aluminium Association que tiene una composicion de 2,4-3% en peso de Cu, 0,1-0,5% en peso de Mg, 0,4-1,0% en peso de Zn, 0,1-0,5% en peso de Mn, 0,05-0,12% en peso de Zr y 1,6-2,0% en peso de Li, siendo el resto Al e impurezas incidentales. Los paneles de la aleacion de ejemplo A y de la aleacion 2099 se unieron mediante soldadura por friccion-agitacion con la lmea de soldadura a lo largo de la longitud de los paneles. Esta combinacion de las aleaciones descritas en la presente memoria y la aleacion 2099, que tiene composiciones muy diferentes, se

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puede utilizar, por ejemplo, para un larguero o una costilla de multiples aleaciones. En el larguero, las aleaciones descritas en la presente memoria se pueden utilizar en el cordon y el alma superiores, donde se necesita una alta resistencia a la compresion, y la aleacion 2099 en el cordon de larguero inferior, donde es beneficiosa una alta resistencia al crecimiento de grietas por fatiga. De manera similar, en las costillas, las aleaciones descritas en la presente memoria se pueden utilizar en los pies, donde es importante una alta resistencia, y la aleacion 2099 en el alma del larguero donde son beneficiosas una alta rigidez y una baja densidad.

Los paneles de la aleacion A y la aleacion 2099 se envejecieron por separado, antes de la operacion de soldadura por friccion-agitacion. El envejecimiento anterior a la soldadura para la aleacion A consistio en una primera etapa de 6 horas a 121,1°C (250°F), mientras que el metodo de envejecimiento anterior a la soldadura de la aleacion 2099 consistio en una primera y una segunda etapas de tiempos y/o temperaturas diferentes a los utilizados para las aleaciones descritas en la presente memoria. El metodo de envejecimiento posterior a la soldadura de los paneles unidos fue necesariamente el mismo, y consistio en una primera etapa de 6 horas a 121,1°C (250°F) y una segunda etapa de 18 horas a 151,7°C (305°F). El envejecimiento posterior a la soldadura es deseable para mejorar las propiedades de resistencia y ante la corrosion de la zona de soldadura. Con el fin de acrecentar las propiedades de la soldadura, en particular la resistencia mecanica y la resistencia a la corrosion, el envejecimiento se debe llevar a cabo despues de la soldadura en la medida que sea posible. Sin embargo, para las aleaciones diferentes, la capacidad para hacer esto puede estar limitada por las exigencias individuales del envejecimiento para cada aleacion y el temple final deseado para cada una de ellas. Se seleccionaron cuidadosamente los metodos de envejecimiento anterior a la soldadura para cada aleacion, y el metodo de envejecimiento posterior a la soldadura para el panel de multiples aleaciones, para llevar a cabo un temple del tipo T76 en las aleaciones descritas en la presente memoria y un temple del tipo T83 en la aleacion 2099. A pesar de ello, en los metodos de envejecimiento de ambas aleaciones fue necesario algun compromiso, y fue beneficiosa al respecto la flexibilidad de las aleaciones descritas en la presente memoria, con respecto al numero de etapas y a los tiempos de envejecimiento que se pueden utilizar con exito, al tiempo que se obtienen unas buenas propiedades.

Se midieron las propiedades mecanicas, que inclrnan la resistencia a la traccion, la resistencia a la compresion, el modulo de elasticidad a la traccion y a la compresion y la tenacidad a la fractura en los metales base (es decir, fuera de la zona afectada por la soldadura y el calor), la zona afectada por el calor (ZAC) y la soldadura que sigue al envejecimiento posterior a la soldadura. Se determino la extension de cada zona y la posicion de las probetas en la misma, utilizando mediciones de microdureza Vickers (VHN) por medio de soldadura y micrograffas opticas. El ensayo se realizo de acuerdo con los metodos de ensayo de las normas ASTM aplicables: ASTM E8 y B557 para el ensayo de traccion, E9 para el ensayo de compresion, E111 para el ensayo del modulo a la traccion y a la compresion, y ASTM E399 para la tenacidad a la fractura en deformacion plana. Se midieron las propiedades de traccion en las direcciones L y LT. La resistencia a la compresion y el modulo de elasticidad solamente se midieron en la direccion L. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana estaban en la orientacion T-L, teman una anchura W de 50,8 mm (2 pulgadas) y eran del espesor de todo el panel. Las probetas de fractura se escindieron del panel de modo que su ranura mecanizada (que representaba el plano esperado de la extension de la fisura) se alineara con la zona de interes. Se tomaron dos probetas en la soldadura y la ZAC, una probeta con la entalladura mecanizada apuntando en la misma direccion que el util de soldadura por friccion-agitacion que se habfa desplazado durante la operacion de soldadura, y otra con la entalladura mecanizada apuntando en la direccion opuesta. En la Tabla 5 se proporcionan los resultados de estos ensayos.

Tabla 5

Propiedad

Dir. Aleacion A Soldadura Aleacion 2099

Metal base

ZAC ZAC

Metal base

UTS (ksi)**

L 84,5 56,8 61,2 77,6 83,1

LT 84,3 62,4* 77,2

TYS (ksi)**

L 79,8 43,9 59,0 69,9 76,0

LT 79,1 50,3* 70,6

CYS (ksi)**

L 82,3 69,5 60,9 76,2

Et (Mpsi)***

L 10,3 10,4 11,5 11,5

Ec (Mpsi)***

L 10,7 10,7 11,3 11,8 11,9

Klc, Kq (ksiVin)****

T-L 41,5 34,21, 36,22 40,51, 38,22 26,41, 27,12 32,1

**: 1 ksi = 6,8948 MPa ***: 1 Mpsi = 6,8948 GPa ****: 1 ksiVin = 1,099 MPaVm

Incluso con el compromiso en los metodos de envejecimiento realizados para cada aleacion, el metal base de cada

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una de ellas que se sometio al metodo de envejecimiento anterior a la soldadura (diferente para cada aleacion) y al metodo de envejecimiento posterior a la soldadura (el mismo para cada aleacion) consiguio el nivel de resistencia y tenacidad para los temples deseados. Las propiedades en la ZAC y la soldadura fueron inferiores a las tfpicamente observadas para las soldaduras. La zona de soldadura se trato termicamente en solucion esencialmente durante el procedimiento de soldadura por friccion-agitacion, de modo que el envejecimiento artificial de esta zona solamente se produjo durante el envejecimiento posterior a la soldadura. Asimismo, durante el procedimiento de soldadura tambien se calento la ZAC, pero a una temperatura que estaba por debajo de la utilizada para el tratamiento termico en solucion y que, por lo tanto, era inadecuada para solubilizar completamente los elementos de aleacion. Esto pudo limitar su respuesta al envejecimiento en la ZAC durante el envejecimiento posterior a la soldadura y degradar su resistencia y tenacidad a la fractura. A pesar de estos factores, la eficacia de la soldadura (es decir, la relacion entre la resistencia de la soldadura y la resistencia del metal base) conseguida fue bastante buena. En la perpendicular estimada a la lmea de soldadura donde la probeta de traccion incluye tanto la soldadura como la ZAC, la eficacia de la soldadura fue del 71% para el lfmite de elasticidad a la traccion (TYS) y 81% para la carga a la rotura por traccion, en comparacion con la resistencia del metal base para la aleacion 2099 en la direccion LT.

La tenacidad a la fractura conseguida en la soldadura y la ZAC tambien fueron satisfactorias. En la zona de soldadura, la tenacidad a la fractura era equivalente a la del metal base de la aleacion A, mientras que la tenacidad a la fractura en la ZAC, en el lado de la soldadura, tanto de la aleacion de A como de la aleacion 2099, era menor que en su metal base respectivo, pero todavfa suficiente para satisfacer las exigencias de la mayona de las estructuras de una aeronave.

