ES2962843T3 - Producto aeroespacial de revestimiento de la serie 2XXX - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa central de la serie 2XXX y una capa revestida de aleación de aluminio de la serie 6XXX acoplada a al menos una superficie de la capa central de la serie 2XXX, en donde la aleación de aluminio de la serie 6XXX comprende, en peso .%, Si 0,3% a 1,0%, Mg 0,3% a 1,1%, Mn 0,04% a 1,0%, Fe 0,03% a 0,4%, Cu hasta 0,10%, Cr hasta 0,25%, V hasta 0,2%, Zr hasta 0,2%, Zn hasta 0,5%, Ti hasta 0,15%, impurezas inevitables cada <0,05%, total <0,15%, resto aluminio. La invención se refiere además a un método de fabricación de dicho producto aeroespacial compuesto laminado. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Producto aeroespacial de revestimiento de la serie 2XXX

Campo de la invención

La invención se refiere a un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de aleación de aluminio acoplada a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX. El producto compuesto laminado es ideal para piezas aeroespaciales estructurales. La invención se refiere además a un método de fabricación de un producto aeroespacial compuesto laminado.

Antecedentes de la invención

En la industria aeroespacial, la aleación de aluminio de la serie AA2024 y sus modificaciones se utilizan ampliamente como una aleación de aluminio altamente tolerante al daño, principalmente en una condición T3 o modificaciones de la misma. Los productos de estas aleaciones de aluminio tienen una relación resistencia a peso relativamente alta y muestran buena tenacidad a la fractura, buenas propiedades de fatiga y resistencia a la corrosión adecuada.

Durante muchas décadas, para mejorar la resistencia a la corrosión, el producto de aleación de la serie AA2024 se puede proporcionar como un producto compuesto con una capa de revestimiento relativamente delgada en uno o ambos lados. La capa de revestimiento suele ser de mayor pureza y protege contra la corrosión la aleación del núcleo AA2024. El revestimiento incluye esencialmente aluminio sin alear. A menudo se hace referencia a las aleaciones de aluminio de la serie 1XXX en general, y que incluyen las subclases de tipo 1000, tipo 1100, tipo 1200 y tipo 1300. En la práctica, sin embargo, la aleación de aluminio de la serie 1XXX utilizada para la capa de revestimiento es bastante pura y tiene una composición de, Si+Fe <0,7%, Cu <0,10%, Mn <0,05%, Mg <0,05%, Zn <0,10%, Ti <0,03%, y aluminio de balance.

La aleación de aluminio de la serie AA2024 revestida con una aleación de la serie 1XXX también se puede anodizar. El anodizado aumenta la resistencia a la corrosión y al desgaste y proporciona una mejor adhesión para las imprimaciones de pintura y los adhesivos que el metal desnudo. Los artículos anodizados se aplican en la unión de metales adhesivos estructurales, como en los paneles de revestimiento de un ala, un plano de cola horizontal, un plano de cola vertical o un fuselaje. Una aplicación conocida adicional comprende una estructura tipo sándwich, en la que una o más capas reforzadas con fibra (de vidrio) se interponen entre paneles o láminas de aluminio mediante unión adhesiva, lo que da como resultado el denominado laminado de fibra metálica. El documento de patente WO-2017/183965-A1 (Fokker) describe un método de anodización de una aleación de aluminio para aplicar un revestimiento de óxido anódico poroso en la preparación de la aplicación posterior de una capa de unión adhesiva y/o una capa de imprimación.

Una desventaja de la aleación de la serie 1XXX como capa de revestimiento es que estas aleaciones son muy blandas y sensibles al daño superficial durante la manipulación del producto. Y también durante una operación de conformación esto puede dar lugar, por ejemplo, a la adherencia del troquel. El documento de patente FR2704557A y la hoja de especificaciones federales QQ-A-250/3F describen una aleación de la serie 6XXX como capa de revestimiento para una aleación de la serie 2XXX como capa central.

Descripción de la invención

Como se apreciará a continuación en la presente memoria, salvo que se indique lo contrario, las designaciones de aleación y temple de aluminio se refieren a las designaciones de la Asociación de Aluminio en Patrones y Datos de Aluminio y los Archivos de Registro, según lo publicado por la Asociación de Aluminio en 2018 y son bien conocidos para los expertos en la técnica. Las designaciones de temple también se establecen en la norma europea EN515.

Para cualquier descripción de composiciones de aleación o composiciones de aleación preferidas, todas las referencias a porcentajes son en porcentaje en peso a menos que se indique lo contrario.

El término "hasta" y "hasta aproximadamente", como se emplea en la presente memmoria, incluye explícitamente, pero no se limita a, la posibilidad de cero porcentaje en peso del componente de aleación particular al que se refiere. Por ejemplo, hasta un 0,20% de Zn puede incluir una aleación de aluminio que no tenga Zn.

Para los fines de esta invención, un producto en lámina o un material en lámina debe entenderse como un producto laminado que tiene un espesor de no menos de 1,3 mm (0,05 pulgadas) y no más de 6,3 mm (0,25 pulgadas), y material de placa o un producto en placa debe entenderse como un producto laminado que tiene un espesor de más de 6,3 mm (0,25 pulgadas). Véase también Aluminium Standard and Data, Estándar y datos de aluminio, Aluminium Association, Capítulo 5 Terminología, 1997.

Es un objeto de la invención proporcionar un producto aeroespacial laminado revestido que comprenda una aleación de la serie 2XXX y que ofrezca un equilibrio mejorado de resistencia a la corrosión y conformabilidad.

