KR20160095052A

KR20160095052A - 향상된 특성을 갖는 하부 날개 요소를 위한 알루미늄/구리/리튬 합금 재료

Info

Publication number: KR20160095052A
Application number: KR1020167017856A
Authority: KR
Inventors: 니콜라스 바요나-카릴로
Original assignee: 콩스텔리움 이수와르
Priority date: 2013-12-05
Filing date: 2014-12-02
Publication date: 2016-08-10
Also published as: US12116122B2; US20160368589A1; FR3014448A1; WO2015082779A2; DE14821688T1; KR102308479B1; CA2931303A1; CN105814221A; WO2015082779A3; BR112016011112B1; CN105814221B; FR3014448B1; CA2931303C; EP3077559B1; EP3077559A2; US20210016869A1; US10836464B2

Abstract

본 발명은 그 두께가 14 내지 100 ㎜인 압연 또는 단조 제품을 제조하는 방법에 관한 것이다. 상기 재료는 wt %로, 1.8 내지 2.6 Cu, 1.3 내지 1.8 Li, 0.1 내지 0.5 Mg, 0.1 내지 0.5 Mn 및 Zr < 0.05 또는 Mn < 0.05 및 0.10 내지 0.16 Zr; 0 내지 0.5 Ag; Zn < 0.20; 0.01 내지 0.15 Ti; Fe: < 0.1; Si ≤ 0.1; 기타 원소들은 각각 < 0.05 그리고 총 < 0.15이며, 잔부로서 밀도가 2.670 g/㎤ 미만인 알루미늄으로 구성된 알루미늄 합금으로 제조된다. 상기 방법은 균질화; 망간 함량이 0.1 내지 0.5 wt %이고 지르코늄 함량이 0.05 wt %인 경우에는 최종 열간 가공 온도가 적어도 400℃이고, 망간 함량이 0.05 wt % 미만이고 지르코늄 함량이 0.1 내지 0.16 wt %인 경우에는 최종 열간 가공 온도가 최대 400℃가 되도록 하는 조건 하에서 열간 가공; 용체화 처리; ??칭; 제어된 연신; 및 템퍼링을 포함한다. 본 발명에 따라 얻어질 수 있는 재료는 20 ㎜ 내지 50 ㎜의 두께; 중간 두께에서 적어도 390 MPa의 탄성 한계[TYS(L)]; 심지어 85℃에서 3,000 시간의 에이징 후에 적어도 105 MPa√m의 강성[K_app(L-T)](W = 406 ㎜), 및 1/4 두께에서 L-T 방향에서 취한 샘플을 갖고, 160 ㎜의 폭을 갖는 CCT형 시편에서 ASTM E647에 따라 수행된, 피로 시험에 대해 조건 6.5 MPa√m < ΔK < 16.6 MPa√m 하에서 적어도 250,000 사이클을 갖는다. 본 발명에 따른 재료는 항공기 하부 날개 요소를 제조하기 위해 특히 적합하다.

Description

향상된 특성을 갖는 하부 날개 요소를 위한 알루미늄/구리/리튬 합금 재료 {ALUMINUM/COPPER/LITHIUM ALLOY MATERIAL FOR UNDERWING ELEMENT HAVING ENHANCED PROPERTIES}

본 발명은 일반적으로 알루미늄 합금 제품에 관한 것으로서, 더 구체적으로는 특히 항공우주 산업에서, 이러한 제품, 이들의 사용 및 제조 프로세스에 관한 것이다.

고성능 항공기의 구조체의 중량을 감소시키는 동시에 효용성을 증가시킬 수 있는 재료를 개발하기 위해 지속적인 연구 노력이 행해지고 있다. 리튬이 3%만큼 알루미늄의 밀도를 감소시키고 첨가된 리튬의 중량에 의해 각각의 퍼센트에 대해 6%만큼 탄성율을 증가시킬 수 있기 때문에, 알루미늄-리튬 합금(AlLi)이 이러한 관점에서 큰 관심이 있다.

미국 특허 제5,032,359호는, 특히 0.3 내지 0.5 중량 퍼센트의 마그네슘과 은의 첨가가 기계적 강도를 증가시키는 것을 가능하게 하는 광대한 알루미늄-구리-리튬 합금군을 설명하고 있다.

미국 특허 제5,198,045호는 (중량 %로서) (2.4-3.5) Cu, (1.35-1.8) Li, (0.25-0.65) Mg, (0.25-0.65) Ag, (0.08-0.25) Zr을 포함하는 합금군을 설명하고 있다. 이들 합금으로부터 제조된 단련 제품(wrought product)은 2.64 g/㎤ 미만의 밀도와 기계적 강도와 인성 사이의 가치 있는 절충안을 조합한다.

미국 특허 제7,229,509호는 (중량 %로서) (2.5-5.5) Cu, (0.1-2.5) Li, (0.2-1.0) Mg, (0.2-0.8) Ag, (0.2-0.8) Mn, (최대 0.4) Zr 또는 Cr, Ti, Hf, Sc 및 V와 같은 다른 정련제(refiner)를 포함하는 합금군을 설명하고 있다. 제공된 예는 기계적 강도와 파괴 인성 사이의 개량된 절충안을 갖지만, 이들의 밀도는 2.7 g/㎤ 초과이다.

