KR20210020992A

KR20210020992A - 피로 파괴 내성이 개선된 7xxx-시리즈 알루미늄 합금 판 제품의 제조 방법

Info

Publication number: KR20210020992A
Application number: KR1020217000323A
Authority: KR
Inventors: 자빈 마리아 슈팡엘; 필리프 마이어; 아힘 뷔르거; 마티아스 뤼브너; 지몬 라히니트
Original assignee: 알레리스 로울드 프로덕츠 저머니 게엠베하
Priority date: 2018-06-12
Filing date: 2019-06-05
Publication date: 2021-02-24
Also published as: WO2019238509A1; KR102547038B1; CN112262223A; EP3807434B1; PT3807434T; JP7282106B2; CA3100242A1; JP2021526591A; ES2929839T3; CN112262223B; EP3807434A1; US20210246523A1; RU2757280C1; BR112020023249A2; CA3100242C

Abstract

본 발명은 개선된 피로 파괴 내성을 갖는 7xxx-시리즈 알루미늄 합금 판 제품의 제조 방법에 관한 것으로, 이 방법은 (a) 7xxx-시리즈의 알루미늄 합금으로 제조된 잉곳을 주조하는 단계로서, 상기 알루미늄 합금은 (wt% 단위로) Zn 5 내지 9, Mg 1 내지 3, Cu 0 내지 3, 잔부 알루미늄 및 부수적인 원소 및 불순물을 포함함하는, 상기 잉곳을 주조하는 단계; (b) 주조 잉곳을 균질화 및/또는 예열하는 단계; (c) 다중 압연 패스로 잉곳을 압연하여 잉곳을 판 제품으로 열간 압연하는 단계로서 판의 중간 두께가 80 mm와 220 mm 사이 일 때 최소 25%의 두께 감축으로 적어도 한번의 고도 감축 열간 압연 패스가 수행되는 것을 특징으로 하는 단계를 포함하고, 판 제품은 75 mm 미만의 최종 두께를 갖는다. 본 발명은 또한 알루미늄 합금 판 제품 및 이 방법에 의해 제조된 항공 우주 구조 부재에 관한 것이다.

Description

피로 파괴 내성이 개선된 7xxx-시리즈 알루미늄 합금 판 제품의 제조 방법

본 발명은 개선된 피로 파괴 내성을 갖는 7xxx-시리즈 알루미늄 합금 판 제품의 제조 방법에 관한 것이다. 이러한 판 제품은 날개 표피 패널 및 부재 및 기타 고강도 최종 사용처와 같은 항공 우주 구조 응용에 이상적으로 적용될 수 있다.

Al-Zn-Mg-(Cu) 유형 합금 또는 AA7xxx-시리즈 합금은 항공기 구조에 50년 넘게 사용되어 왔으며 특히 날개 부재를 위해, 예를 들어, 특히 AA7055-시리즈 합금이 사용되어 왔다. 이러한 알루미늄 합금은 강도, 파괴 인성 및 내식성의 필요한 균형을 소유하고 있으며, 특히 날개 상부 표피 패널과 같은 구조 항공 우주 응용에 적합하다. 이는 예를 들어 미국 특허 번호 제5,221,377호에 개시되어 있다. 이 미국 특허는 이러한 높은 기계적 특성을 얻기 위해 합금에 3 단계 인공 시효처리 프로세스를 적용할 필요가 있음을 개시한다. 그러나, 이 미국 특허는 AA7055 합금의 피로 파괴 내성 특성을 다루지 않는다.

내구성 및 손상 허용도, 피로 파괴 내성이 뛰어난 고강도 구조 부품이 항공기 제조자에게 매우 바람직하다는 것이 알려져 있다. 내구성 및 손상 허용도는 항공기의 긴 검사 간격으로 환언될 수 있다. 항공기에는 일반적으로 2가지 유형의 검사가 필요하다: 초기 검사 및 항공기의 작동 수명 동안의 주기 검사. 검사를 수행하려면 항공기가 서비스 불능 상태가 되어야 하므로 각 유형의 검사는 비용이 많이 든다. 검사에는 상세 육안 검사와 외부 및 내부 구조에 대한 광범위한 비파괴 검사가 필요할 수 있다.