Tambien se realizaron ensayos de fisuracion por corrosion bajo tension (SCC) y de exfoliacion en los paneles unidos despues del envejecimiento posterior a la soldadura. Para el ensayo de SCC, las probetas del tipo de traccion plana con un espesor de 6,0 mm (0,235 pulgadas) se mecanizaron a la mitad del espesor perpendicular a, y a lo largo de, la soldadura y la ZAC. Cada una de tres probetas se ensayo para dos niveles de traccion, 179,3 y 24l,3 MPa (26 y 35 ksi), mediante inmersiones alternadas, de acuerdo con las normas ASTM G44, G47 y/o G49. Despues de un periodo de exposicion de 250 dfas no se observaron fallos. Para el ensayo de exfoliacion, se ensayaron dos probetas rectangulares del espesor de todo el panel que contema la soldadura, la ZAC y los metales base, utilizando el metodo de ensayo EXCO de acuerdo con la norma ASTM G34. Este metodo de ensayo es un metodo de ensayo acelerado apropiado para las aleaciones 7XXX, tales como las aleaciones descritas en la presente memoria. Un segundo conjunto de probetas del espesor de todo el panel se ensayaron utilizando el MASTMAASIS de solera seca, de acuerdo con la norma ASTM G85. Este metodo de ensayo es un metodo de ensayo acelerado apropiado para la aleacion 2099. Tanto el metal base de la aleacion A, como el de la aleacion 2099, teman una calificacion de exfoliacion EA. Esta calificacion es indicativa de un buen rendimiento ante la corrosion y es congruente con el rendimiento tfpico de los temples deseados para cada aleacion. La zona de soldadura que contema una mezcla de ambas aleaciones tema una calificacion de EB por el metodo de ensayo EXCO, lo que de nuevo indicaba razonablemente una buena resistencia a la corrosion por exfoliacion. Se esperaba alguna degradacion del rendimiento ante la corrosion de la soldadura, ya que esta zona solo recibio el envejecimiento posterior a la soldadura. La ZAC en la aleacion 2099 tema una calificacion P segun el MASTMAASIS, sin embargo la ZAC en la aleacion A presentaba un ataque localizado y tuvo una calificacion ED segun EXCO. Este rendimiento ante la corrosion puede ser inaceptable para los elementos estructurales internos de una aeronave, tales como los largueros y las costillas, pero probablemente se puede mejorar optimizando los parametros de soldadura por friccion-agitacion o utilizando metodos de enfriamiento durante la soldadura, con el fin de reducir el aporte de calor en la ZAC. Esta zona tambien se puede proteger en servicio mediante la utilizacion de metodos de proteccion ante la corrosion. Por ejemplo, antes de la aplicacion de un anodizado y de una imprimacion anticorrosiva, que ya son comunmente utilizados para la proteccion ante la corrosion en las estructuras internas, a lo largo de la lmea de soldadura se puede aplicar una aleacion de aluminio mas anodica que las aleaciones descritas en la presente memoria, mediante pulverizacion termica u otros metodos. La corrosion galvanica que resulta de las diferencias de potencial de corrosion de la aleacion A y la aleacion 2099 puede haber contribuido al ataque localizado en la ZAC de la aleacion. En este caso, para mejorar la resistencia a la corrosion en la ZAC, pueden ser beneficiosas la utilizacion de aleaciones mas pobres y mas ricas de composicion similar a las aleaciones descritas en la presente memoria, las cuales deben tener menos diferencia de potencial de corrosion que dos aleaciones muy diferentes, o la utilizacion de las aleaciones descritas en la presente memoria solas con diferentes temples.

Ejemplo 4

Se moldearon dos lingotes en forma de unos lingotes grandes a escala comercial. Los lingotes teman una composicion congruente con las ensenanzas de la presente descripcion. El primer lingote se designo aleacion E y el segundo lingote se designo aleacion F. Adicionalmente, se moldearon como control cuatro lingotes de la aleacion 7085 de la Aluminum Association y seis lingotes de la aleacion 7050 de la Aluminum Association. En la Tabla 6 se proporciona la composicion de los lingotes de las aleaciones E y F, y de las aleaciones 7050 y 7085 de control, y los intervalos de composicion para las aleaciones 7085 y 7050 registrados en la Aluminum Association.

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Tabla 6

Aleacion

% en peso de Zn % en peso de Cu % en peso de Mg % en peso de Fe % en peso de Si % en peso de Zr

E

7,57 2,11 1,63 0,04 0,01 0,11

F

7,64 2,15 1,65 0,03 0,02 0,1

7050-lote 1

6,07 2,21 2,18 0,08 0,05 0,11

7050-lote 2

6,07 2,21 2,18 0,08 0,05 0,11

7050-lote 3

6,00 2,22 2,15 0,08 0,05 0,11

7050-lote 4

6,04 2,29 2,17 0,07 0,04 0,11

7050-lote 5

6,04 2,29 2,17 0,07 0,04 0,11

7050-lote 6

6,09 2,26 2,20 0,08 0,04 0,11

7085-lote 1

7,47 1,64 1,50 0,05 0,02 0,11

7085-lote 2

7,48 1,68 1,50 0,05 0,01 0,11

7085-lote 3

7,35 1,65 1,50 0,04 0,02 0,12

7085-lote 4

7,31 1,65 1,44 0,03 0,02 0,12

Intervalo AA 7085

7,0-8,0 1,3-2,0 1,2-1,8 0,08 max. 0,06 max. 0,08-0,15

Intervalo AA 7050

5,7-6,7 2,0-2,6 1,9-2,6 0,15 max. 0,12 max. 0,08-0,15

Los lingotes se descostraron y homogeneizaron con una temperatura de homogeneizacion final de aproximadamente 465,6°C a aproximadamente 487,8°C (870 a 910°F). El lingote de la composicion E se lamino en caliente en una chapa que tema un espesor de 79,4 mm (3,125 pulgadas), mientras que lingote de la composicion F se lamino en caliente en una chapa que tema un espesor de 101,6 mm (4,0 pulgadas). Tales dimensiones son representativas de la chapa aeroespacial estandar que se utiliza para las piezas mecanizadas integralmente. Los lotes 1-3 de los lingotes de control de la aleacion 7085 se laminaron en caliente en una chapa que tema un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas). El lote 4 del lingote de control de la aleacion 7085 se lamino en caliente en una chapa que tema un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas). Tres lingotes de control de la aleacion 7050 se laminaron en caliente en una chapa que tema un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas). Otros tres lingotes de control de la aleacion 7050 se laminaron en caliente en una chapa que tema un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas). Todos los lingotes se laminaron en cruzado en la direccion transversal larga a menos del 15%. Todas las chapas se trataron termicamente en solucion entre aproximadamente

471,1 y 482,2°C (880 y 900°F) durante aproximadamente 2 a 4 horas, se enfriaron rapidamente a temperatura ambiente mediante pulverizacion de agua, y se estiraron en fno aproximadamente 1,5 a 3%.

De las chapas de las aleaciones E y F se obtuvieron unas muestras. Estas muestras se envejecieron a un temple del tipo T74 (adecuado para componentes mecanizados integralmente) utilizando un metodo convencional de tres etapas. El metodo de tres etapas consistfa en una primera etapa de aproximadamente 6 horas a 121,1°C (250°F), una segunda etapa de entre 15 y 20 horas a una temperatura de 154,4°C (310°F) y una tercera etapa de aproximadamente 24 horas a 121,1°C (250°F). Algunas de las muestras de las aleaciones E y F se envejecieron durante 15 horas, durante la segunda etapa (muestras 1). Otras muestras de la aleacion F se envejecieron durante 18 horas, durante la segunda etapa (muestra 2). Otras muestras de la aleacion E se envejecieron durante 20 horas, durante la segunda etapa (muestra 2). Los lotes de control de la aleacion 7085 de 101,6 mm (4 pulgadas) tambien se envejecieron a un temple T74 utilizando este procedimiento convencional de envejecimiento de 3 etapas. La muestra 1 del lote 4 (chapa de 76,2 mm (3 pulgadas)) de los lotes de control de la aleacion 7085, se envejecio a un temple T76 utilizando un procedimiento convencional de envejecimiento de 3 etapas, y la muestra 2 del lote 4 (chapa de 76,2 mm (3 pulgadas)) de los lotes de control de la aleacion 7085, se envejecio a un temple T74 utilizando un procedimiento convencional de envejecimiento de 3 etapas. Los lotes de control de la aleacion 7050 se envejecieron a un temple T74 utilizando un procedimiento convencional de envejecimiento de 2 etapas.