특허 EP 1,966,402호는 (중량 %로서) (2.1-2.8) Cu, (1.1-1.7) Li, (0.2-0.6) Mg, (0.1-0.8) Ag, 및 (0.2-0.6) Mn을 포함하는 주로 재결정화된 구조를 갖는 동체 플레이트(fuselage plate)를 위해 설계된 지르코늄을 포함하지 않는 합금을 설명하고 있다.

특허 EP 1,891,247호는 (중량 %로서) (3.0-3.4) Cu, (0.8-1.2) Li, (0.2-0.6) Mg, (0.2-0.5) Ag 및 Zr, Mn, Cr, Sc, Hf 및 Ti로부터 선택된 적어도 하나의 원소를 포함하고, Cu 및 Li의 함량은 조건 Cu + 5/3 Li < 5.2를 만족하는 것인 동체 플레이트를 위해 설계된 합금을 설명하고 있다.

미국 특허 제5,455,003호는 극저온 온도에서 기계적 강도 및 파괴 인성의 향상된 특성을 갖는 알루미늄-구리-리튬 합금의 제조를 위한 프로세스를 설명하고 있다. 이 프로세스는 특히 (중량 %로서) (2.0-6.5) Cu, (0.2-2.7) Li, (0-4.0) Mg, (0-4.0) Ag, (0-3.0) Zn을 포함하는 합금에 적용된다.

국제 출원 WO 2010/055225호는 2.0 내지 3.5 중량 %의 Cu, 1.4 내지 1.8 중량 %의 Li, 0.1 내지 0.5 중량 %의 Ag, 0.1 내지 1.0 중량 %의 Mg, 0.05 내지 0.18 중량 %의 Zr, 0.2 내지 0.6 중량 %의 Mn, 그리고 Cr, Sc, Hf 및 Ti로부터 선택된 적어도 하나의 원소를 포함하고, 원소의 양은 선택되면, Cr 및 Sc에 대해 0.05 내지 0.3 중량 %, Hf에 대해 0.05 내지 0.5 중량 % 및 Ti에 대해 0.01 내지 0.15 중량 %이고, 잔부는 알루미늄 및 불가피한 불순물인 액체 금속욕(metal bath)을 마련하고, 개략 형상체(rough shape)를 액체 금속욕으로부터 주조하고 균질화를 위해 520℃에서 등가 시간(equivalent time)이 5 내지 20 시간이 되도록 515℃ 내지 525℃의 온도에서 균질화하여 그 개략 형상체를 형성하는 방법을 설명하고 있다.

국제 출원 WO 2011/141647호는 중량 퍼센트로서, 2.1 내지 2.4%의 Cu, 1.3 내지 1.6%의 Li, 0.1 내지 0.5%의 Ag, 0.2 내지 0.6%의 Mg, 0.05 내지 0.15%의 Zr, 0.1 내지 0.5%의 Mn, 0.01 내지 0.12%의 Ti, 선택적으로 Cr, Sc, 및 Hf로부터 선택된 적어도 하나의 원소를 포함하고, 원소의 양은, 선택되면, Cr 및 Sc에 대해 0.05 내지 0.3% 및 Hf에 대해 0.05 내지 0.5%이고, Fe 및 Si의 양은 각각 0.1 이하이고, 불가피한 불순물을 각각 0.05 이하 총 0.15 이하의 함량으로 포함하는 알루미늄 합금에 관한 것이다. 합금은 항공기 하부 날개 외피(underwing skin)용 요소의 제조를 위해 특히 적합한 압출, 압연 및/또는 단조 제품을 제조하는 데 사용될 수 있다.

이창순(Lee Chang-Soon) 등에 의한 문헌 "Effect of microstructure and load ratio on fatigue crack growth behavior of advanced Al-Cu-Li-Mg-Ag alloys"[Metals and Materials, Vol 3 Issue 1 (1997) pp 51-59]는 0.1 및 0.75의 하중비(loading ratio)에 대한 세 가지의 Al-Cu-Li-Mg-Ag 합금 상의 피로 균열 성장의 거동을 설명하고 있다.

(중량 퍼센트로서) (2.5-3.3) Cu, (1.4-2.1) Li, (0.25-0.8) Mg, (0.25-0.6) Ag, (0.04-0.18) Zr, 및 최대 0.35 Mn을 포함하는 합금 AA2196과, (중량 퍼센트로서) (2.1-2.8) Cu, (1.3-1.9) Li, (0.20-0.8) Mg, (0.25-0.6) Ag, (0.04-0.18) Zr, (0.05-050) Mn을 포함하는 합금 AA2296, 및 (2.0-2.7) Cu, (1.2-1.8) Li, (0.20-0.8) Mg, (0.15-0.40), Ag (0.05-0.16) Zr, (0.05-0.50) Mn을 포함하는 합금 AA2076이 또한 공지되어 있다.

항공기 구성을 위해 의도된 특정 부품은, 공지의 합금 및 제품에서는 얻어질 수 없는 특성들에 있어서의 특별한 절충을 필요로 한다. 특히 항공기용 하부 날개 외피의 제조에 사용되는 부품은, 특히 스펙트럼 피로에 대해 충분한 기계적 저항 및 유리한 피로 특성을 가지면서 매우 높은 파괴 인성을 필요로 한다. 이들 특성은 열적으로 안정해야 하는 데, 즉 이들 특성은 85℃와 같은 온도에서 에이징 처리(aging treatment) 중에 상당히 변화하지 않아야 한다. 최저 가능한 밀도를 갖는 동시에 모든 이들 특성을 얻는 것이 특성의 바람직한 절충안이다.