미국 특허 제7,097,719호는 나중에 AA7255 합금으로 등록된 최적화된 합금 조성을 사용하여 AA7055 시리즈 합금의 피로 파괴 내성을 개선할 수 있음을 공개한다. 그러나, 개선된 피로 파괴 내성을 달성하기 위해, AA7255 합금은 AA7055 합금보다 Si 및 Fe 수준에 대해 훨씬 더 엄격한 상한을 가질 필요가 있다. 특히, 이 미국 특허는 AA7055보다 낮은 Si 및 Fe 수준(즉, 0.06 wt% 미만, 바람직하게는 0.04 wt% 미만의 Si 및 Fe 농도)을 갖는 AA7255 합금으로 제조된 제품이 더 나은 피로 파괴 내성을 나타낸다는 것을 개시한다. 특히, 미국 특허는 실시예에서 0.029 wt% 미만의 Si 및 0.039 wt% 미만의 Fe(Cu, Mg, Zn 및 Zr은 표준 AA7055 범위 이내로 유지)를 갖는 합금에서 더 높은 Si 및 Fe 수준을 갖는 표준 AA7055 제품에 관하여 피로 수명의 개선이 달성되었다고 개시한다. 따라서, 표준 AA7055 제품에 관하여 AA7255 알루미늄 합금 제품의 피로 수명을 개선시킬 수 있다. 이러한 개선은 항공기 구조의 검사 간격을 지연시킨다. 그러나, 불순물 Si 및 Fe의 함량을 매우 낮은 수준으로 유지하면 매우 높은 순도 등급을 갖는 재료가 공급되어야 하므로 생산되는 알루미늄 합금의 비용이 증가한다.

피로 성능, 특히 피로 파괴 내성은 항공기가 서비스 중에 경험하는 주기성 응력으로 인해 알루미늄 합금 항공 우주 재료의 중요한 가공 파라미터이므로 AA7055 시리즈 합금을 비롯한 AA7xxx-시리즈 합금의 피로 파괴 내성을 추가로 개선하거나 추가로 발전시킬 필요가 있다.

따라서, 바람직한 강도, 인성 및 내식성 특성 뿐만 아니라 높은 피로 파괴 내성을 갖는 Al-Zn-Mg-(Cu) 유형 합금에 대한 요구가 존재한다. 높은 피로 파괴 내성을 나타내는 항공기 구조 부품에 대한 요구도 존재한다.

본 발명의 목적은 7xxx-시리즈 합금, 특히, 종래의 방법으로 제조된 유사한 치수 및 성질의 AA7055 알루미늄 합금 판 제품에 비해 높은 피로 파괴 내성을 갖는 7xxx-시리즈 알루미늄 합금 판 제품의 제조 방법을 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 AA7055 판 제품에 비해 개선된 피로 파괴 내성을 갖는 알루미늄 합금 판 제품을 제공하는 것이다.

다른 목적은 개선된 피로 내성 알루미늄 합금 판 제품에서 상부 날개 표피와 같은 항공 우주 구조 부재를 제공하는 것이다.