Este y otros objetos y otras ventajas se cumplen o superan con la presente invención que proporciona un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX, en donde la capa de núcleo tiene dos caras, y una capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX acoplada a al menos a una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX, y en donde la aleación de aluminio de la serie 6XXX comprende, en %en peso,

Si 0,3% a 1,0%,

Mg 0,3% a 1,1%,

Mn 0,25% a 1,0%,

Fe 0,03% a 0,4%,

Cu hasta 0,10%,

Cr hasta 0,25%,

V hasta 0,2%,

Zr hasta 0,2%,

Zn hasta 0,5%,

Ti hasta 0,15%,

impurezas inevitables cada <0,05%, total <0,15%, balance de aluminio.

La aleación de la serie 6XXX tiene muy buenas características de conformabilidad, en particular capacidad de doblado y conformado por estiramiento, de modo que el producto aeroespacial compuesto laminado se puede formar en operaciones de conformado que requieren un alto grado de deformación. Las características de conformabilidad son comparables a las de varias aleaciones de láminas de aluminio para automóviles. La adherencia de la capa de revestimiento a un troquel de conformación se reduce significativamente o incluso se evita debido a la mayor dureza de la capa de revestimiento en comparación con una capa de revestimiento de la serie 1XXX. La aleación de la serie 6XXX tiene una calidad superficial muy buena, incluso después de conformarse en un producto de forma predeterminada. La ausencia de grietas en la superficie evita la absorción en la superficie de cualquier lubricante de conformación. La ausencia de grietas en la superficie también aumenta significativamente el rendimiento de fatiga del producto aeroespacial compuesto laminado. Además, la muy buena resistencia contra la corrosión por picaduras mejora el rendimiento de fatiga, ya que la fatiga es comúnmente provocada por los sitios de iniciación de picaduras. La aleación de la serie 6XXX tiene una resistencia significativamente mayor que las aleaciones de la serie 1XXX, lo que da como resultado una superficie más dura y menos daños correspondientes en la superficie, como rayones, durante la manipulación del producto. La aleación de la serie 6XX<x>es significativamente más fuerte que las aleaciones de la serie 1XXX, de modo que la resistencia general del producto aeroespacial compuesto aumenta en comparación con una aleación de la serie 1XXX del mismo espesor de capa de revestimiento. Esto también permite el diseño de productos aeroespaciales compuestos laminados que tienen un espesor de revestimiento más delgado, lo que da como resultado ahorros de peso y aún proporciona la buena resistencia a la corrosión requerida y características de formabilidad mejoradas. La aleación de la serie 6XXX se anodiza muy bien, por lo que no hay problemas con la aplicación posterior de una capa de unión adhesiva y/o una capa de imprimación.

En una realización, la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX alcanza una dureza de al menos 55 HB cuando se lleva a un temple T4. En una realización, la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX alcanza una dureza de al menos 60 HB, y preferiblemente de al menos 65 HB, cuando se lleva a un temple T4.

En una realización, la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX se une a la capa de núcleo por medio de unión por laminación, y preferiblemente por medio de laminación en caliente, para lograr la unión metalúrgica requerida entre las capas. Tal proceso de unión por laminación es muy económico y da como resultado un producto compuesto muy efectivo que presenta las propiedades deseadas. Cuando se lleva a cabo tal proceso de unión por laminación para producir el producto compuesto laminado según la invención, se prefiere que tanto la capa de núcleo como la capa o capas revestidas de aleación de aluminio de la serie 6XX<x>experimenten una reducción de espesor durante la unión por laminación. Por lo general, antes del laminado, en particular antes del laminado en caliente, las caras de laminación de los lingotes tanto de la capa de núcleo como de la capa o capas de revestimiento se decapan para eliminar las zonas de segregación cerca de la superficie de fundición del lingote laminado y para aumentar la planitud del producto.

Preferiblemente, un lingote o planchón fundido de la capa de núcleo de aleación 2XXX se homogeneiza antes del laminado en caliente y/o puede ser precalentado seguido directamente por laminación en caliente. La homogeneización y/o el precalentamiento de las aleaciones de la serie 2XXX antes del laminado en caliente se lleva a cabo normalmente a una temperatura en el intervalo de 400°C a 505°C. Se reduce la segregación de elementos de aleación en el material fundido y se disuelven los elementos solubles. Si el tratamiento se lleva a cabo por debajo de aproximadamente 400°C, el efecto de homogeneización resultante es inadecuado. Si la temperatura está por encima de aproximadamente 505°C, puede producirse una fusión eutéctica que dé como resultado una formación de poros indeseable. El tiempo preferido de este tratamiento térmico está entre 2 y 30 horas. Los tiempos más largos normalmente no son perjudiciales. La homogeneización se realiza normalmente a una temperatura superior a aproximadamente 480°C. Una temperatura típica de precalentamiento está en el intervalo de alrededor de 430°C a 460°C con un tiempo de remojo en un intervalo de hasta aproximadamente 15 horas. La homogeneización se puede realizar en una etapa o en varias etapas de temperatura creciente, para evitar la fusión incipiente.