항공 용례 및 특히 하부 날개 외피 요소 용례에 있어서, 열적으로 안정하고, 낮은 밀도를 갖고, 높은 인성 및 피로 균열 성장에 대한 저항을 갖지만, 충분한 기계적 강도를 갖는 Al-Cu-Li 합금에 대한 요구가 존재한다.

본 발명의 제1 목적은 압연 또는 단조 제품을 제조하는 방법으로서,

(a) 합금의 슬래브를 주조하되, 중량 퍼센트로서,

Cu: 1.8 내지 2.6

Li: 1.3 내지 1.8

Mg: 0.1 내지 0.5

Mn: 0.1 내지 0.5 및 Zr < 0.05 또는 Mn < 0.05 및 Zr 0.10 내지 0.16

Ag: 0 내지 0.5

Zn < 0.20

Ti: 0.01 내지 0.15

Fe: < 0.1

Si: < 0.1

기타 원소들은 각각 < 0.05 그리고 총 < 0.15이며, 잔부는 2.670 g/㎤ 미만의 밀도를 갖는 알루미늄

으로 이루어진 조성의 합금의 슬래브를 주조하고,

(b) 상기 슬래브를 5 내지 60 시간 동안 480 내지 540℃에서 균질화하고,

(c) 상기 슬래브를 압연 및/또는 단조에 의해 열간 가공하되, 열간 가공 조건은 망간 함량이 0.1 내지 0.5 중량 %이고 지르코늄 함량이 0.05 중량 %인 경우에는 최종 열간 가공 온도가 적어도 400℃이거나, 망간 함량이 0.05 중량 % 미만이고 지르코늄 함량이 0.10 내지 0.16 중량 %인 경우에는 최종 열간 가공 온도가 최대 400℃이게 하여, 14 내지 100 ㎜의 두께를 갖는 압연 및/또는 단조 제품을 얻도록 열간 가공하고,

(d) 상기 제품을 15분 내지 8 시간 동안 490 내지 530℃에서 용체화 열처리하고,

(e) 상기 제품을 물로 ??칭(quenching)하고,

(f) 상기 제품을 1 내지 6%의 영구 변형율을 갖고 제어된 연신을 경험하고,

(g) 상기 제품을 5분 내지 100 시간 동안 120 내지 170℃에서 열처리에 의해 인공적으로 에이징하는 것인 방법이다.

본 발명의 다른 목적은 본 발명에 따른 프로세스에 의해 얻어질 수 있는 압연 및/또는 단조 제품으로서, 그 두께가 20 ㎜ 내지 50 ㎜이고, 중간 두께에서 그 인장 항복 강도[TYS(L)]는 적어도 390 MPa이며, 파괴 인성(K_appL-T)(W = 406 ㎜)은 심지어 85℃에서 3,000 시간 동안 에이징 후에도 적어도 105 MPa√m이며, 1/4 두께에서 방향(L-T)에서 취한 폭 W = 160 ㎜의 CCT형 시편에서 ASTM E647에 따라 수행된 피로 시험에 대해 조건 6.5 MPa√m < ΔK < 16.6 MPa√m에서 사이클 수는 적어도 250,000인 것을 특징으로 하거나, 그 두께가 14 ㎜ 내지 100 ㎜이고, 중간 두께에서 황동 텍스처(brass texture)를 갖는 결정립의 체적 분율은 25 내지 40%이고, 텍스처 인덱스는 12 내지 18인 것을 특징으로 하는 압연 및/또는 단조 제품이다.

본 발명의 또 다른 목적은 항공기 구성의 구조 요소로서, 바람직하게는 항공기 하부 날개 외피 요소로서 본 발명에 따른 제품의 용도이다.

도 1은 표준 E647에 따라 측정된 피로 균열 성장 속도 da/dN의 도면이다.

달리 설명하지 않는다면, 합금의 화학적 조성에 관한 지시는 합금의 총 중량에 기초하여 중량 퍼센트로서 표현된다. 합금의 명칭은 당 기술 분야의 숙련자들에게 공지되어 있는 미국 알루미늄 협회(The Aluminium Association)의 규칙에 따른다. 밀도는 조성에 의존하고, 중량 측정의 방법에 의해서보다는 계산에 의해 결정된다. 값은 "알루미늄 표준 및 데이터(Aluminum Standards and Data)"의 페이지 2-12 및 2-13에 설명되어 있는 미국 알루미늄 협회의 규칙에 따라 계산된다. 야금학적 템퍼(temper)의 정의는 유럽 표준(European standard) EN 515에 지시되어 있다.

달리 지시하지 않는다면, 정적 기계적 특성, 달리 말하면 최대 인장 강도(ultimate tensile strength: UTS), 인장 항복 응력(tensile yield stress: TYS) 및 파괴 연신율(elongation at rupture: E)은 표준 EN10002-1 또는 NF EN ISO 6892-1에 따른 인장 시험, 시편이 유지되는 장치 및 표준 EN 485-1에 의해 정의되는 이들의 배향에 의해 정의된다.