이들 및 다른 목적 및 추가 이점은 개선된 피로 파괴 내성을 갖는 항공 우주 판 제품으로서 사용하기에 이상적으로 적합한, 75 mm 미만, 바람직하게는 50 mm 미만의 최종 두께 또는 최종 게이지를 갖는 알루미늄 합금 압연 판 제품을 제조하는 방법을 제공하는 본 발명에 의해 충족되거나 초과달성되며, 이 방법은

(a) 7xxx-시리즈의 알루미늄 합금의 잉곳 주조하는 단계

- 알루미늄 합금은 (wt% 단위로) 다음을 포함함:

Zn 5 내지 9,

Mg 1 내지 3,

Cu 0 내지 3,

Fe 최대 0.20,

Si 최대 0.15,

Zr 최대 0.5, 바람직하게는 0.03 내지 0.20,

잔부 알루미늄 및 불순물 -;

(b) 주조 잉곳을 균질화 및/또는 예열하는 단계;

(c) 다중 압연 패스로 잉곳을 압연하여 잉곳을 판 제품으로 열간 압연하는 단계 - 판의 중간 두께가 80 내지 220 mm, 바람직하게는 100 내지 200 mm일 때, 적어도 25%의 두께 감축으로 적어도 한번의 고도 감축 열간 압연 패스가 수행됨 -;

(d) 선택적으로 판 제품을 용체화 열처리 및 바람직하게는 담금질에 의해 주위 온도로 냉각하는 단계;

(e) 선택적으로 용체화 열처리된 판 제품을 연신하는 단계;

(f) 선택적으로 판 제품을 인공 시효처리하는 단계를 기재 순서로 포함한다.

알루미늄 합금과 관련하여 용어 "포함하는"은 아래 예시된 바와 같이 합금이 추가 합금 원소를 포함할 수 있다는 의미로 이해하여야 한다.

본 발명에 따른 방법은 wt% 단위의 다음의 조성으로 이루어진 광범위한 7xxx-시리즈 알루미늄 합금에 적용될 수 있다:

Zn 5% 내지 9%, 바람직하게는 5.5% 내지 8.5%, 더욱 바람직하게는 7% 내지 8.5%,

Mg 1% 내지 3%,

Cu 0% 내지 3%, 바람직하게는 0.3% 내지 3%,

Si 최대 0.15%, 바람직하게는 최대 0.10%,

Fe 최대 0.20%, 바람직하게는 최대 0.15%,

다음으로 구성된 그룹에서 선택된 하나 이상의 원소:

Zr 최대 0.5%, 바람직하게는 0.03% 내지 0.20%,

Ti 최대 0.3%

Cr 최대 0.4%

Sc 최대 0.5%

Hf 최대 0.3%

Mn 최대 0.4%

V 최대 0.4%

Ag 최대 0.5%, 및

알루미늄과 불순물인 잔부. 일반적으로, 이러한 불순물은 각각 0.05% 미만, 전체 0.15% 미만으로 존재한다.

다른 실시예에서, 알루미늄 합금은 AA7010, AA7040, AA7140, AA7449, AA7050, AA7150, AA7055, AA7255, AA7081, AA7181, AA7085, AA7185, AA7090, AA7099, AA7199 및 그 변형의 범위 내의 화학적 조성을 갖는다.

특정 실시예에서, 알루미늄 합금은 AA7055 범위 내의 화학적 조성을 갖는다.

아래에서 알 수 있는 바와 같이, 달리 명시되지 않는 한, 알루미늄 합금 명칭 및 성질 명칭은 2016년 알루미늄 협회에서 발표한 알루미늄 표준 및 데이터 및 등록 기록에 있는 알루미늄 협회 명칭을 의미하며, 이는 본 기술 분야의 숙련자들에게 잘 알려져 있다.

합금 조성 또는 바람직한 합금 조성에 대한 임의의 설명에서, 백분율에 대한 모든 언급은 달리 명시되지 않는 한 중량 백분율이다.

본 명세서에 사용된 용어 "≤" 및 "최대" 및 "최대 약"은 언급하는 특정 합금 성분의 중량 백분율이 0일 가능성을 명시적으로 포함하지만 이에 제한되지는 않는다. 예를 들어, 최대 0.4% Cr은 Cr이 없는 합금을 포함할 수 있다.