Se midieron las propiedades de traccion y la tenacidad a la fractura (KIc) en deformacion plana de las muestras de las aleaciones E y F y los lotes de control de las aleaciones 7085 y 7050. El ensayo de traccion se realizo de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557. El ensayo de tenacidad a la fractura (KIc) en deformacion plana se realizo de acuerdo con la norma ASTM E399. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana para la aleacion E teman 50,8 mm (2 pulgadas) de espesor y una anchura W de 101,6 mm (4 pulgadas) en la orientacion TL, y teman 25,4 mm (1 inch) de espesor y una anchura W de 50,8 mm (2 pulgadas) en la orientacion S-L. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana para la aleacion F teman 25,4 mm (1 inch) de espesor y una anchura W de 50,8 mm (2 pulgadas) en ambas orientaciones T-L y S-L. Las probetas de tenacidad a la fractura para las aleaciones E y F se centraron a la mitad del espesor (T/2) de la chapa. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana para las chapas de control de la aleacion 7085 de 101,6 mm (4 pulgadas), teman

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50,8 mm (2 pulgadas) de espesor y una anchura W de 101,6 mm (4 pulgadas) en la orientacion T-L, y teman 38,1 mm (1,5 pulgadas) de espesor y una anchura W de 76,2 mm (3 pulgadas) en la orientacion S-L. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana para las chapas de control de la aleacion 7085 de 76,2 mm (3 pulgadas), teman 44,5 mm1,75 pulgadas) de espesor y una anchura W de 127 mm (5 pulgadas) en la orientacion (T-L, y teman 31,8 mm (1,25 pulgadas) de espesor y una anchura W de 63,5 mm (2,5 pulgadas) en la orientacion S-L. Las probetas de tenacidad a la fractura para las chapas de control de la aleacion 7085 de 101,6 mm (4 pulgadas) se centraron a un cuarto del espesor (T/4) de la chapa en la orientacion T-L y a la mitad del espesor (T/2) de la chapa en la orientacion S-L. Las probetas de tenacidad a la fractura de las chapas control de la aleacion 7085 de 76,2 mm (3 pulgadas) se centraron a la mitad del espesor (T/2) de la chapa, en ambas orientaciones T-L y S-L. Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana en la orientacion T-L, para las chapas de control de la aleacion 7050, teman 50,8 mm (2 pulgadas) de espesor y una anchura W de 101,6 mm (4 pulgadas). Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana en la orientacion S-L, para las chapas de control de la aleacion 7050 de 76,2 mm (3 pulgadas) de espesor, teman25,4 mm (1 inch) de espesor y una anchura W de 50,8 mm (2 pulgadas). Las probetas de tenacidad a la fractura en deformacion plana en la orientacion S-L, para las chapas de control de la aleacion 7050 de 101,6 mm (4 pulgadas) de espesor, teman 38,1 mm (1,5 pulgadas) de espesor y una anchura W de 76,2 mm (3 pulgadas). Las probetas de tenacidad a la fractura de las chapas de control de la aleacion 7050 se centraron a la mitad del espesor (T/2) de la chapa en ambas orientaciones T-L y S-L. Para la aleacion F se realizo un ensayo de exfoliacion utilizando el metodo EXCO de acuerdo con la norma ASTM G34, donde se tomaron unas probetas de ensayo a la mitad del espesor (T/2), a un cuarto del espesor (T/4) y a un decimo del espesor (T/10).

En la Tabla 7 se proporcionan los valores medidos da las propiedades de las aleaciones E y F y de los lotes de control de las aleaciones 7085 y 7050. Para un espesor de chapa de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas), la aleacion E presento un aumento de aproximadamente 62,1 a 82,7 MPa (9 a 12 ksi) en el lfmite de elasticidad a la traccion y un aumento de aproximadamente 41,4 a 55,2 MPa (6 a 8 ksi) en la carga de rotura por traccion, sobre los lotes de control de la aleacion 7050 en la direccion LT. De manera similar, la aleacion E presento un aumento de aproximadamente 55,2 a 68,9 MPa (8 a 10 ksi) en el lfmite de elasticidad a la traccion y un aumento de

aproximadamente 41,4 a 55,2 MPa (6 a 8 ksi) en la carga de rotura por traccion, sobre los lotes de control de la

aleacion 7050 en la direccion ST. Para un espesor de chapa de 101,6 mm (4 pulgadas), la aleacion F mostro un aumento de aproximadamente 48,3 a 62,1 MPa (7 a 9 ksi) en el lfmite de elasticidad a la traccion y un aumento de

aproximadamente 20,7 a 27,6 MPa (3 a 4 ksi) en la carga de rotura por traccion, sobre los lotes de control de la

aleacion 7050 en la direccion LT. De manera similar, la aleacion F mostro un aumento de aproximadamente 34,5 a 48,3 MPa (5 a 7 ksi) en el lfmite de elasticidad a la traccion y un aumento de aproximadamente 27,6 a 34,5 MPa (4 a 5 ksi) en la carga de rotura por traccion, sobre los lotes de control de la aleacion 7050 en la direccion ST. La aleacion F presento unas mejoras de aproximadamente 13,8 a 34,5 MPa (2 a 5 ksi) para el lfmite de elasticidad y la carga de rotura por traccion, en ambas direcciones LT y ST, en comparacion con los lotes de control de la aleacion 7085 de un temple T74. Estas mejoras de la resistencia son consideradas significativas por los fabricantes de aeronaves.

Tabla 7

Aleacion

Lote/Muestra N° Espesor mm (inch) Direccion TYS (ksi*) UTS (ksi)* Alargamiento (%) Orientacion Klc (ksiVin)**

7050-T7451

Lote 1 76,2 (3) LT 66,2 76,6 11,4 T-L 28,2

ST

62,0 73,4 6,2 S-L 28,0

Lote 2

76,2 (3) LT 65,8 76,2 11,4 T-L 29,2

ST

61,7 73,3 6,7 S-L 28,1

Lote 3

76,2 (3) LT 65,3 75,3 11,0 T-L 30,0

ST

61,0 72,5 6,6 S-L 28,8

Lote 4

101,6 (4) LT 65,2 75,8 11,3 T-L 26,3

ST

62,9 74,6 5,8 S-L 22,4

Lote 5

101,6 (4) LT 65,6 76,1 10,8 T-L 26,4

ST

62,4 73,5 5,6 S-L 26,6

Lote 6

101,6 (4) LT 66,9 76,8 7,9 T-L 26,5

ST

61,6 73,0 5,1 S-L 26,2

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Aleacion

Lote/Muestra N° Espesor mm (inch) Direccion TYS (ksi*) UTS (ksi)* Alargamiento (%) Orientacion Klc (ksiVin)**

7085-T7451

Lote 1 101,6 (4) LT 69,1 76,4 10,5 T-L 29,1

ST

64,4 74,1 7,5 S-L 32,3

Lote 2

101,6 (4) LT 69,9 76,5 10,7 T-L 29,4

ST

64,7 74,3 7,0 S-L 31,0

Lote 3

101,6 (4) LT 69,5 76,9 10,6 T-L 30,1

ST

65,4 74,8 6,2 S-L 32,1

7085-T7X51

Lote 4, muestra 2 76,2 (3) LT 69,3 75,4 18,2 T-L 35,4

76,2 (3)

ST 66,5 75,0 13,5 S-L 39,6

Lote 4, muestra 1

76,2(3) LT 68,6 74,5 19,0 T-L 37,2

76,2 (3)