응력 강도 팩터(K_Q)는 ASTM E 399에 따라 결정된다. 이 표준의 항 7.2.1에 정의된 비율은 항 8에 설명된 일반적인 절차에서와 같이 항상 점검된다. ASTM 표준 E 399는 항 9.1.3 및 9.1.4에서, K_Q가 K_1C의 유효값인지 여부를 결정하기 위한 기준을 제공한다. 따라서, K_1C는 항상 K_Q 값이지만, 그 반대는 성립하지 않는다. 본 발명의 프레임워크 내에서, 표준 ASTM E399의 항 9.1.3 및 9.1.4의 기준은 항상 관련되는 것은 아니지만, 소정의 시험 시편 기하학 구조에 대해서, K_Q의 값은 항상 서로 상응하고, 시험 시편 기하학 구조는 플레이트 또는 프로파일의 치수에 관련된 제약이 주어지면 항상 액세스 가능한 것은 아닌 K_1C의 유효값을 얻는 것을 가능하게 한다.

본 발명의 프레임워크 내에서, 선택된 시험 시편의 두께는 K_1C의 유효값을 얻기 위해 당 기술 분야의 숙련자들에 의해 적합한 것으로서 고려되는 두께이다. 파괴시 겉보기 응력 강도 팩터(K_app) 및 파괴시 응력 강도 팩터(K_c)는 표준 ASTM E561에 정의된 바와 같다.

실온에서 피로 균열 성장 시험은 표준 ASTM E647에 따라 수행되었다. 본 발명자는 1/4 두께에서 L-T 방향에서 취한 폭 W = 160 ㎜ 및 두께 B = 5 ㎜의 CCT형 시편을 사용하였다. 시편은 표준의 추천에 따른 피로 부하에 의해 사전 균열되었다. 이 실행은 기계적 노치로부터 이격하여 직선형의 날카로운 균열에 대한 전파 시험을 시작하는 것을 가능하게 한다. 전파 시험에 대해, 시편은 일정한 부하 진폭으로 주기적으로 부하를 받았다. 시험 주파수는 부하비 R = 0.1에서와 같이, 또한 시험 중에 일정하게 유지되었다.

본 발명자는 조건 6.5 MPa√m < ΔK < 16.6 MPa√m이 관련되도록 하는 균열 사이즈 범위에서 전술된 조건 하에서 사이클의 수를 기록하였다.

달리 설명되지 않으면, 표준 EN 12258의 정의가 적용된다. 여기서 기계적 구성의 "구조 요소(structural element)"는 정적 및/또는 동적 기계적 특성이 구조의 성능에 특히 중요한 그리고 구조 분석이 일반적으로 규정되거나 수행되는 기계적 부분을 칭한다. 이들은 통상적으로 그 파괴가 상기 구성, 그 사용자 또는 다른 것의 안전을 위험에 빠뜨릴 가능성이 있는 요소이다. 항공기에 있어서, 이들 구조 요소는 동체[동체 외피, 스트링거(stringer), 벌크헤드(bulkhead), 둘레 프레임과 같은], 날개[날개 외피, 스트링거 또는 보강재, 리브 및 스파(spar)] 및 수평 및 수직 안정화기로 구성된 테일 유닛(tail unit), 뿐만 아니라 플로어 빔(floor beam), 좌석 트랙(seat track) 및 도어를 구성하는 부분을 포함한다. 결정학적 텍스처는 3차원 수학적 함수에 의해 설명될 수 있다. 이 함수는 배향 밀도 함수(Orientation Density Function: ODF)로서 당 분야에 공지되어 있다. 이는 gㅁdg 배향을 갖는 재료의 체적 분율 dV/V로서 정의된다.

여기서, (φ₁, Φ, φ₂)는 배향 g를 설명하는 오일러각(Euler angles)이다.

본 발명자는 통상의 텍스처 각도계 상에 X선 회절에 의해 측정된 4개의 극점도(pole figures)로부터 구면 조화함수(spherical harmonics)의 방법을 사용하여 각각의 플레이트의 ODF를 계산하였다. 본 발명에 있어서, 극점도 측정은 플레이트의 중간 두께에서 절단된 시험 샘플 상에 수행되었다. 유사하게, 통계적으로 대표적인 측정을 얻기 위해, 샘플 크기는 결정립 크기(grain size)에 적응되었다.

ODF 내의 정보를 단순화하는 것이 가능하다. 이는 재료 내의 배향 분포의 선택된 양태를 설명하기 위해 당 기술 분야에서 통상적으로 행해진다. 이러한 것의 예는 "I"라 칭하는 텍스처 인덱스이다. 텍스처 인덱스는 그 성질에 대한 상세를 제공하지 않고 결정학적 텍스처의 날카로움에 대한 정보를 제공한다. 이는 배향의 랜덤 분포를 갖는 재료에 대해 1이지만, 그 값은 텍스처가 더 강하게 마킹될 때 증가한다. 텍스처 인덱스(I)는 이하의 식으로 계산된다.

ODF 내의 정보를 단순화하는 다른 방법은 특정 배향을 갖는 결정자(crystallite)의 체적 분율을 계산하는 것이다. 이 계산을 하기 위해, 기준 배향 및 이 배향 주위의 최대 배향 상실(disorientation)의 각도를 임의로 규정한다. ODF는 이어서 이와 같이 규정된 도메인에 통합되는 데, 이는 총 체적에 대한 이 도메인 내의 배향의 상대 체적을 추론하는 것을 가능하게 한다. 본 발명자는 얻어진 텍스처를 설명하기 위해 "구리(copper)", "황동(brass)" 및 "S" 배향 주위에 15ㅀ의 공차를 사용하였다. "구리", "황동" 및 "S" 결정학 배향은 당 기술 분야의 숙련자들에게 공지되어 있고, 예를 들어 유.에프. 콕스(U.F. Kocks), 씨.엔. 토메(C.N. Tome) 및 에이치.알. 웽크(H.-R. Wenk)에 의한 참조 문헌 "Texture and anisotropy: preferred orientations in polycrystals and their effect on materials properties". Cambridge University Press, 2000에 설명되어 있다. "구리", "황동" 및 "S" 배향은 이하의 표에 제공되어 있다.