본 발명의 방법에서, 바람직하게는 판 제품을 최종 게이지(두께)로 압연할 때 냉간 압연 단계를 수행하지 않아 최종 판 제품의 가공 특성의 균형화에 부정적인 영향을 초래하는 후속 용체화 열처리 단계에서의 적어도 부분적인 재결정화를 방지한다.

압연 판 제품의 최종 두께는 75 mm 미만, 바람직하게는 50 mm, 바람직하게는 45 mm 미만, 더욱 바람직하게는 40 mm 미만, 가장 바람직하게는 35 mm 미만이다. 유용한 실시예에서, 판 제품의 최종 두께는 10 mm 초과, 바람직하게는 12.5 mm 초과, 더욱 바람직하게는 15 mm 초과, 가장 바람직하게는 19 mm 초과이다.

알루미늄 합금은 바람직하게는 300 mm 이상이 범위, 예를 들어 400 mm, 500 mm 또는 600 mm의 두께를 갖는 제품을 주조하기 위한 본 기술 분야에 일반적인 주조 기술, 예를 들어 DC 주조, EMC 주조, EMS 주조에 의해 압연 잉곳 또는 슬래브로 제공될 수 있다. 덜 선호되지만, 연속 주조로 인한 슬래브, 예를 들어 벨트 캐스터 또는 롤 캐스터가 또한 사용될 수 있으며, 이는 특히 더 얇은 게이지 최종 제품을 생산할 때 유리할 수 있다. 티타늄 및 붕소, 또는 티타늄 및 탄소를 함유하는 것과 같은 입자 미세화제 또한 본 기술 분야에 잘 알려진 바와 같이 사용될 수 있다. 압연 합금 스톡을 주조한 후, 잉곳은 일반적으로 잉곳의 주조 표면 근방의 편석 구역을 제거하기 위해 스캘핑된다.

다음으로 압연 잉곳은 균질화 및/또는 예열된다.

균질화 열처리의 목적은 다음과 같은 목적을 갖는다는 것이 본 기술 분야에 알려져 있다: (i) 응고 중에 형성된 조대 가용성 상을 가능한 많이 용해시키고, (ii) 용해 단계를 촉진하기 위해 농도 구배를 감소시킴. 예열 처리는 또한 이러한 목표 중 일부를 달성한다.

일반적으로, 예열은 잉곳을 설정 온도로 가열하고, 설정 시간 동안 이 온도에서 균열처리(soaking)하는 것을 지칭하며, 그후, 대략 그 온도에서 열간 압연이 시작된다. 균질화는 균질화 후 최종 온도가 주위 온도인 압연 잉곳에 적용되는 가열 및 냉각 사이클을 지칭한다.

본 발명에 따른 방법에 사용되는 AA7xxx-시리즈 합금에 대한 통상적인 예열 처리는 2 내지 50 시간 범위, 더 일반적으로는 2 내지 20 시간 동안의 균열처리 시간과 함께 400℃ 내지 460℃의 온도 일 것이다.

먼저, 합금 스톡의 S 상, T 상 및 M 상과 같은 가용성 공융상이 일반적인 산업 관행을 사용하여 용해된다. 이는 일반적으로 S 상 공융상(Al₂MgCu-상)이 AA7xxx-시리즈 합금에서 약 489℃의 용융 온도를 가지고, M 상(MgZn₂-상)이 약 478℃의 융점을 갖기 때문에 500℃ 미만, 통상적으로 450℃ 내지 490℃의 범위의 온도로 스톡을 가열함으로써 수행된다. 본 기술 분야에 알려진 바와 같이, 이는 상기 온도 범위에서 균질화 처리하고, 열간 압연 온도로 냉각하거나, 균질화 후에 스톡이 후속 냉각되고 열간 압연 전에 재가열됨으로써 달성될 수 있다. 일반적인 균질화 프로세스는 또한 원하는 경우 2개 이상의 단계로 수행할 수도 있으며, 이는 일반적으로 AA7xxx-시리즈 합금의 경우 430℃ 내지 490℃의 온도 범위에서 수행된다. 예를 들어, 2 단계 프로세스에서는 정확한 합금 조성에 따라 다양한 상의 용해 프로세스를 최적화하기 위해 455℃ 내지 465℃의 제1 단계와 470℃ 내지 485℃의 제2 단계가 존재한다.