En una realización de la invención, el lingote o planchón fundido que forma el revestimiento revestido de aleación de aluminio de la serie 6XXX ha sido homogeneizado antes del laminado en caliente a un calibre más delgado, formando un revestimiento revestido adecuado para laminar junto con la aleación de núcleo de aleación de la serie 2XXX hasta el calibre deseado. Las caras de laminación del lingote o planchón de aleación de la serie 6XXX se pueden desbastar para eliminar las zonas de segregación cerca de la superficie fundida del lingote de laminación y aumentar la planitud del producto. La homogeneización da como resultado una estructura de grano más fina y más homogénea y da como resultado una formabilidad aumentada de la capa de aleación en el producto aeroespacial compuesto laminado final. Disolverá la mayoría de las fases gruesas y completará la transformación beta a alfa-AlFeSi mejorando el comportamiento de anodización de la aleación de la serie 6XXX. El tratamiento térmico de homogeneización se lleva a cabo preferiblemente a una temperatura de al menos 480 °C durante al menos 0,5 horas, preferiblemente en un intervalo de aproximadamente 1 a 30 horas, típicamente de aproximadamente 6 a 20 horas. Preferiblemente, la temperatura de homogeneización está en un intervalo de aproximadamente 500°C a 590°C, preferiblemente a una temperatura en un intervalo de 510°C a 580°C. En una realización, la homogeneización se lleva a cabo a una temperatura de 570°C como máximo. Como se conoce en la técnica, la homogeneización se puede realizar en una etapa o en varias etapas de temperatura creciente, para evitar la fusión incipiente.

El producto aeroespacial compuesto laminado se reduce al calibre final por medio de laminado en caliente y, opcionalmente, seguido de laminado en frío como es habitual en la técnica. Después de que el producto compuesto laminado se lamina hasta el calibre final, el producto generalmente se trata térmicamente en disolución (SHT) a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 450°C a 505°C durante un tiempo suficiente para que los efectos de la disolución se acerquen al equilibrio, con tiempos típicos de remojo en el intervalo de 5 a 120 minutos. Preferiblemente el tratamiento térmico en disolución (SHT) se realiza a una temperatura en el intervalo de 475°C a 500°C, por ejemplo a aproximadamente 495°C. El tratamiento térmico en disolución se lleva a cabo normalmente en un horno discontinuo o en un horno continuo. Los tiempos de remojo preferidos a la temperatura indicada están en el intervalo de aproximadamente 5 a 35 minutos. Sin embargo, con los productos revestidos, se debería tener cuidado con los tiempos de remojo demasiado largos ya que, en particular, puede difundirse demasiado cobre de la capa de núcleo 2XXX en la capa o capas revestidas de aleación de aluminio de la serie 6XXX, lo que puede afectar negativamente a la protección contra la corrosión proporcionada por dicha o dichas capas. Después del tratamiento térmico en disolución (SHT), es importante que el producto compuesto laminado se enfríe lo suficientemente rápido a una temperatura de 175°C o menos, preferiblemente a 100°C o menos, y más preferiblemente a temperatura ambiente, para evitar o minimizar la precipitación incontrolada de fases secundarias, p. ej., AbCuMg y AbCu, en la aleación de núcleo 2XXX. Por otro lado, las velocidades de enfriamiento no deberían ser demasiado altas para permitir una planitud suficiente y un bajo nivel de tensiones residuales en el producto compuesto laminado. Se pueden conseguir velocidades de enfriamiento adecuadas con el uso de agua, p. ej., inmersión en agua o chorros de agua. El tratamiento térmico en disolución en este intervalo de temperatura da como resultado una microestructura recristalizada de la capa de aleación de la serie 6XXX. Con la aleación de aluminio de la serie 6XXX utilizada de acuerdo con esta invención, tendrá una fracción mínima de partículas gruesas de Mg2Si y Si sin disolver después de la SHT aplicada, en particular a 475°C a 500°C, p. ej., a aproximadamente 495°C, con los efectos positivos resultantes sobre la resistencia, la formabilidad y la resistencia a la corrosión de la capa revestida de aleación de aluminio de la serie 6XXX. La evolución de la microestructura a temperatura ambiente hace que la capa de aleación de aluminio de la serie 6XXX pase de una condición W (templada) a una condición T4. En esta condición, la capa revestida de aleación de aluminio de la serie 6XXX proporciona una formabilidad mejorada en comparación con una condición no recristalizada.

El producto compuesto se puede trabajar adicionalmente en frío, por ejemplo, estirándolo en el intervalo de 0,5% a 8% de su longitud original para aliviar tensiones residuales en el mismo y mejorar la planeidad del producto. Preferiblemente, el estiramiento está en el intervalo de 0,5% a 6%, más preferiblemente de 0,5% a 4% y lo más preferiblemente de 0,5% a 3%.

Después de enfriar el producto aeroespacial compuesto laminado se envejece de forma natural, normalmente a temperatura ambiente y, alternativamente, el producto aeroespacial compuesto también se puede envejecer artificialmente.

La capa o capas de aleación de aluminio de la serie 6XXX suelen ser mucho más delgadas que el núcleo, constituyendo cada capa de aleación de aluminio de la serie 6XXX 1% a 20% del espesor compuesto total. Una capa de aleación de aluminio de la serie 6XXX constituye más preferiblemente alrededor 1% a 10% del espesor compuesto total.

En una realización, la capa de aleación de aluminio de la serie 6XXX está unida a una superficie o cara de la capa de núcleo de la serie 2XXX.

En una realización, la capa de aleación de aluminio de la serie 6XXX está unida a ambas superficies o caras de la capa de núcleo de la serie 2XXX, formando así una superficie exterior del producto aeroespacial compuesto laminado.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado tiene un espesor total de al menos 0,8 mm.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado tiene un espesor total de 50,8 mm (2 pulgadas) como máximo, y prefiblemente de 25,4 mm (1 pulgada) como máximo, y lo más preferiblemente de 12 mm como máximo.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado es un producto de placa.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado es un producto de placa.

La capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6xxx es de una aleación de aluminio que tiene una composición que comprende, en % en peso: Si 0,3% a 1,0%, Mg 0,3% a 1,1%, Mn 0,25% a 1,0%, Fe 0,03% a 0,4%, Cu hasta 0,10%, Cr hasta 0,25%, V hasta 0,2%, Zr hasta 0,2%, Zn hasta 0,5%, Ti hasta 0,15%, impurezas inevitables cada <0,05%, total <0,15%, balance de aluminio.

El Si y el Mg son los elementos de aleación más importantes de la aleación de la serie 6XXX y proporcionan el nivel requerido de resistencia y formabilidad, en particular, formabilidad por estiramiento, al aluminio. El contenido de Si está en un intervalo de 0,3% a 1,0%. Un límite inferior preferido para el contenido de Si es 0,40%. Un límite superior preferido para el contenido de Si es 0,9%, y más preferiblemente 0,75%. El contenido de Mg está en un intervalo de 0,3% a 1,1%. Un límite inferior preferido para el contenido de Mg es 0,40%, y más preferiblemente 0,45%. Un límite superior preferido para el contenido de Mg es 0,90%, y más preferiblemente 0,80%. Estos intervalos de Si y Mg, junto con los otros elementos de aleación, proporcionarán un límite elástico en un intervalo de aproximadamente 110 a 125 MPa después de aproximadamente 1 mes de envejecimiento natural después de SHT y enfriamiento rápido y solo aumentarán adicionalmente gradualmente con el envejecimiento natural prolongado que conduce a un conjunto muy estable de niveles de resistencia en una condición T4. Preferiblemente, la aleación de la serie 6XXX tiene Si en exceso de Mg, ya que esto proporcionará una cinética de envejecimiento mejorada y una formación de estructura de precipitación de Mg2Si refinada. Esto proporcionará mayores niveles de resistencia al envejecimiento, tanto después del envejecimiento artificial como también en particular en el primer mes de envejecimiento natural después de un tratamiento térmico en disolución a, p. ej., 475°C-500°C y enfriamiento rápido.

El Mn también es un elemento de aleación importante de la aleación de la serie 6XXX utilizada para la capa o capas de revestimiento y está en un intervalo de 0,25% a 1,0%. Un límite superior preferido para el contenido de Mn es 0,90%, y más preferiblemente 0,80%. En una realización, el límite superior para el contenido de Mn es 0,7%. El Mn aumentará la resistencia de la aleación de aluminio en un temple T4 o T6 después de un tratamiento térmico en disolución y un enfriamiento rápido. El Mn contribuirá a mantener un tamaño de grano pequeño en la capa o capas de revestimiento proporcionando una mejor apariencia superficial y menos grietas en la superficie después de una operación de conformado. La presencia de Mn aumenta la calidad de anodización de la superficie exterior de la capa de la serie 6XXX, ya que facilita la transformación de la fase beta-AIFeSi (AlsFeSi) a alfa-AIFeSi (AlsFe2Si) y estabiliza las fases alfa-AIFeSi. La presencia de Mn también aumentará favorablemente el potencial de corrosión de la aleación de aluminio de la serie 6XXX y la cantidad de Mn añadido puede ajustarse para reducir y optimizar la diferencia de potencial de corrosión entre la aleación del núcleo y la capa o capas del revestimiento dependiendo de la aplicación y mejorando así la resistencia a la corrosión del producto aeroespacial compuesto laminado.

El contenido de Cu es de hasta 0,10%, preferiblemente hasta 0,05%, y más preferiblemente hasta 0,03% para mejorar la resistencia a la corrosión.

El Fe es un elemento eficaz para mejorar la resistencia y refinar los granos de cristal. Un contenido de Fe inferior al 0,03% puede no producir un efecto suficiente, mientras que, por otro lado, un contenido de Fe superior a 0,4% puede provocar la generación de múltiples compuestos intermetálicos gruesos, en particular en presencia de altas cantidades de Mn, que podría reducir la formabilidad por estiramiento y la resistencia a la corrosión de la aleación de aluminio. En consecuencia, el contenido de Fe está en un intervalo de 0,03% a 0,4%, preferiblemente de 0,1% a 0,3%. En una realización, el contenido de Fe es menor que 0,25%. En una realización preferida, la relación Fe/Mn es inferior a 1,8 para proporcionar el equilibrio entre una buena resistencia a la corrosión y una buena calidad de anodizado.

Se puede añadir Cr hasta 0,25% para mejorar la resistencia de la aleación de aluminio y para el refinado del grano de cristal. Preferiblemente está presente hasta 0,20% y más preferentemente hasta 0,15%. En una realización, el Cr se encuentra entre las impurezas inevitables.

El Zn puede estar presente hasta 0,5% y preferiblemente hasta 0,25% sin apartarse de las ventajas de la invención. En una realización, el Cr se encuentra entre las impurezas inevitables.

Se puede añadir V hasta 0,2% y preferiblemente hasta 0,1 % sin apartarse de las ventajas de la invención. En una realización preferida, V se encuentra entre las impurezas inevitables, y preferiblemente solo hasta 0,02%, y más preferentemente sólo hasta 0,01%, ya que puede evitar la recristalización completa del material laminado después del tratamiento térmico en disolución y el temple. Además, puede formar partículas intermetálicas perjudiciales en la aleación de aluminio.