예기치 않게, 본 발명자는 정밀한 열기계적 변형 조건을 갖는 특정 Al-Cu-Li 합금 조성물의 조합이 특정 결정학적 텍스처를 갖는 제품을 얻는 것을 가능하게 하여, 그 밀도가 2.670 g/㎤ 미만인, 기계적 강도, 인성, 피로 균열 성장에 대한 저항 및 열 안정성 사이의 매우 적합한 절충안을 야기한다는 것을 발견하였다. 본 발명에 따른 제품은 주조, 균질화, 열간 가공, 용체화 열처리, ??칭, 응력 완화 및 에이징의 단계를 포함하는 프로세스에 의해 얻어진다.

먼저, 본 발명에 따른 합금 슬래브(alloy slab)가 주조된다.

놀라운 효과가 관찰되는 합금의 구리 함량은 1.8 내지 2.6 중량 %이다. 바람직하게는, 구리 함량은 최대 2.5%이다. 본 발명의 일 실시예에서, 최대 구리 함량은 2.3 중량 % 또는 바람직하게는 2.2 중량 %이다. 바람직하게는, 구리 함량은 적어도 1.9 중량 %, 또는 바람직하게는 1.95 중량 %이다.

리튬 함량은 1.3 중량 % 내지 1.8 중량 %이다. 유리하게는, 리튬 함량은 적어도 1.35 중량 %, 바람직하게는 1.4 중량 %이다. 유리하게는, 리튬 함량은 최대 1.65 중량 % 또는 바람직하게는 1.6 중량 %이다.

은 함량은 0 내지 0.5 중량 %이다. 본 발명의 유리한 실시예에서, 은 함량은 0.05 내지 0.25 중량 %이다. 밀도를 최소화하는 장점을 갖는 본 발명의 일 실시예에서, 은 함량은 최대 0.05 중량 %이다.

마그네슘 함량은 0.1 내지 0.5 중량 %이다. 바람직하게는, 마그네슘 함량은 최대 0.4 중량 %이다. 본 발명의 유리한 실시예에서, 마그네슘 함량은 적어도 0.2 중량 %이다.

본 발명자는 망간과 지르코늄의 첨가가 관련되는 한, 본 발명에 따른 제품의 바람직한 특성이 2개의 실시예에서 얻어질 수 있다는 것을 발견하였다.

제1 실시예에서, 지르코늄 함량을 0.05 중량 % 미만, 바람직하게는 0.04 중량 % 미만으로 제한하면서, 망간이 0.1 내지 0.5 중량 %, 바람직하게는 0.2 내지 0.4 중량 %의 함량으로 첨가된다.

제2 실시예에서, 망간 함량을 0.05 중량 % 미만, 바람직하게는 0.04 중량 % 미만으로 제한하면서, 지르코늄이 0.01 내지 0.16 중량 %, 바람직하게는 0.11 내지 0.15 중량 %의 함량으로 첨가된다. 지르코늄과 망간의 동시의 첨가는 본 발명에 따른 제품의 피로, 인성 및 기계적 강도의 특성을 제공하지 않는다.

합금은 주조 중에 입경을 제어하기 위해 0.01 내지 0.15 중량 %의 Ti 및 바람직하게는 0.02 내지 0.10 중량 %의 Ti를 함유한다.

가장 적합한 손상 허용 특성(damage tolerance property)을 얻기 위해 합금의 불가피한 불순물의 함량을 제한하는 것이 바람직하다. 불가피한 불순물은 철 및 규소를 포함하는 데, 이들 원소는 철 및 규소에 대해 각각 0.1 중량 % 미만의 함량, 바람직하게는 0.08 중량 % 및 0.06 중량 % 미만의 함량을 갖고, 기타 불순물들은 각각 0.05 중량 % 미만 그리고 총 0.15 중량 % 미만의 함량을 갖는다. 바람직하게는, 아연 함량은 0.20 중량 % 미만, 바람직하게는 0.04 중량 % 미만이다. 본 발명의 일 실시예에서, 아연 함량은 0.05 중량 % 미만이고, 규소 함량은 0.08 중량 % 미만이고, 철 함량은 0.08 중량 % 미만이다. 실온에서 합금의 밀도는 2.670 g/㎤ 미만이다. 바람직하게는, 조성은 2.640 g/㎤ 미만, 더욱 더 바람직하게는 2.630 g/㎤ 미만의 실온에서의 밀도를 얻기 위해 조정된다.

슬래브는 이어서 균질화된다. 균질화 온도는 바람직하게는 5 내지 60 시간 동안 480 내지 540℃이다. 바람직하게는, 균질화 온도는 490℃ 내지 510℃이다.

균질화 후에, 슬래브는 일반적으로 실온으로 냉각 후에, 압연 및/또는 단조에 의한 열간 가공을 위한 준비를 위해 예열된다. 예열의 목적은 개략 형상이 가공되는 것을 허용하는 바람직하게는 420 내지 520℃, 바람직하게는 430℃ 내지 460℃의 범위의 초기 가공 온도에 도달하는 것이다.