산업 관행에 따른 균질화 온도에서의 균열처리 시간은 본 기술 분야의 숙련자에게 잘 알려진 바와 같이 합금에 따라 다르며 일반적으로 1 내지 50 시간 범위이다. 적용될 수 있는 가열 속도는 본 기술 분야에서 일반적인 것들이다.

잉곳의 열간 압연은 일반적으로 열간 압연기에서 다중 열간 압연 패스로 수행된다. 열간 압연 패스의 수는 일반적으로 15 내지 35, 바람직하게는 20 내지 29이다. 열간 압연 판 제품이 80 mm과 220 mm 사이, 바람직하게는 100 mm과 200 mm 사이의 중간 두께에 도달했을 때, 이 방법은 적어도 약 25%, 바람직하게는 적어도 약 30%, 가장 바람직하게는 적어도 약 35%의 두께 감축으로 적어도 한번의 고도 감축 열간 압연 패스를 적용한다. 유용한 실시예에서, 이러한 고도 감축 패스에서의 두께 감축은 70% 미만, 바람직하게는 60% 미만, 더 바람직하게는 50% 미만이다. 감축율이라고도 지칭되는 압연 패스의 "두께 감축"은 바람직하게는 개별 압연 패스에서 판의 두께가 감소되는 백분율이다.

이러한 적어도 한번의 고도 감축 열간 압연 패스는 7xxx-시리즈 판 제품을 생산할 때 기존의 산업 열간 압연 관행에서는 수행되지 않는다. 따라서, 본 발명의 비제한적인 예에 따른 80 mm과 220 mm 사이의 열간 압연 패스는 다음과 같이 설명될 수 있다(판 중간 두께에서 관찰): 203 mm - 190 mm - 177 mm - 167 mm - 117 mm - 102 mm - 92 mm. 167 mm에서 117 mm로의 고도 감축 열간 압연 패스는 약 30%의 두께 감축에 해당한다. 종래의 열간 압연 프로세스에 의해 생산된 알루미늄 합금 판의 경우, 각 열간 압연 패스의 두께 감축은 80 mm과 220 mm 사이의 중간 두께에서 일반적으로 9%에서 18% 사이이다. 따라서, 종래의 방법의 예에 따른 80 mm과 220 mm 사이의 열간 압연 패스는 다음과 같이 설명될 수 있다(판 중간 두께에서 관찰): 203 mm - 188 mm - 166 mm - 144 mm - 124 mm - 104 mm - 92 mm. 따라서, 본 발명에 따른 방법은 적어도 한번의 고도 감축 열간 압연 패스가 수행되는 열간 압연 단계를 정의한다. 이러한 고도 감축 패스는 적어도 약 25%, 바람직하게는 적어도 약 30%, 더 바람직하게는 적어도 약 35%의 두께 감축에 의해 정의된다.