Se puede añadir Zr hasta 0,2% y preferiblemente hasta 0,1% sin apartarse de las ventajas de la invención. En una realización preferida, Zr se encuentra entre las impurezas inevitables, y preferiblemente solo hasta 0,02%, y más preferiblemente sólo hasta 0,01%, ya que puede evitar la recristalización completa del material laminado después del tratamiento térmico en disolución y el temple. Además, puede formar partículas intermetálicas perjudiciales en la aleación de aluminio.

Los refinadores de grano como Ti, TiB2, Ti-C o similares se añaden típicamente con un contenido total de Ti de hasta 0,15%, preferiblemente hasta 0,10%, y más preferiblemente entre 0,005% y 0,05%.

El balance se hace mediante aluminio e impurezas inevitables, cada una <0,05% y total <0,15%.

La capa de la serie 6XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que consiste en, en % en peso, Si 0,3% a 1,0%, Mg 0,3% a 1,1%, Mn 0,25% a 1,0%, Fe 0,03% a 0,4%, Cu hasta 0,10%, Cr hasta 0,25%, V hasta 0,2%, Zr hasta 0,2%, Zn hasta 0,5%, Ti hasta 0,1%, impurezas inevitables cada una <0,05%, total <0,15%, el balance de aluminio, y con intervalos de composición más estrechos preferidos como se describe y reivindica en el presente documento.

En una realización, la composición de la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX se ajusta o se establece de modo que tenga un valor de corrosión potencial abierto (en comparación con el electrodo de calomelanos estándar (SCE), también denominado "potencial de corrosión") de -710 mV o menos (por ejemplo, -750 mV) para proporcionar una protección óptima contra la corrosión a la aleación del núcleo de la serie 2XXX, y medido en una disolución de material tratado térmicamente y temple en una disolución de 53 g/L de NaCl más 3 g /L H2O2 a 25°C con un electrodo de calomelanos 0,1 N. En una realización preferida, el potencial de corrosión de la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX está en un intervalo de -730 mV a -810 mV, medido después de SHT y enfriamiento, por lo tanto, cuando los elementos de aleación clave están en gran medida en disolución sólida.

En una realización, la diferencia de potencial de corrosión entre la capa central 2XXX y la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX, es decir, en el temple final, está en un intervalo de 30 a 100 mV para proporcionar suficiente protección contra la corrosión de la capa de revestimiento anódico. a la capa central.

En una realización, la capa de núcleo de la serie 2XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que comprende, en % en peso:

Cu 1,9% a 7,0%, preferiblemente 3,0% a 6,8%, más preferiblemente 3,2% a 4,95%,

Mg 0,30% a 1,8%, preferiblemente 0,35% a 1,8%,

Mn hasta 1,2%, preferiblemente 0,2% a 1,2%, más preferiblemente 0,2% a 0,9%,

Si hasta 0,40%, preferiblemente hasta 0,25%,

Fe hasta 0,40%, preferiblemente hasta 0,25%,

Cr hasta 0,35%, preferiblemente hasta 0,10%,

Zn hasta 1,0%,

Ti hasta 0,15%, preferiblemente 0,01% a 0,10%,

Zr hasta 0,25, preferiblemente hasta 0,12%,

V hasta 0,25%,

Li hasta 2,0%

Ag hasta 0,80%,

Ni hasta 2,5%,

siendo el balance aluminio e impurezas. Típicamente, tales impurezas están presentes cada una <0,05%, total <0,15%.

En otra realización, la capa de núcleo de la serie 2XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que comprende, en % en peso:

Cu 1,9% a 7,0%, preferiblemente 3,0% a 6,8%, más preferiblemente 3,2% a 4,95%,

Mg 0,30% a 1,8%, prefiblemente 0,8% a 1,8%,

Mn hasta 1,2%, prefiblemente 0,2% a 1,2%, más preferiblemente 0,2 a 0,9%,

Si hasta 0,40%, preferiblemente hasta 0,25%,

Fe hasta 0,40%, preferiblemente hasta 0,25%,

Cr hasta 0,35%, preferiblemente hasta 0,10%,

Zn hasta 0,4%,

Ti hasta 0,15%, preferiblemente 0,01% a 0,10%,

Zr hasta 0,25, preferentemente hasta 0,12%,

V hasta 0,25%,

siendo el balance aluminio e impurezas. Típicamente, tales impurezas están presentes cada una <0,05%, total <0,15%.

En una realización preferida, la capa de núcleo de la serie 2XXX es de una aleación de aluminio de la serie AA2X24, en donde X es igual a 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 u 8. Una aleación de aluminio preferida particular está dentro de la gama de AA2024, AA2524 y AA2624.

En una realización, la capa de núcleo de la serie 2XXX se proporciona en una condición T3, T351, T39, T8 o T851.

La capa de núcleo de la serie 2XXX se puede proporcionar a un usuario en una condición de tratamiento térmico no en disolución, como un temple "F" o un temple "O" recocido, y después conformada y tratada térmicamente en disolución y envejecida por el usuario hasta la condición requerida, p. ej., un temple T3, T351, T39, T8 o T851.