열간 가공은 압연 및/또는 단조에 의해 수행된다. 바람직하게는, 슬래브는 본질적으로 플레이트를 얻기 위해 압연에 의해 가공된다.

열간 가공 온도는 슬래브의 조성에 의존한다. 망간 함량이 0.1 내지 0.5 중량 %이고 지르코늄 함량이 0.05 중량 % 미만인 실시예에서, 열간 가공 조건은 최종 열간 가공 온도가 적어도 400℃, 바람직하게는 적어도 410℃가 되도록 이루어진다. 망간 함량이 0.05 중량 % 미만이고 지르코늄이 0.10 내지 0.16 중량 %인 실시예에서, 열간 가공 온도 조건은 최종 열간 가공 온도가 최대 400℃, 바람직하게는 최대 390℃, 더욱 더 바람직하게는 최대 380℃가 되도록 이루어진다.

이 방식으로 얻어진 제품은 이어서 바람직하게는 15분 내지 8 시간 동안 490 내지 530℃의 열처리에 의해 용체화 열처리를 경험하고, 이어서 통상적으로 물로 ??칭된다.

제품은 이어서 1 내지 6%, 바람직하게는 적어도 2%, 통상적으로 약 4%로 제어된 연신을 경험한다. 본 발명의 일 실시예에서, 5% 내지 15%의 범위의 단면 감소율을 갖는 냉간 압연이 제어된 연신 단계 전에 수행된다. 평탄화(flattening) 및/또는 정형(shaping)과 같은 공지의 단계가 제어된 연신 전 또는 후에 선택적으로 수행될 수도 있다.

인공 에이징이 5 내지 100 시간 동안 120 내지 170℃의 온도에서, 바람직하게는 20 내지 60 시간 동안 140 내지 160℃의 온도에서 수행된다. 바람직하게는, 인공 에이징은 155℃에서 등가 시간[t(eq)]이 20 내지 40 시간, 바람직하게는 25 내지 35 시간이 되도록 이루어진다. 155℃에서의 등가 시간[t(eq)]은 이하의 식에 의해 정의된다.

여기서 T(켈빈 단위)는 시간 t(시간(h) 단위)에 따라 변화하는 순간 처리 온도이고, T_ref는 428 K로 설정된 기준 온도이다. t(eq)는 시간(h) 단위로 표현된다. 상수 Q/R = 11400 K는 Li의 확산의 활성화 에너지로부터 유도되고, Q = 95000 J/mol이다. t(eq)를 제공하는 식은 가열 및 냉각 단계를 고려한다.

플레이트를 위한 바람직한 템퍼는 T8 템퍼, 더 구체적으로는 T84 또는 T86이다.

바람직한 특성의 조합 - 낮은 밀도, 인성 및 높은 피로 균열 성장에 대한 저항, 열 안정성 및 충분한 기계적 강도 - 은 동시에 성취하는 것이 어렵다. 본 발명의 프레임워크 내에서, 특정의 매우 유리한 절충안과 낮은 밀도를 조합하는 것이 놀랍게도 가능하다.

본 발명에 따른 방법은 압연 및/또는 단조 제품을 제조하는 데 사용된다. 유리하게는, 본 발명에 따른 방법은 플레이트를 제조하는 데 사용된다.

본 발명에 따른 방법은 항공 우주 용례를 위한, 열적으로 안정하고, 낮은 밀도를 갖고, 높은 파괴 인성 및 피로 저항을 갖지만, 충분한 기계적 강도를 갖는 Al-Cu-Li 합금의 압연 제품을 얻기 위해 특히 유리하다. 압연 제품 중에서, 적어도 14 ㎜, 바람직하게는 적어도 20 ㎜의 두께 및/또는 최대 100 ㎜ 및 바람직하게는 최대 60 ㎜의 두께의 플레이트가 유리하다.

유리하게는, 본 발명에 따른 방법에 의해 얻어진 플레이트는 20 ㎜ 내지 50 ㎜의 두께에 대해 T84 템퍼에서 중간 두께에서,

적어도 390 MPa, 바람직하게는 적어도 395 MPa의 방향(L)에서의 인장 항복 강도(TYS);

인공 에이징 후에, 심지어 85℃에서 3,000 시간 동안 장기 에이징 후에 적어도 105 MPa√m의 폭 W = 406 ㎜의 시편 상에서 측정된 파괴 인성[K_app(L-T)]; 및

조건 6.5 MPa√m < ΔK < 16.6 MPa√m에서, 1/4 두께에서 방향(L-T)에서 취한 폭 W = 160 ㎜의 CCT형 시편에서 ASTM E647에 따라 수행된 피로 시험에 대해 적어도 250,000, 바람직하게는 적어도 280,000의 사이클의 수를 포함한다.

본 발명자는 적합한 열간 가공 온도와 함께 Zr 또는 Mn의 존재가 모두 텍스처의 제어에 작용하여, 중간 두께에서 황동 텍스처를 갖는 결정립의 체적 분율이 25 내지 40%이고 텍스처 인덱스가 12 내지 18이 되도록 하는 텍스처를 얻는 것을 가능하게 한다는 것을 발견하였다. 조성과 연계된 이 특정 텍스처는 기계적 강도, 피로 파괴 인성, 및 매우 적합한 열 안정성의 견지에서 효율을 동시에 성취하는 것을 가능하게 한다.