고도 감축 패스 전후의 본 발명의 방법의 열간 압연 패스는 종래의 열간 압연 방법의 열간 압연 패스의 감축율과 비슷한 감축율을 갖는다. 따라서, 고도 감축 열간 압연 패스 전후의 각 열간 압연 패스는 8% 내지 18% 사이의 두께 감축을 가질 수 있다. 두께 감축은 예를 들어 300 mm를 초과하는 후판 또는 30 mm 미만의 박판과 같은 판의 두께에 따라 달라지므로, 청구된 방법의 특징은 판 제품의 중간 두께가 220 mm와 80 mm 사이, 바람직하게는 200 mm와 100 mm 사이, 가장 바람직하게는 200 mm와 120 mm 사이에 도달하였을 때 고도 감축 단계가 수행되는 것이다. 이 두께는 전체 판 제품 두께 전반에 걸쳐 높은 변형/전단이 일정한 것을 보증하도록 선택된다. 220 mm보다 두꺼운 판 제품의 경우 전체 판 전반에서 일정한 변형을 보장하기가 더 어렵다. 일반적으로, 더 두꺼운 판 제품에서는 1/4 두께 위치 또는 표면 아래 영역보다 판 제품의 중심(절반 두께)에서 변형이 적다.

바람직하게는, 한번의 고도 감축 열간 압연 패스가 수행된다. 대안 실시예에서, 2번의 고도 감축 열간 압연 패스가 수행된다. 한번의 고도 감축 열간 압연 패스가 적용되는 경우, 이 고도 감축 열간 압연 패스는 바람직하게는 다중 열간 압연 패스 중 마지막 7 또는 8 패스 중 하나이다.

열간 압연 프로세스를 시작하기 전에, 압연 잉곳은 예를 들어 390℃ 내지 480℃, 바람직하게는 400℃ 내지 460℃, 더욱 바람직하게는 400℃ 내지 430℃, 예컨대 410℃의 본 기술 분야에서 일반적이고 본 기술 분야의 숙련자에게 알려진 온도로 예열된다. 따라서, 380℃ 초과, 바람직하게는 390℃ 초과의 열간 압연기의 입구 온도를 유지할 수 있다. 열간 압연 패스의 최대 온도는 450℃ 이하이며, 그 이유는 이 온도를 초과하면 S 상의 조대화가 발생할 수 있고 국부 용융 위험이 있는 것으로 관찰되었기 때문이다.

최종 두께가 50 mm 미만인 판 제품을 제조하는 경우에 또한 열간 압연 프로세스 중 변형률이 최종 판 제품 특성에 영향을 미치는 것으로 밝혀졌다. 따라서, 방법의 유용한 실시예에서 적어도 한번의 고도 감축 패스 동안 변형률은 바람직하게는 < 1s-1, 바람직하게는 ≤ 0.8s-1보다 낮다. 이러한 강렬한 전단은 구성 입자, 예를 들어, Fe-농후 금속간 화합물의 분해를 유발하는 것으로 믿어진다.

압연 패스 당 열간 압연 중 변형률은 다음 수학식으로 설명할 수 있다:

여기서

변형률(s^-1)

입구 판 두께(mm)

출구 판 두께(mm)

작업 롤의 압연 속도(mm/s)

작업 롤의 반경(mm).

변형률은 시간에 대한 재료의 스트레인(변형)의 변화이다. 이는 때때로 "스트레인 레이트"라고도 지칭된다. 이 수학식은 알루미늄 합금 판의 입구 두께와 출구 두께뿐만 아니라 작업 롤의 압연 속도도 변형률에 영향을 미친다는 것을 보여주고 있다.

종래의 산업 규모의 열간 압연 관행의 경우, 각 압연 패스의 변형률은 일반적으로 2s^-1 이상이다. 위에서 이미 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 방법의 실시예에 따르면, 고도 감축 패스 동안 변형률은 1s^-1 미만, 바람직하게는

0.8s^-1 이하이다. 낮은 변형률을 사용하여 판재 내에서 더 강한 전단을 달성할 수 있다.