ST 65,5 74,1 13,9 S-L 37,7

Aleacion E

Muestra 1 79,4 (3,125) LT 77,6 83,8 9,3 T-L 25,0

ST

71,5 80,9 7,8 S-L 27,6

Muestra 2

79,4 (3,125) LT 74,7 82,0 9,7 T-L 26,9

ST

69,7 79,4 8,6 S-L 29,4

Aleacion F

Muestra 1 101,6(4) LT 74,5 80,3 10,0 T-L 26,4

ST

69,2 78,2 7,8 S-L 25,1

Muestra 2

101,6(4) LT 73,0 79,6 10,0 T-L 28,3

ST

67,3 77,6 8,6 S-L 27,4

*: 1 ksi = 6,8948 MPa **: 1 ksiVin = 1,099 MPaVm

En la Figura 7 se representan las propiedades de la aleacion E y de varias aleaciones convencionales que tienen un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas). Mas particularmente, la Figura 7 compara la tenacidad a la fractura en deformacion plana (KIc) en la orientacion T-L, en funcion del lfmite de elasticidad a la traccion en la direccion LT (transversal larga), para la aleacion E (espesor 79,4 mm (3,125 pulgadas)), los lotes de control de la aleacion 7050 (que tienen un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas)) y los datos del lote de la aleacion 7085 de 76,2 mm (3 pulgadas). La aleacion E alcanzo un lfmite de elasticidad a la traccion significativamente mayor con una tenacidad similar a los lotes de control de la aleacion 7050. La aleacion E tambien alcanzo una relacion entre la resistencia y la tenacidad comparable a la aleacion 7085, pero, como se describe a continuacion, la aleacion 7085 fue incapaz de superar consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero. En otras palabras, la aleacion E alcanzo una resistencia a la corrosion bajo tension igual o mejor que la aleacion 7085 producida y dimensionada de manera similar, pero para una mayor resistencia LT. Por lo tanto, la aleacion E alcanzo una combinacion hasta ahora no alcanzada de resistencia LT, tenacidad T-L y resistencia a la corrosion en el intervalo de espesor indicado.

La Figura 7 tambien incluye una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de chapa de la aleacion de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad minima de 24,2 MPaVm (22 ksiVinch), una resistencia minima de 496,4 MPa (72 ksi), y la lmea C-C, que tiene la ecuacion FT_TL = (-1,0*(TYS_LT)/6,8948+98)*1,099 (FT_TL = -1,0*(TYS_LT)+98), donde TYS_LT es el lfmite de elasticidad a la traccion LT de la chapa en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, y donde FT_TL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana T-L de la chapa en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399. La zona sombreada de la Figura 7 es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa que tienen un espesor de aproximadamente 50,8 a 63,5 mm (2,0 a 2,5 pulgadas) a aproximadamente 76,2, 79,4 u 82,6 mm (3,0, 3,125 o 3,25 pulgadas), y de un temple T73, T74, T76 o T79.

En la Figura 8 se representan las propiedades de la aleacion F y de varias aleaciones convencionales que tienen un espesor de 101,6 mm (4 pulgadas). Mas particularmente, la Figura 8 compara la tenacidad a la fractura en deformacion plana (KIc) en la orientacion T-L, en funcion del lfmite de elasticidad a la traccion en la direccion LT (transversal larga), para la aleacion F (espesor 101,6 mm (4,0 pulgadas)), los lotes de control de la aleacion 7050 (que tienen un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas)) y los lotes de control de la aleacion 7085 de

101,6 mm (4 pulgadas)). La aleacion F alcanzo un lfmite de elasticidad a la traccion significativamente mayor con una tenacidad similar a los lotes de control de la aleacion 7050. La aleacion F tambien alcanzo una relacion de resistencia-tenacidad similar a la de los lotes de control de la aleacion 7085, pero, como se describe a continuacion, la aleacion 7085 no fue capaz de superar consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero. En otras

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palabras, la aleacion F consiguio una resistencia a la corrosion bajo tension igual o mejor que la aleacion 7085 producida y dimensionada de manera similar, pero para una mayor resistencia LT. Por lo tanto, la aleacion F alcanzo una combinacion hasta ahora no alcanzada de resistencia lT, tenacidad T-L y resistencia a la corrosion en el intervalo de espesor indicado.

La Figura 8 tambien incluye una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de chapa de la aleacion de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad minima de

23.1 MPaVm (21 ksiVinch), una resistencia mmima de 489,5 MPa (71 ksi), y la lmea D-D, que tiene la ecuacion FT_TL = (-1,0*(TYS_LT)/6,8948+98)*1,099 (FT_TL = -1,0*(TYS_LT)+98), donde TYS_LT es el lfmite de elasticidad a la traccion LT de la chapa en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, donde FT_TL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana T-L de la chapa en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399. La zona sombreada de la Figura 8 es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa que tienen un espesor de aproximadamente 76,2, 79,4 u 82,6 mm (3,0 a 3,125 o 3,25 pulgadas) a aproximadamente 88,9, 95,3 o 101,6 mm (3,5, 3,75 o 4 pulgadas), y de un temple T73, T74, T76 o T79.

En la Figura 9 tambien se representan las propiedades de la aleacion E y de varias aleaciones convencionales que tienen un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas). Mas particularmente, la Figura 9 compara la tenacidad a la fractura en deformacion plana (KIc) en la orientacion S-L, en funcion del lfmite de elasticidad a la traccion en la direccion ST (transversal corta), para la aleacion E (espesor 79,4 mm (3,125 pulgadas)) y los lotes de control de la aleacion 7050 (que tienen un espesor de aproximadamente 76,2 mm (3 pulgadas)) y el lote de control de la aleacion 7085 de 76,2 mm (3 pulgadas). La aleacion E alcanzo un lfmite de elasticidad a la traccion significativamente mayor con una tenacidad similar a los lotes de control de la aleacion 7050. La aleacion E tambien alcanzo una relacion entre la resistencia y la tenacidad similar a la del lote de control de la aleacion 7085, pero, como se describe a continuacion, la aleacion 7085 fue incapaz de superar consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero. En otras palabras, la aleacion E alcanzo una resistencia a la corrosion bajo tension igual o mejor que la aleacion 7085 producida y dimensionada de manera similar, pero para una mayor resistencia ST. Por lo tanto, la aleacion E alcanzo una combinacion hasta ahora no alcanzada de resistencia ST, tenacidad S-L y resistencia a la corrosion en el intervalo de espesor indicado.

La Figura 9 tambien incluye una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de chapa de la aleacion de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad minima de

24.2 MPaVm (22 ksiVinch), una resistencia minima de 475,7 MPa (69 ksi), y la lmea E-E, que tiene la ecuacion FT_SL = (-1,1*(TYS_ST)/6,8948+99)*1,099 (FT_SL = -1,1*(TYS_ST)+99), donde TYS_ST es el lfmite de elasticidad a la traccion ST de la chapa en ksi medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT_SL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana S-L de la chapa en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con ASTM E399. La zona sombreada de la Figura 9 es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa que tienen un espesor de aproximadamente 50,8 a 63,5 mm (2,0 a 2,5 pulgadas) a aproximadamente 76,2, 79,4 u 82,6 mm (3,0, 3,125 o 3,25 pulgadas), y de un temple T73, T74, T76 o T79.