본 발명에 따른 제품은 특히 항공기 구성에 대해, 구조 요소로서 사용될 수 있다.

본 발명의 유리한 실시예에서, 본 발명에 따른 제품은 항공기 하부 날개 외피를 위한 요소로서 사용된다.

예

예 1

5개의 합금이 슬래브의 형태로 주조되었다. 이들의 조성 및 계산 밀도가 표 1에 제공되어 있다. 합금 3 및 4는 본 발명에 따른 조성을 갖는다. 합금 5는 특허 출원 WO2011/141647호의 전술된 기준 합금이다.

[표 1] : 화학적 조성(중량 %) 및 계산 밀도

슬래브는 508℃에서 12 시간 동안(합금 1 내지 4) 또는 520℃에서 8 시간 동안(합금 5) 균질화되었다. 균질화 후에, 슬래브는 가열되고 열간 압연되었다. 합금 1 내지 4에 대해, 2개의 열간 압연 조건이 시험되었다.

열간 압연 조건 및 대응 플레이트의 기준에 대한 설명이 표 2에 제공되어 있다.

[표 2] 열간 압연 조건

이 방식으로 얻어진 플레이트는 497 +/- 2℃에서(1A 내지 4B) 또는 524 +/- 2℃에서(5A) 용체화 열처리되었고, 물로 ??칭되었고, 약 4%의 영구 연신율로 연신되었다. 상이한 인공 에이징 조건이 적당한 크기의 샘플에 대해 시험되었다.

[표 3] 상이한 인공 에이징 시험 후에 얻어진 기계적 특성

시험은 산업용 플레이트의 T84 템퍼에 대해 최적 인공 에이징 처리 조건을 결정하는 데 사용되었는 데, 합금 플레이트 1 및 2는 140℃에서 40 시간 동안 인공 에이징되었고, 합금 3 플레이트는 140℃에서 80 시간 동안 인공 에이징되었고, 합금 4 플레이트는 155℃에서 30 시간 동안 인공 에이징되었고, 최적 조건이 미리 결정되어 있는 합금 5 플레이트는 155℃에서 36 시간 동안 인공 에이징되었다.

산업용 플레이트 상에 얻어진 결과는 표 4에 제공되어 있다. 플레이트의 정적 기계적 특성은 L 방향에서 측정되었고, 뿐만 아니라 L-T 방향에서, 폭 406 ㎜ 및 두께 B = 6.35 ㎜의 시편 상에 파괴 인성이 측정되었다. 정적 기계적 특성 및 파괴 인성은 중간 두께에서 측정되었다. 게다가, 피로는 30 ㎜의 노치를 갖는, 12 ㎜ 두께, 700 ㎜ 길이 및 200 ㎜ 폭의 CCT형 시편에 대해 항공기 제조업자의 사양에 따라 상업용 항공기의 하부 날개 외피 조건을 표현하는 스펙트럼 부하 하에서 측정되었다. 스펙트럼 부하 하에서 피로를 특정하기 위한 시편은 플레이트의 표면 아래 11 ㎜에 중심 설정되도록 취해졌다. 스펙트럼 부하 결과 하에서 피로는 이 균열이 40 ㎜에 도달할 때까지 피로 사전 균열 후에 얻어졌다. 결과는 50 ㎜ 내지 130 ㎜의 균열 성장의 비행 회수이다.

피로 균열 성장 속도는 1/4 두께 및 두께 B = 5 ㎜에서 방향 L-T에서 취한 폭 W = 160 ㎜의 CCT형 시험편에서 표준 E647에 따라 또한 측정되었다. 시편은 표준의 추천에 따라 피로 부하에 의해 사전 균열되었다. 전파 시험에 대해, 시편은 일정한 부하 진폭을 갖고 주기적으로 부하를 받았다. 시험 주파수는 또한 부하비 R = 0.1에서와 같이, 시험 중에 일정하게 유지되었다.

[표 4] 산업용 플레이트 상의 기계적 시험

열 안정성은 85℃에서 3,000 시간 동안 처리에 의해 처리되었다. 인공 에이징의 종료시에 얻어진 값들로부터의 차이를 표 5에 나타낸다. 단지 특정 플레이트만이 시험되었지만, 동일한 합금 및 동일한 인공 시효 처리에 대해, 열 안정성은 열간 압연 조건에 무관하게, 유사할 것으로 예측된다. 따라서, 본 발명자는 1B 및 2B 플레이트의 열 안정성이 플레이트 3A 및 4B의 것보다 상당히 덜 적합할 것이라는 것을 확신하였다.

[표 5] 85℃에서 3,000 h 동안 열 노출의 효과

플레이트 3A 및 4B는 특성들의 특히 적합한 절충안을 갖는다. 특히,

- 390 MPa 초과의 항복 강도[TYS(L)]

- 85℃에서 3,000 시간 후에 적어도 105 MPa√m의 파괴 인성(K_appL-T)(W = 406 ㎜)

- 6,700회 초과 비행의 스펙트럼 하의 스펙트럼 피로

- 적어도 250,000의 조건 6.5 MPa√m < ΔK < 16.6 MPa√m의 사이클의 수.

본 발명자는 이들 특히 적합한 플레이트의 텍스처를 특징으로 하고, 이들이 공통 특성을 갖는다는 것을 발견하였다.

텍스처 특성은 표 6에 제공되어 있다.