La invención también se refiere a un método para fabricar el producto aeroespacial compuesto laminado de esta invención, comprendiendo el método las etapas de:

(a) proporcionar un lingote o materia prima para laminación de una aleación de aluminio de la serie 2XXX para formar la capa de núcleo del producto aeroespacial compuesto;

(b) homogeneizar el lingote de dicha aleación de aluminio de la serie 2XXX a una temperatura en el intervalo de 400°C a 505°C durante al menos 2 horas;

(c) proporcionar un lingote o revestimiento revestido laminado de una aleación de aluminio de la serie 6XXX para formar una capa de revestimiento exterior sobre la aleación de aluminio del núcleo de la serie 2XXX; opcionalmente, se proporcionan dos lingotes o dos revestimientos revestidos laminados de la aleación de aluminio de la serie 6XXX para formar una capa de revestimiento en cada lado de la aleación de aluminio del núcleo de la serie 6XXX;

(d) homogeneizar el o los lingotes de la aleación de aluminio de la serie 6XXX a una temperatura en el intervalo de al menos 480°C durante al menos 0,5 horas, y preferiblemente a una temperatura en un intervalo de 500°C a 590°C antes del laminado en caliente en un revestimiento revestido laminado;

(e) unir por laminación de la capa o capas de aleación de aluminio de la serie 6XXX a la capa de aleación de núcleo de la serie 2XXX para formar un producto de unión por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente y opcionalmente seguida de laminación en frío;

(f) tratar térmicamente en disolución del producto de unión por laminación a una temperatura en el intervalo de 450°C a 505°C;

(g) enfriar el producto de unión laminado tratado térmicamente en disolución por debajo de 100 °C, y preferiblemente a temperatura ambiente;

(h) opcionalmente estirar el producto de unión laminado tratado térmicamente en disolución, preferiblemente por medio de estiramiento en frío en un intervalo de 0,5% a 8% de su longitud original, preferiblemente en un intervalo de 0,5% a 6%, más preferiblemente de 0,5% a 4%, y lo más preferiblemente de 0,5% a 3%; y

(i) envejecer el producto de unión laminado enfriado, por envejecimiento natural y/o envejecimiento artificial. En una realización preferida, el envejecimiento lleva a la capa de núcleo de la serie 2<x>X<x>a un temple T3, T351, T39, T8 o T851. Las capas revestidas de aleación de la serie 6XXX tendrán un temple T4 si solo se envejecen de forma natural, y un temple T6 cuando se envejezcan artificialmente.

En una realización del método de acuerdo con la invención, en las siguientes etapas de procesamiento, el producto aeroespacial compuesto laminado se forma en un proceso de conformación, a temperatura ambiente o a temperatura elevada, en un producto de forma predeterminada que tiene al menos una curvatura uniaxial o una curvatura biaxial.

En una realización alternativa del método, después de la unión por laminación de la aleación o aleaciones de aluminio de la serie 6XXX a la aleación de núcleo de la serie 2XXX para formar un producto de unión por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente y opcionalmente seguida de laminación en frío, el producto aeroespacial unido por laminación de esta invención se forma en un proceso de conformado, a temperatura ambiente o a temperatura elevada, en un producto de forma predeterminada que tiene al menos una curvatura uniaxial o una curvatura biaxial, seguido de un tratamiento térmico en disolución y envejecimiento posterior a un temple final.

El conformado puede ser por una operación de conformado del grupo de una operación de doblado, conformado por laminación, conformado por estirado, conformado por fluencia por envejecimiento, embutición profunda e hidroconformado de alta energía, en particular por conformado explosivo o conformado electrohidráulico. La aleación de aluminio de la serie 6XXX utilizada para el producto aeroespacial compuesto laminado de esta invención proporciona la capacidad de doblado requerida, también después de envejecimiento natural y/o artificial. También tiene la formabilidad por estiramiento requerida de estas operaciones de conformado.

En una realización, la operación de conformado a temperatura elevada se realiza a una temperatura en un intervalo de 140°C a 200°C, y preferiblemente el producto aeroespacial se mantiene a la temperatura de conformado durante un tiempo en un intervalo de 1 a 50 horas. Para optimizar la resistencia de la capa de revestimiento de la serie 6XX<x>, se prefiere una temperatura de conformado en un intervalo de 150°C a 170°C. En una realización preferida, el conformado a temperatura elevada se realiza mediante una operación de conformado por fluencia por envejecimiento. El conformado por envejecimiento es un proceso u operación de restringir un componente a una forma específica durante el tratamiento térmico de envejecimiento, lo que permite que el componente alivie las tensiones y se deslice hasta el contorno, por ejemplo, carcasas de fuselaje con una curvatura simple o doble.

En una realización, se excluye de la presente invención que el producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención, después de haber recibido un tratamiento térmico en disolución (SHT) y antes de conformarse en una forma predeterminada, reciba una etapa de trabajo en frío posterior al SHT que induzca al menos 25% de trabajo en frío en el producto aeroespacial compuesto laminado, en particular, el trabajo en frío comprende el laminado en frío del producto aeroespacial laminado hasta el calibre final, como se describe en el documento de patente US-2014/036699-A1.

En un aspecto de la invención, se refiere al uso de la aleación de aluminio de la serie 6XXX como se describe y reivindica en el presente documento como una capa de revestimiento en una o ambas superficies de un producto aeroespacial laminado de aleación de aluminio de la serie 2XXX.

En otro aspecto de la invención, se proporciona una estructura soldada que comprende un producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención y al menos un elemento de refuerzo de aleación de aluminio unido al producto aeroespacial compuesto laminado mediante remaches o una operación de soldadura.