En la Figura 10 tambien se representan las propiedades de la aleacion F y de varias aleaciones convencionales que tienen un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas). Mas particularmente, la Figura 10 compara la tenacidad a la fractura en deformacion plana (KIc) en la orientacion S-L, en funcion del Kmite de elasticidad a la traccion en la direccion ST (transversal corta), para la aleacion F (espesor 101,6 mm (4,0 pulgadas)) y los lotes de control de la aleacion 7050 (que tienen un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas)) y los lotes de control de la aleacion 7085 (que tienen un espesor de aproximadamente 101,6 mm (4 pulgadas)). La aleacion F alcanzo un Kmite de elasticidad a la traccion significativamente mayor con una tenacidad similar a los lotes de control de la aleacion 7050. La aleacion F tambien alcanzo una relacion de resistencia-tenacidad similar a la de los lotes de control de la aleacion 7085, pero, como se describe a continuacion, la aleacion 7085 no fue capaz de superar consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero. En otras palabras, la aleacion F consiguio una resistencia a la corrosion bajo tension igual o mejor que la aleacion 7085 producida y dimensionada de manera similar, pero para una mayor resistencia ST. Por lo tanto, la aleacion F alcanzo una combinacion hasta ahora no alcanzada de resistencia ST, tenacidad S-L y resistencia a la corrosion para el espesor indicado.

La Figura 10 tambien incluye una zona sombreada que resalta las propiedades potenciales de los productos de chapa de la aleacion de la presente descripcion. La zona sombreada esta delimitada por una tenacidad minima de 22 MPaVm (20 ksiVinch), una resistencia minima de 455,1 MPa (66 ksi), y la lmea F-F, que tiene la ecuacion FT_SL = (-1,1*(TYS_ST)/6,8948+99)*1,099 (FT_SL = -1,1*(TYS_ST)+99), donde TYS_ST es el lfmite de elasticidad a la traccion ST de la chapa en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT_SL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana S-L de la chapa en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399. La zona sombreada de la Figura 10 es particularmente adecuada para los productos de aleacion de chapa que tienen un espesor de aproximadamente 50,8 a 63,5 mm (2,0 a 2,5 pulgadas) a aproximadamente 76,2, 79,4 u 82,6 mm (3,0, 3,125 o 3,25 pulgadas), y de un temple T73, T74, T76 o T79.

La aleacion F, en ambas condiciones de envejecimiento, se ensayo para la resistencia a la corrosion por exfoliacion (EXCO) de acuerdo con la norma ASTM G34. La aleacion F consiguio en ambas condiciones de envejecimiento una calificacion EA, congruente con una buena resistencia a la corrosion por exfoliacion para una aleacion 7XXX. Se esperan resultados similares si la aleacion E se somete a ensayos de EXCO. Por lo tanto, las aleaciones descritas

en la presente memoria obtuvieron mejoras en la resistencia, al tiempo que conservaron una excelente caractenstica de resistencia por exfoliacion, consiguiendo todas las probetas de la aleacion F una calificacion EA en EXCO.

Las aleaciones E, F y las aleaciones 7085 se sometieron a dos tipos de ensayos de fisuracion por corrosion bajo tension. Se realizo un primer ensayo, un ensayo acelerado de fisuracion por corrosion bajo tension (SCC) de 5 inmersiones alternadas (IA), para las muestras 1 y 2 de las aleaciones E y F, asf como en las chapas de control de la aleacion 7085, en unas probetas de ensayo tomadas a la mitad del espesor (T/2) en la direccion ST de acuerdo con las normas ASTM G44, G47 y/o G49. Los resultados de los ensayos de SCC de IA se representan en la Tabla 8 (101,6 mm (4 pulgadas)) y en la Tabla 9 (76,2 mm (3 pulgadas)).

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Tabla 8

Aleacion

TYS (LT) Lote/Muestra N° Espesor mm (inch) Carga (ksi)* N° de ensayos Dias en ensayo Fallos (dfas)

Aleacion F

74,5 ksi* 1 Muestra 1 101,6(4) 40 3 100 53, 71, 78

50

3 100 51, 57, 58

73,0 ksi*

Muestra 2 101,6(4) 40 3 100 74, 93, 100

50

3 100 63, 63, 63

7085-T7451

69,1 ksi* Lote 1 101,6(4) 35 5 65 Sin fallos

45

5 65 44, 50 y 58

69,9 ksi*

Lote 2 101,6(4) 35 5 65 60, 60 y 62

45

5 65 45, 46, 57, 57, 57

69,5 ksi*

Lote 3 101,6(4) 35 5 65 Sin fallos

45

5 65 50, 57

* 1 ksi = 6,8948 MPa

Tabla 9

Aleacion

TYS (LT) Lote/Muestra N° Espesor mm (inch) Carga (ksi)* N° de ensayos Dias en ensayo Fallos (dfas)

Aleacion E

77,6 ksi* Muestra 1 79,4 (3,125) 40 3 100 54, 54, 99

50

3 100 47, 52, 74

74,7 ksi*

Muestra 2 79,4 (3,125) 40 3 100 68, 74, 76

50

3 100 50, 54, 57

7085-T7451

68,6 ksi* Lote 4, muestra 2 76,2 (3) 35 5 100 72, 73, 75

45

5 100 57, 61, 61, 64, 65

7085-T7651

69,4 ksi* Lote 4, muestra 1 76,2 (3) 35 5 100 61, 65, 68, 81

45

5 100 48, 65, 65

*:1 ksi = 6,8948 MPa

Las aleaciones E y F alcanzaron un rendimiento aceptable para unos niveles de carga de 275,8 y 344,7 MPa (40 y 50 ksi), que estaban 34,5 y 103,4 MPa (5 y 15 ksi) por encima, respectivamente, de las exigencias mmimas para 15 calificar que una aleacion tiene un temple T74.

Para las muestras 1 y 2 de la aleacion E tambien se realizaron unos ensayos de SCC en un entorno costero en probetas de ensayo tomadas a la mitad del espesor (T/2) en la direccion ST. Tambien se realizo un ensayo de SCC en un entorno costero para la aleacion 7085. Las probetas para el ensayo de SCC en un entorno costero se ensayaron en unos dispositivos de deformacion constante (por ejemplo, similares a los que se utilizan en los 20 ensayos acelerados de SCC de laboratorio). Las condiciones de ensayo de SCC en un entorno costero inclrnan exponer continuamente las muestras a un entorno costero por medio de unos bastidores, donde las muestras estaban a aproximadamente 1,5 metros del suelo, las muestras se orientaron 45° respecto a la horizontal, y una cara de las muestras miraba hacia los vientos dominantes. Las muestras se situaron a unos 100 metros de la costa. En una realizacion, la costa era de naturaleza rocosa, con los vientos dominantes orientados hacia las muestras con el 25 fin de proporcionar una exposicion agresiva a la niebla salina (por ejemplo, una ubicacion similar a la estacion de exposicion a un entorno costero de Alcoa Inc. en Pt. Judith, Rhode Island, EE.UU.). En la Tabla 10 se representan los resultados de los ensayos de SCC en un entorno costero para la aleacion E y las aleaciones 7085.

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Tabla 10

Aleacion

TYS (LT) Lote/Muestra N° Espesor mm (inch) Carga (ksi)* N° de ensayos Dias en ensayo Fallos (dias)

Aleacion E

77,6 ksi* Muestra 1 79,4 (3,125) 40 3 262 Sin fallos

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3 262 60, 102

74,7 ksi*

Muestra 2 79,4 (3,125) 40 3 262 Sin fallos

50

3 262 Sin fallos

7085

68,6 ksi* Lote 4, muestra 2 76,2 (3) 35 5 525 Sin fallos

7085

69,4 ksi* Lote 4, muestra 1 76,2 (3) 35 5 525 76,132 y3 con sin fallos

*:1 ksi = 6,8948 MPa

Muchas de las muestras de la aleacion E no presentaron fallos (una probeta falla cuando se divide en dos pedazos o se hace visible una fisura a simple vista) para unos niveles de carga de 275,8 MPa (40 ksi) y 344,7 MPa (50 ksi), despues de 262 dfas de exposicion. Se recuerda que la aleacion E consiguio unas resistencias LT de 515,0 MPa (74,7 ksi) y 535,0 (77,6 ksi) para las muestras 1 y 2, respectivamente. Por el contrario, las aleaciones 7085 de espesor similar y que solo teman unas resistencias LT de 473,0 y 478,5 MPa (68,6 y 69,4 ksi) fallaron cero de 5 veces y 2 de 5 veces, respectivamente. Se ha de observar la tendencia de los datos de la aleacion 7085 de que solo para los aumentos menores en la resistencia de la aleacion 7085, disminuye la capacidad de superar el ensayo de SCC en un entorno costero. Se espera que, si se trata la aleacion 7085 para conseguir un nivel de resistencia LT de

496,4 MPa (72 ksi) para un espesor de 76,2 mm (3 pulgadas), tal aleacion 7085 no superara consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero (para una carga de 241,3 MPa (35 ksi) en la direccion ST), mientras que la aleacion E (y otras aleaciones definidas mediante la presente descripcion) superara consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero para el mismo nivel de resistencia y de carga de SCC.