[표 6] 텍스처 측정의 결과

특히, 황동 텍스처 결정립의 이들의 체적 분율은 25 내지 40%이고, 이들의 텍스처 인덱스는 12 내지 18이다. 플레이트 1A 및 2A는 본 발명의 플레이트 3A 및 4B에 가까운 유사한 텍스처 특성을 갖지만, 이들의 열 안정성은 만족스럽지 않은데, 이는 구리 함량에 관련될 수 있다. 유사하게, 플레이트 5A는 본 발명에 따른 플레이트에 가깝지만, 그 피로 특성에 대한 악영향을 갖도록 망간과 지르코늄의 동시 존재를 갖는 텍스처를 나타낸다. 플레이트 4B는 상응하는 특성에 대해 플레이트 3A보다 낮은 밀도를 갖는 장점을 갖는다.

Claims

압연 또는 단조 제품을 제조하는 방법으로서,
(a) 합금의 슬래브를 주조하되, 중량 퍼센트로서,
Cu: 1.8 내지 2.6
Li: 1.3 내지 1.8
Mg: 0.1 내지 0.5
Mn: 0.1 내지 0.5 및 Zr < 0.05 또는 Mn < 0.05 및 Zr 0.10 내지 0.16
Ag: 0 내지 0.5
Zn < 0.20
Ti: 0.01 내지 0.15
Fe: < 0.1
Si: ≤ 0.1
다른 원소들은 각각 < 0.05 그리고 총 < 0.15이며, 잔부는 2.670 g/㎤ 미만의 밀도를 갖는 알루미늄
으로 이루어진 조성의 합금의 슬래브를 주조하고,
(b) 상기 슬래브를 5 내지 60 시간 동안 480 내지 540℃에서 균질화하고,
(c) 상기 슬래브를 압연 및/또는 단조에 의해 열간 가공하되, 열간 가공 조건은 망간 함량이 0.1 내지 0.5 중량 %이고 지르코늄 함량이 0.05 중량 %인 경우에는 최종 열간 가공 온도가 적어도 400℃이거나, 망간 함량이 0.05 중량 % 미만이고 지르코늄 함량이 0.10 내지 0.16 중량 %인 경우에는 최종 열간 가공 온도가 최대 400℃이게 하여, 14 내지 100 ㎜의 두께를 갖는 압연 및/또는 단조 제품을 얻도록 열간 가공하고,
(d) 상기 제품을 15분 내지 8 시간 동안 490 내지 530℃에서 용체화 열처리하고,
(e) 상기 제품을 물로 ??칭하고,
(f) 상기 제품을 1 내지 6%의 영구 변형율을 갖고 제어된 연신을 경험하게 하고,
(g) 상기 제품을 5분 내지 100 시간 동안 120 내지 170℃에서 열처리에 의해 인공적으로 에이징하는 것인 방법.
제1항에 있어서, 상기 합금의 구리 함량은 1.9 내지 2.3 중량 %의 범위인 것인 방법.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 합금의 리튬 함량은 1.4 내지 1.6 중량 %의 범위인 것인 방법.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 합금의 마그네슘 함량은 0.1 내지 0.4 중량 %의 범위인 것인 방법.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 합금의 망간 함량은 0.04 중량 % 미만이고, 상기 합금의 지르코늄 함량은 0.11 내지 0.15 중량 %의 범위인 것인 방법.
제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 합금의 은 함량은 0.05 내지 0.25 중량 %의 범위인 것인 방법.
제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 합금의 아연 함량은 0.05 중량 % 미만이고, 상기 합금의 규소 함량은 0.08 중량 % 미만이고, 상기 합금의 철 함량은 0.08 중량 % 미만인 것인 방법.
제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서, 에이징은 155℃에서의 등가 시간[t(eq)]이 20 내지 40 시간, 바람직하게는 25 내지 35 시간이 되도록 행해지고, 155℃에서의 등가 시간[t(eq)]은 이하의 식에 의해 정의되고,

여기서 T(켈빈 단위)는 시간 t(시간(h) 단위)에 따라 변화하는 순간 처리 온도이고, T_ref는 428 K로 설정된 기준 온도이고, t(eq)는 시간(h) 단위로 표현되는 것인 방법.
제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 따른 방법에 의해 얻어질 수 있는, 14 내지 100 ㎜의 두께를 갖는 압연 및/또는 단조 제품으로서, 중간 두께에서, 황동 텍스처를 갖는 결정립의 체적 분율은 25 내지 40%이고, 텍스처 인덱스는 12 내지 18인 것을 특징으로 하는 압연 및/또는 단조 제품.
그 두께가 20 ㎜ 내지 50 ㎜이고, 중간 두께에서 그 인장 항복 강도[TYS(L)]는 적어도 390 MPa인, 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 따른 방법에 의해 얻어질 수 있는 압연 및/또는 단조 제품으로서, 파괴 인성(K_appL-T)(W = 406 ㎜)은 심지어 85℃에서 3,000 시간 동안 에이징 후에도 적어도 105 MPa√m이고, 1/4 두께에서 방향(L-T)에서 취한 폭 W = 160 ㎜의 CCT형 시편에서 ASTM E647에 따라 수행된 피로 시험에 대해 조건 6.5 MPa√m < ΔK < 16.6 MPa√m에서 사이클 수는 적어도 250,000인 것인 압연 및/또는 단조 제품.
항공기 구성으로서, 바람직하게는 항공기 하부 날개 외피 요소로서의 제9항 또는 제10항에 따른 제품의 용도.