En otro aspecto más de la invención, se refiere a un miembro estructural soldado de una aeronave que comprende un producto aeroespacial compuesto laminado de acuerdo con esta invención y al menos un elemento de refuerzo de aleación de aluminio, preferiblemente un larguerillo, unido al material aeroespacial compuesto laminado. producto mediante remaches o una operación de soldadura, por ejemplo mediante soldadura por rayo láser o soldadura por fricción-agitación. También se refiere a estructuras de fuselaje soldadas por las cuales los paneles del fuselaje se unen entre sí mediante soldadura por rayo láser ("LBW") o soldadura por fricción-agitación ("FSW"), por ejemplo mediante soldadura a tope.

La invención también comprende una aeronave o nave espacial, cuyo fuselaje está total o parcialmente construido con el producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención, que puede incorporarse en diversas partes estructurales de la aeronave. Por ejemplo, las diversas realizaciones descritas pueden usarse para formar partes estructurales en los ensamblajes de las alas y/o partes estructurales en el conjunto de la cola (empenaje). La aeronave es generalmente representativa de aeronaves comerciales de pasajeros o de carga. En realizaciones alternativas, la presente invención también puede incorporarse en vehículos de vuelo de otros tipos. Los ejemplos de tales vehículos de vuelo incluyen aeronaves militares tripuladas o no tripuladas, aeronaves de alas giratorias o incluso vehículos de vuelo balístico.

El producto aeroespacial compuesto laminado de la invención se puede conformar en un miembro para un avión, como un componente o panel de fuselaje, o como un componente o panel de ala, y el avión puede utilizar la ventaja de la invención como se describe. El conformado al que se hace referencia puede incluir doblado, conformado por estirado, mecanizado y otras operaciones de conformado conocidas en la técnica para conformar paneles u otros elementos para aeronaves, vehículos aeroespaciales u otros vehículos. El conformado que implica doblado u otra deformación plástica se puede realizar a temperatura ambiente o a temperaturas elevadas.

Descripción de los dibujos

La invención también se describirá con referencia al dibujo adjunto, en el que

La Fig. 1 es un diagrama esquemático que muestra realizaciones de la invención;

La Fig. 2 es un programa de flujo esquemático de varias realizaciones del proceso para fabricar un producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención.

La Fig. 1 ilustra la realización de un producto 10 aeroespacial compuesto laminado que tiene una estructura de tres capas de una capa 20 de aleación de núcleo de serie 2XXx que tiene en cada lado una capa 30 de revestimiento de una aleación de aluminio de serie 6XXX como se establece y reivindica en el presente documento.

La Fig. 2 es un programa de flujo esquemático de varias realizaciones del proceso de esta invención para fabricar un producto aeroespacial compuesto laminado. En la etapa 1 del proceso, se funde un lingote de una aleación de la serie 2XXX que forma la aleación del núcleo del producto aeroespacial compuesto, que opcionalmente se puede descostrar en la etapa 2 para eliminar las zonas de segregación cerca de la superficie fundida del lingote laminado y aumentar la planitud del producto. En la etapa 3 del proceso, el lingote de laminación se homogeneiza. Paralelamente, en la etapa 4 del proceso, se funde un lingote de una aleación de la serie 6XXX para formar al menos una capa de revestimiento sobre una superficie de la aleación del núcleo del producto aeroespacial compuesto y, opcionalmente, sobre ambas caras de la aleación del núcleo. Además, este lingote se puede descostrar opcionalmente en la etapa 5. En la etapa 6 del proceso, la aleación de la serie 6XXX se homogeneiza y, posteriormente, en la etapa 7 del proceso, se lamina en caliente para formar placa o placas de revestimiento, ya que la capa de revestimiento suele ser mucho más delgada que el núcleo. En la etapa 8 del proceso, la aleación de núcleo 2XXX y una placa de revestimiento 6XXX en uno o ambos lados de la aleación de núcleo se unen por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente. Dependiendo del calibre final deseado, el producto unido por laminación se puede laminar en frío en la etapa 9 del proceso hasta el calibre final, por ejemplo, a un producto de hoja o a un producto de placa de calibre delgado. En una etapa 10 de proceso, el producto aeroespacial laminado se trata térmicamente en disolución, luego se enfría en la etapa 11 de proceso y preferiblemente se estira en la etapa 12 de proceso.

En una realización, el producto enfriado se forma en el proceso de conformado 13 y envejecimiento, es decir, envejecimiento natural o artificial, en la etapa 14 del proceso a temple final, p. ej., un temple T3 o T8.

En una realización, el proceso de conformado 13 y la etapa de proceso de envejecimiento 14 se pueden combinar, por ejemplo, la operación de conformado se realiza a una temperatura en un intervalo de 140°C a 200°C, y preferiblemente durante un tiempo en un intervalo de 1 a 50 horas, de modo que también se produce un envejecimiento artificial tanto del núcleo de la serie 2XXX como de la capa o capas de revestimiento de la serie 6XXX.

En una realización, el producto enfriado se envejece en la etapa 14 del proceso, es decir, envejecimiento natural o artificial, a un temple deseado, y posteriormente se forma en un proceso de conformado 13 en un producto conformado de forma predeterminada.

En una realización alternativa, después de la unión por laminación del núcleo de la serie 2XXX y la capa o capas de revestimiento de la serie 6XXX hasta el calibre final, el producto laminado se forma en un proceso de conformado 13 en una forma predeterminada, se trata térmicamente en disolución el producto formado en la etapa 15 de proceso y se enfría en la etapa 11 de proceso y se sigue de envejecimiento, es decir, envejecimiento natural o artificial, en la etapa 14 de proceso al temple final, p. ej., un temple T3 o T8.