Por lo tanto, las aleaciones descritas en la presente memoria son capaces de conseguir una combinacion hasta ahora no alcanzada de resistencia, tenacidad y resistencia a la corrosion en los intervalos de espesor indicados. En una realizacion, se proporciona un producto de aleacion de aluminio de un temple T74. El producto de aleacion de aluminio se puede fabricar a partir de una chapa primera, una chapa segunda y/o una chapa tercera. Si se utiliza una chapa primera, la chapa primera tendra un espesor no mayor de aproximadamente 50,8 mm (2,00 pulgadas) (fuera de las reivindicaciones), y comprende una composicion de aleacion de cualquiera de las realizaciones 1 (fuera de las reivindicaciones) o 2 de las Figuras 2C y 2D, como se ha descrito anteriormente. Si se utiliza una chapa segunda, la chapa segunda tendra un espesor mayor de 50,8 mm (2,00 pulgadas), pero no mayor de 76,2 mm (3,00 pulgadas), y comprende una composicion de aleacion de cualquiera de las realizaciones 1 (fuera de las reivindicaciones) o 2 de las Figuras 2c y 2D, como se ha descrito anteriormente. Si se utiliza una chapa tercera, la chapa tercera tendra un espesor mayor de 76,2 mm (3,00 pulgadas), pero no mayor de 101,6 mm (4,00 pulgadas), y comprende una composicion de aleacion de las realizaciones 1 (fuera de las reivindicaciones) o 2 de las Figuras 2C y 2D, como se ha descrito anteriormente. El producto de aleacion de aluminio puede comprender otras composiciones, tales como otras composiciones de los niveles de composicion antes indicados. Por otra parte, en cualquiera de estas realizaciones, la aleacion de aluminio puede consistir esencialmente en los ingredientes indicados (aparte del aluminio), siendo el resto aluminio y elementos e impurezas incidentales.

En esta realizacion, cualquier chapa primera puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT >= (2,3*(TYS)/6,8948+229)*1,099 (FT > -2,3*(TYS)+229), en donde TYS es el Kmite de elasticidad a la traccion L de la chapa primera en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT es la tenacidad a la fractura en deformacion plana L-T de la chapa primera en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa primera tiene un tYs de al menos 510,2 MPa (74 ksi), donde la chapa primera tiene una FT de al menos 39,6 MPaVm (36 ksiVinch. En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un lfmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 517,1 MPa (75 ksi), tal como al menos aproximadamente 524,0 MPa (76 ksi) o al menos aproximadamente 530,9 MPa (77 ksi) o al menos aproximadamente 537,8 MPa (78 ksi) o al menos aproximadamente 544,7 MPa (79 ksi) o incluso al menos aproximadamente 551,6 (80 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 44,0 MPaVm (40 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 46,2 MPaVm (42 ksiVinch) o al menos aproximadamente 48,4 MPaVm (44 ksiVinch) o al menos aproximadamente 50,6 MPaVm (46 ksiVinch) o al menos aproximadamente 52,8 MPaVm (48 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente

55,0 MPaVm (50 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa segunda puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_TL >= (-1,0*(TYS_LT)/6,8948+98)*1,099 (FT_TL > -1,0*(TYS_LT)+98), donde TYS_LT es el Kmite de elasticidad a la traccion LT de la chapa segunda en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM

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B557, en donde FT_TL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana T-L de la chapa segunda en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, en donde la chapa segunda tiene un TYS_LT de al menos

496,4 MPa (72 ksi), y donde la chapa segunda tiene una FT_TL de al menos 26,9 MPaVm (24,5 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un lfmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 503,3 MPa (73 ksi), tal como al menos aproximadamente 510,2 MPa (74 ksi) o como al menos aproximadamente 517,1 MPa (75 ksi) o al menos aproximadamente 524,0 MPa (76 ksi) o incluso al menos aproximadamente 530,9 MPa (77 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 28,6 MPaVm (26 ksiVinch) o al menos aproximadamente 29,7 MPaVm (27 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 3o,8 MPaVm (28 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa segunda puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_SL >= (-1,1*(TYS_ST)/6,8948+99)*1,099 (FT_SL > -1,1*(TYS_ST)+99), donde TYS_ST es el Kmite de elasticidad a la traccion ST de la chapa segunda en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT_SL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana S-L de la chapa segunda en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa segunda tiene un TYS ST de al menos

475.7 MPa (69 ksi), donde la chapa segunda tiene una FT_SL de al menos 27,5 MPaVm (25 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un lfmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente

479,2 MPa (69,5 ksi), tal como al menos aproximadamente 482,6 MPa (70 ksi) o como al menos aproximadamente 486,1 MPa (70,5 ksi) o incluso en menos aproximadamente 489,5 MPa (71 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 28,6 MPaVm (26 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 29,7 MPaVm (27 ksiVinch) o al menos aproximadamente 30,8 MPaVm (28 ksiVinch) o al menos aproximadamente 31,9 MPaVm (29 ksiVinch) o al menos aproximadamente 33,0 MPaVm (30 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 34,1 MPaVm (31 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa tercera puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_TL >= (-1,0*(TYS_LT)/6,8948+98)*1,099 (FT_TL > -1,0*(TYS_LT)+98), donde TYS_LT es el lfmite de elasticidad a la traccion LT de la chapa tercera en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT_TL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana T-L, respectivamente, de la chapa tercera en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa tercera tiene un TYS_LT de al menos 489,5 MPa (71 ksi), y donde la chapa tercera tiene una FT_TL de al menos 25,3 MPaVm (23 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un Kmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 493,0 MPa (71,5 ksi), tal como al menos aproximadamente 496,4 MPa (72 ksi) o como al menos aproximadamente 499,9 MPa (72,5 ksi) o al menos aproximadamente 503,3 MPa (73 ksi) o al menos aproximadamente 506,8 MPa (73,5 ksi) o incluso al menos aproximadamente 510,2 MPa (74 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 26,4 MPaVm (24 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch) o al menos aproximadamente 28,6 MPaVm (26 ksiVinch) o al menos aproximadamente 29,7 MPaVm (27 ksiVinch) o al menos aproximadamente 30,8 MPaVm (28 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 31,9 MPaVm (29 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa tercera puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_SL >= (-1,1*(TYS_ST)/6,8948+99)*1,099 FT_SL > -1,1*(TYS_ST)+99, donde TYS_ST es el lfmite de elasticidad a la traccion ST de la chapa tercera en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, donde FT_SL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana S-L de la chapa tercera en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa tercera tiene un TYS_ST de al menos 455,1 MPa (66 ksi), y donde la chapa tercera tiene una FT_SL de al menos 25,3 MPaVm (23 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un Kmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 458,5 MPa (66,5 ksi), tal como al menos aproximadamente 462,0 MPa (67 ksi) o como al menos aproximadamente 465,4 MPa (67,5 ksi) o al menos aproximadamente 468,8 MPa (68 ksi) o al menos aproximadamente 472,3 MPa (68,5 ksi) o incluso al menos aproximadamente 475,7 MPa (69 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 26,4 MPaVm (24 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch) o al menos aproximadamente 28,6 MPaVm (26 ksiVinch) o al menos aproximadamente

29.7 MPaVm (27 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 30,8 MPaVm (28 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquiera de las chapas primera segunda o tercera, puede superar consistentemente uno o mas ensayos de fisuracion por corrosion bajo tension. En una realizacion particular, y mediante la definicion de un temple T74, las chapas superan consistentemente los ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension (SCC) en un entorno costero (descrito a continuacion) para una carga de al menos 241,3 MPa (35 ksi) en la direccion ST, o al menos aproximadamente 275,8 MPa (40 ksi) en la direccion ST, o incluso al menos aproximadamente 310,3 MPa (45 ksi) en la direccion ST, y durante un penodo de al menos 180 dfas. En algunas realizaciones, las chapas superan consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero durante un penodo de al menos 230 dfas o al menos 280 dfas o al menos 330 dfas o incluso al menos 365 dfas, para el(los) nivel(es) de carga indicado(s). En una realizacion particular, las chapas superan consistentemente el ensayo de SCC de inmersiones alternadas (de acuerdo con las normas ASTM G44, G47 y/o G49) durante un penodo de al menos 30 dfas. En algunas realizaciones, las chapas superan consistentemente el ensayo de SCC de inmersiones alternadas durante un penodo de al menos 40 dfas o al menos 60 dfas o al menos 80 dfas o incluso de al menos 100 dfas. No

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se conocen aleaciones convencionales de la serie 7XXX en un temple T74 que sean capaces de conseguir todo lo siguiente: (i) la resistencia proporcionada anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, (ii) la tenacidad proporcionada anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, (iii) las relaciones de resistencia-tenacidad proporcionadas anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, y (iv) la capacidad de superar consistentemente uno o los dos ensayos de SCC indicados anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado.

En otra realizacion, se proporciona un producto de aleacion de aluminio de un temple T76. El producto de aleacion de aluminio se puede fabricar a partir de una chapa primera, una chapa segunda y/o una chapa tercera. Si se utiliza una chapa primera, la chapa primera tendra un espesor no mayor de aproximadamente 50,8 mm (2,00 pulgadas), y comprende una composicion de aleacion de cualquiera de las realizaciones 1 (fuera de las reivindicaciones) o 2 de las Figuras 2C y 2D, como se ha descrito anteriormente. Si se utiliza una chapa segunda, la chapa segunda tendra un espesor mayor de 50,8 mm (2,00 pulgadas), pero no mayor de 76,2 mm (3,00 pulgadas), y comprende una composicion de aleacion de cualquiera de las realizaciones 1 (fuera de las reivindicaciones) o 2 de las Figuras 2C y 2D, como se ha descrito anteriormente. Si se utiliza una chapa tercera, la chapa tercera tendra un espesor mayor de

76,2 mm (3,00 pulgadas), pero no mayor de 101,6 mm (4,00 pulgadas), y comprende una composicion de la aleacion de cualquiera de las realizaciones 1 (fuera de las reivindicaciones) o 2 de las Figuras 2C y 2D, como se ha descrito anteriormente. El producto de aleacion de aluminio puede comprender otras composiciones, tales como otras composiciones de los niveles de composicion antes indicados. Por otra parte, en cualquiera de estas realizaciones, la aleacion de aluminio puede consistir esencialmente en los ingredientes indicados (aparte del aluminio), siendo el resto aluminio y elementos e impurezas incidentales.

En esta realizacion, cualquier chapa primera puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT >= (-2,3*(TYS)/6,8948+229)*1,099 (FT > -2,3*(TYS)+229), en donde TYS es el lfmite de elasticidad a la traccion L de la chapa primera en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT es la tenacidad a la fractura en deformacion plana L-T de la chapa primera en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa primera tiene un tYs de al menos 544,7 MPa (79 ksi), donde la chapa primera tiene una FT de al menos 33,0 MPaVm (30 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un lfmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 551,6 MPa (80 ksi), tal como al menos aproximadamente 558,5 MPa (81 ksi) o como al menos aproximadamente 565,4 MPa (82 ksi) o al menos aproximadamente 572,3 MPa (83 ksi) o al menos aproximadamente 579,2 MPa (84 ksi) o al menos aproximadamente 586,1 MPa (85 ksi) o incluso al menos aproximadamente 593,0 MPa (86 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 35,2 MPaVm (32 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 37,4 MPaVm (34 ksiVinch) o al menos aproximadamente 39,6 MPaVm (36 ksiVinch) o al menos aproximadamente 41,8 MPaVm (38 ksiVinch) o al menos aproximadamente 44,0 MPaVm (40 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 46,2 MPaVm (42 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa segunda puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_TL >= (-1,0*(TYS_LT)/6,8948+98)*1,099 (FT_TL > -1,0*(TYS_LT)+98), donde TYS_LT es el lfmite de elasticidad a la traccion LT de la chapa segunda en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT_TL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana T-L de la chapa segunda en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, en donde la chapa segunda tiene un TYS_LT de al menos

524.0 MPa (76 ksi), y donde la chapa segunda tiene una FT_TL de al menos 24,2 MPaVm (22 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un Kmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente

530.9 MPa (77 ksi), tal como al menos aproximadamente 537,8 MPa (78 ksi) o como al menos aproximadamente

544,7 MPa (79 ksi) o al menos aproximadamente 551,6 MPa (80 ksi) o incluso al menos aproximadamente

558.5 MPa (81 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 24,7 MPaVm (22,5 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 25,3 MPaVm (23 ksiVinch) o al menos aproximadamente 25,8 MPaVm (23,5 ksiVinch) o al menos aproximadamente 26,4 MPaVm (24 ksiVinch) o al menos aproximadamente 26,9 MPaVm (24,5 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa segunda puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_SL > (-1,1*(TYS_ST)/6,8948+99)*1,099 (FT_SL > -1,1*(TYS_ST)+99), donde TYS_ST es el lfmite de elasticidad a la traccion ST de la chapa segunda en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM

B557, en donde FT_SL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana S-L de la chapa segunda en MPaVm

(ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa segunda tiene un TYS ST de al menos

489.5 MPa (71 ksi), donde la chapa segunda tiene una FT_SL de al menos 24,2 MPaVm (22 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un Kmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente

493.0 MPa (71,5 ksi), tal como al menos aproximadamente 496,4 MPa (72 ksi) o como al menos aproximadamente

499.9 MPa (72,5 ksi) o incluso en menos aproximadamente 503,3 MPa (73 ksi). En algunas de estas realizaciones,

la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 25,3 MPaVm (23 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 26,4 MPaVm (24 ksiVinch) o al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch) o al menos

aproximadamente 28,6 MPaVm (26 ksiVinch) o al menos aproximadamente 29,7 MPaVm (27 ksiVinch) o incluso al

menos aproximadamente 30,8 MPaVm (28 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa tercera puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la

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expresion FT_TL > (-1,0*(TYS_LT)/6,8948+98)*1,099 (FT_TL > -1,0*(TYS_LT)+98), donde TYS_LT es el l^mite de elasticidad a la traccion LT de la chapa tercera en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT_TL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana T-L, respectivamente, de la chapa tercera en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa tercera tiene un TYS LT de al menos 517,1 MPa (75 ksi), y donde la chapa tercera tiene una FT_TL de al menos 23,1 MPaVm (21 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un lfmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 520,6 MPa (75,5 ksi), tal como al menos aproximadamente 524,0 MPa (76 ksi) o como al menos aproximadamente 527,5 MPa (76,5 ksi) o al menos aproximadamente 530,9 MPa (77 ksi) o al menos aproximadamente 534,3 MPa (77,5 ksi) o incluso al menos aproximadamente 537,8 MPa (78 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 24,2 MPaVm (22 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 25,3 MPaVm (23 ksiVinch) o al menos aproximadamente 26,4 MPaVm (24 ksiVinch) o al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch) o al menos aproximadamente 28,6 MPaVm (26 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 29,7 MPaVm (27 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquier chapa tercera puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT_SL > (-1,1*(TYS_ST)/6,8948+99)*1,099 (FT_SL > -1,1*(TYS_ST)+99), donde TYS_ST es el Kmite de elasticidad a la traccion ST de la chapa tercera en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, donde FT_SL es la tenacidad a la fractura en deformacion plana S-L de la chapa tercera en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa tercera tiene un TYS_ST de al menos 482,6 MPa (70 ksi), y donde la chapa tercera tiene una FT_SL de al menos 22,0 MPaVm (20 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un Kmite de elasticidad a la traccion de al menos aproximadamente 486,1 MPa (70,5 ksi), tal como al menos aproximadamente 489,5 MPa (71 ksi) o como al menos aproximadamente 493,0 MPa (71,5 ksi) o al menos aproximadamente 496,4 MPa (72 ksi) o al menos aproximadamente 499,9 MPa (72,5 ksi) o incluso al menos aproximadamente 503,3 MPa (73 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 23,1 MPaVm (21 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente

24,2 MPaVm (22 ksiVinch) o al menos aproximadamente 25,3 MPaVm (23 ksiVinch) o al menos aproximadamente 26,4 MPaVm (24 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 27,5 MPaVm (25 ksiVinch).