La invención no está limitada a las realizaciones descritas anteriormente, sino que puede variar dentro del alcance de la invención como se define en las reivindicaciones adjuntas.

Claims (15)

REIVINDICACIONES

1. Un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX acoplada a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX, en donde la aleación de aluminio de la serie 6XXX comprende, en % en peso, Si 0,3% a 1,0%, Mg 0,3% a 1,1%, Mn 0,25% a 1,0%, Fe 0,03% a 0,4%, Cu hasta 0,10%, Cr hasta 0,25%, V hasta 0,2%, Zr hasta 0,2%, Zn hasta 0,5%, Ti hasta 0,1%, impurezas inevitables cada una <0,05%, total <0,15%, balance de aluminio.

2. Un producto aeroespacial compuesto laminado según la reivindicación 1, en donde la aleación de aluminio de la serie 6XXX tiene un contenido de Si en un intervalo de 0,4% a 0,9%.

3. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 2, en donde la aleación de aluminio de la serie 6XXX tiene un contenido de Mg en un intervalo de 0,40% a 0,90%.

4. Un producto aeroespacial compuesto laminado según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde la aleación de aluminio de la serie 6XXX tiene un contenido de Mn en un intervalo de 0,30% a 0,90%.

5. Un producto aeroespacial compuesto laminado según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX se acopla mediante unión por laminación a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX;

y/o en donde la capa de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 6XXX tiene un espesor en el intervalo de 1 % a 20%, y preferiblemente 1 % a 10%, del espesor total del producto aeroespacial compuesto laminado.

6. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, que consiste en una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa revestida de aleación de aluminio de la serie 6XXX acoplada a una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX;

o que consiste en una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa revestida de aleación de aluminio de la serie 6XXX acoplada a ambas superficies de la capa de núcleo de la serie 2XXX.

7. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en donde la aleación de la serie 2XXX de la capa de núcleo tiene una composición de, en % en peso,

Cu 1,9% a 7,0%, preferiblemente 3,0% a 6,8%, más preferiblemente 3,2% a 4,95%,

Mg 0,30% a 1,8%, preferiblemente 0,35% a 1,8%,

Mn hasta 1,2%, preferiblemente 0,2% a 1,2%,

Si hasta 0,40%,

Fe hasta 0,40%,

Cr hasta 0,35%,

Zn hasta 1,0%,

Ti hasta 0,15%,

Zr hasta 0,25,

V hasta 0,25%,

Li hasta 2,0%

Ag hasta 0,80%,

Ni hasta 2,5%,

siendo el balance aluminio e impurezas.

8. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en donde la capa de núcleo de la serie 2XXX es de la aleación de la serie 2x24.

9. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en donde la capa de núcleo de la serie 2XXX tiene un temple T3, T351, T39, T8 o T851; y/o

en donde la capa de revestimiento de la serie 6XXX tiene un temple T4 o T6.

10. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, en donde el producto aeroespacial compuesto laminado tiene un espesor total de 0,8 mm a 50,8 mm, y preferiblemente de 0,8 mm a 25,4 mm.

11. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, en donde el producto aeroespacial compuesto laminado es un producto en placa, o

en donde el producto aeroespacial compuesto laminado es un producto en lámina.

12. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en donde el producto aeroespacial compuesto laminado es una pieza estructural aeroespacial y preferiblemente un fuselaje de avión.

13. Método de fabricación de un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8 y 10 a 12 , que comprende las etapas de:

(a) proporcionar un lingote para laminación de una aleación de aluminio de la serie 2XXX para formar la capa de núcleo del producto aeroespacial compuesto;

(b) homogeneizar el lingote de dicha aleación de aluminio de la serie 2XXX a una temperatura en el intervalo de 400°C a 505°C durante al menos 2 horas;

(c) proporcionar un lingote o revestimiento revestido laminado de una aleación de aluminio de la serie 6XXX para formar una capa de revestimiento exterior sobre la aleación de aluminio del núcleo de la serie 2XXX; (d) homogeneizar el lingote de la aleación de aluminio de la serie 6XXX a una temperatura en el intervalo de al menos 480°C, preferiblemente de 500°C a 590°C, durante al menos 0,5 horas;

(e) unir por laminación la capa o capas de aleación de aluminio de la serie 6XXX a la capa de aleación de núcleo de la serie 2XXX para formar un producto de unión por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente y opcionalmente seguida de laminación en frío;

(f) tratar térmicamente en disolución el producto unido por laminación a una temperatura en el intervalo de 450°C a 505°C;

(g) enfriar el producto unido por laminación tratado térmicamente en disolución por debajo de 100°C, y preferiblemente a temperatura ambiente;

(h) opcionalmente estirar el producto unido por laminación enfriado y tratado térmicamente en disolución; y (i) envejecer la aleación del núcleo de la serie 2XXX del producto unido por laminación enfriado, preferiblemente a un temple T3, T351, T39, T8 o T851.

14. Método según la reivindicación 13, en donde el método comprende además el conformado del producto unido por laminación enfriado y tratado térmicamente en disolución, y opcionalmente también estirado, en un proceso de conformado en un producto de forma predeterminada.

15. Método según cualquiera de las reivindicaciones 13 y 14, en donde se realiza una etapa (j) de conformado después de la etapa (i) de envejecimiento; o

en donde la etapa (j) de conformado y la etapa (i) de envejecimiento se combinan en una etapa de conformado a temperatura elevada, preferiblemente a una temperatura en un intervalo de 140°C a 200°C, y preferiblemente durante un tiempo en un intervalo de 1 a 50 horas.