En esta realizacion, cualquiera de las chapas primera, segunda o tercera, puede superar consistentemente uno o mas ensayos de fisuracion por corrosion bajo tension. En una realizacion particular, y mediante la definicion de un temple T76, las chapas superan consistentemente los ensayos de resistencia a la fisuracion por corrosion bajo tension (SCC) en un entorno costero (descrito a continuacion) en un intervalo de carga de al menos aproximadamente 172,4 MPa (25 ksi) (por ejemplo, un intervalo de 172,4 MPa (25 ksi) a 234,4 MPa (34 ksi)) en la direccion ST y durante un periodo de al menos 180 dfas. En algunas realizaciones, las chapas superan consistentemente el ensayo de SCC en un entorno costero durante un periodo de al menos 230 dfas o al menos 280 dfas o al menos 330 dfas o incluso al menos 365 dfas, para el(los) nivel(es) de carga indicado(s). En una realizacion particular, las chapas superan consistentemente el ensayo de SCC de inmersiones alternadas (de acuerdo con las normas ASTM G44, G47 y/o G49) durante un periodo de al menos 30 dfas. En algunas realizaciones, las chapas superan consistentemente el ensayo de SCC de inmersiones alternadas durante un periodo de al menos 40 dfas o al menos 60 dfas o al menos 80 dfas o incluso al menos 100 dfas. No se conocen aleaciones convencionales de la serie 7XXX en un temple T76 que sean capaces de conseguir todo lo siguiente: (i) la resistencia proporcionada anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, (ii) la tenacidad proporcionada anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, (iii) las relaciones de resistencia-tenacidad proporcionadas anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, y (iv) la capacidad de superar consistentemente uno o los dos ensayos de SCC indicados anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado.

En una realizacion, se utiliza una aleacion de aluminio como el revestimiento superior del ala para un vetriculo aeroespacial. El producto de aleacion de aluminio puede comprender (con menos frecuencia) composiciones tales como las de cualquiera de los niveles de composicion indicados anteriormente. En cualquiera de estas realizaciones, la aleacion de aluminio puede consistir en los ingredientes indicados (aparte del aluminio), siendo el resto aluminio e impurezas. En estas realizaciones, la chapa de aleacion de aluminio puede tener una relacion de resistencia- tenacidad que satisface la expresion FT > (-4,0*(TYS)/6,8948+453)*1,099 (FT > -4,0*(TYS)+453), en donde TYS es el lfmite de elasticidad a la traccion L de la chapa en MPa (ksi) medido de acuerdo con las normas ASTM E8 y ASTM B557, en donde FT es la tenacidad a la fractura en tension plana L-T (Kapp) de la chapa en MPaVm (ksiVinch), en donde FT se mide de acuerdo con las normas ASTM e561 y B646 en una probeta de aleacion de aluminio fisurada en el centro tomada de la ubicacion T/2 de la chapa de aleacion de aluminio, en donde la probeta tiene una anchura de 406,4 mm (16 pulgadas), un espesor de 6,4 mm (0,25 pulgadas) y una longitud inicial de la fisura por fatiga previa de 101,6 mm (4 pulgadas). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener un lfmite de elasticidad de al menos aproximadamente 551,6 MPa (80 ksi), tal como al menos aproximadamente 558,5 MPa (81 ksi) o al menos aproximadamente 565,4 MPa (82 ksi) o al menos aproximadamente 572,3 MPa (83 ksi) o al menos aproximadamente 579,2 MPa (84 ksi) o incluso al menos aproximadamente 586,1 MPa (85 ksi). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad de al menos aproximadamente 109,9 MPaVm (100 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 111,0 MPaVm (101 ksiVinch) o al menos aproximadamente

112,1 MPaVm (102 ksiVinch) o al menos aproximadamente 113,2 MPaVm (103 ksiVinch) o al menos aproximadamente 114,3 MPaVm (104 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 115,4 MPaVm (105 ksiVinch). La chapa de revestimiento superior del ala tambien puede conseguir una mejor tenacidad a la fractura en

deformacion plana (KIc), ademas de un Kmite de elasticidad a la traccion y una tenacidad a la fractura en tension plana mejores. Por lo tanto, en estas realizaciones, la chapa puede tener una relacion de resistencia-tenacidad que satisface la expresion FT-K1C > (-2,3*(TYS)/6,8948+229)*1,099 (FT-K1C > -2,3*(TYS)+229), en donde TYS es el lfmite de elasticidad a la traccion L como se ha descrito anteriormente, y en donde FT-K1C es la tenacidad a la 5 fractura en deformacion plana L-T de la chapa en MPaVm (ksiVinch) medida de acuerdo con la norma ASTM E399, donde la chapa tiene una FT-K1C de al menos 37,4 MPaVm (34 ksiVinch). En algunas de estas realizaciones, la chapa puede tener una tenacidad a la fractura FT-K1C de al menos aproximadamente 39,6 MPaVm (36 ksiVinch), tal como al menos aproximadamente 41,8 MPaVm (38 ksiVinch) o al menos aproximadamente 44,0 MPaVm (40 ksiVinch) o incluso al menos aproximadamente 46,2 MPaVm (42 ksiVinch). No se conocen aleaciones 10 convencionales de la serie 7XXX que sean capaces de conseguir todo lo siguiente: (i) la resistencia proporcionada anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, (ii) la tenacidad proporcionada anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado, y (iii) las relaciones de resistencia-tenacidad proporcionadas anteriormente en el intervalo de espesor proporcionado. Estas aleaciones tambien pueden ser capaces de conseguir la resistencia a la corrosion proporcionada anteriormente en el Ejemplo 2.

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Claims (6)

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   REIVINDICACIONES

   1. - Una chapa de aleacion de aluminio que tiene un espesor de 51,1 mm (2,01 pulgadas) a 101,6 mm (4 pulgadas), en donde la chapa de aleacion de aluminio consiste en:
2. 7.5 - 7,9% en peso de Zn;
3. 2.05 - 2,20% en peso de Cu;

   1.6 -1,75% en peso de Mg;

   opcionalmente, hasta 0,25% en peso de al menos un elemento de Zr, Hf, Sc, Mn y V; siendo el resto aluminio e impurezas.
4. 2. - Un componente estructural aeroespacial fabricado a partir de una chapa de aleacion de aluminio de acuerdo con la reivindicacion 1.
5. 3. - Un componente estructural aeroespacial de acuerdo con la reivindicacion 2, caracterizado por que es uno cualquiera de un panel superior del ala, un larguerillo superior del ala, un revestimiento superior del ala con larguerillos integrales, un cordon de larguero, un alma de larguero, una costilla, unos pies de costilla o un alma de costilla, un elemento de refuerzo o una combinacion de los mismos.
6. 4. - Un componente estructural aeroespacial de acuerdo con la reivindicacion 2, caracterizado por que es un componente del fuselaje.