더욱이, 본 발명에 의해 제조된 알루미늄 합금 판 제품은 원하는 경우 용체화 열처리(SHT), 바람직하게는 담금질에 의해 냉각, 연신 및 열간 압연 후 최종 게이지 단계까지의 인공 시효처리가 이루어질 수 있다. 용체화 열처리(SHT)를 수행하는 경우, 판 제품은 열간 압연 전 균질화 열처리와 유사하게 일반적으로 430℃ 내지 490℃ 범위의 온도로 가열되어 가용성 아연, 마그네슘 및 구리의 전부 또는 실질적으로 전부 용체화하여야 한다. 상승된 온도에서 설정된 균열처리 시간 이후, 판 제품은 용체화 열처리 절차를 완료하기 위해 빠르게 냉각되거나 담금질되어야 한다. 이러한 담금질은 바람직하게는 예를 들어 수침 또는 물 분사를 통한 물-담금질에 의해 수행된다.

주위 온도로 냉각한 후, 판 제품은 내부의 잔류 응력을 완화하고 제품의 평탄도를 개선하기 위해 그 원래 길이의 0.5% 내지 8% 범위에서의 연신에 의해 추가로 냉간 가공될 수 있다. 바람직하게는 연신은 0.5% 내지 5%, 더욱 바람직하게는 1% 내지 3%이다.

바람직한 실시예에서, 본 발명에 의해 얻어진 판 제품은 인공 시효처리된다. 본 기술 분야에 알려진 모든 시효처리 관행 및 이후에 개발될 수 있는 것들이 필요한 강도 및 기타 가공 특성을 개발하기 위해 본 발명에 따른 방법에 의해 얻어진 AA7000-시리즈 합금 제품에 적용될 수 있다.

특히, 바람직한 실시예에서, 판 제품은 T7 성질, 바람직하게는 T79 또는 T77 성질로 인공 시효처리된다. 인공 시효처리 단계는 한 단계 또는 다중 시효처리 단계로 수행될 수 있다. 바람직하게는 2 단계 시효처리 절차가 수행된다.

그 후, 이러한 열 처리된 판 섹션으로부터, 보다 빈번히는 일반적으로 인공 시효처리 이후, 원하는 구조적 형상, 예를 들어, 일체형 날개 보(wing spar)가 기계가공된다.

본 발명의 이점은 알루미늄 합금 제품이 그 철 및 실리콘 함량을 극히 낮은 수준으로 유지할 필요 없이 개선된 피로 파괴 내성을 나타낸다는 것이다. 종래 기술에 따르면, 일반적으로 Fe와 Si는 모두 피로 파괴 내성에 유해한 것으로 믿어진다. 그러나, 본 발명의 방법에 의해 제조된 알루미늄 합금 판 제품은 높은 피로 파괴 내성을 비롯하여 요구되는 특성 균형을 여전히 제공하면서 Fe 및 Si의 존재를 훨씬 더 많이 용인한다. 일 실시예에서, 합금은 0.05% 초과, 바람직하게는 0.06% 초과의 Fe를 함유할 수 있다. 일 실시예에서, 이는 0.05% 초과, 바람직하게는 0.06% 초과의 Si를 함유할 수 있다. 추가적인 바람직한 구현예에서, Fe- 및 Si-함량 각각은 0.07 wt% 이상이다. 다른 실시예에서 Si-함량은 0.06% 내지 0.10%이고 Fe-함량은 0.06% 내지 0.15%이다. 따라서, 예를 들어 상업적으로 입수 가능한 AA7055 알루미늄 합금이 청구된 방법에 사용될 수 있다.

다른 실시예에서, Fe 및 Si 수준은 특성의 추가 개선을 달성하기 위해 매우 낮은 수준으로 유지된다. 예를 들어, Fe 함량은 0.05% 미만, 바람직하게는 0.03% 미만으로 유지될 수 있고, Si 함량은 0.05% 미만, 바람직하게는 0.03% 미만일 수 있다.

본 발명에 따라 제조된 AA7000-시리즈 합금 판 제품은 항공 우주 구조 부품으로 사용될 수 있으며, 특히 동체 프레임 부재, 상부 날개 판, 하부 날개 판, 기계가공 부품용 후판, 스트링거용 얇은 시트, 보 부재, 늑재 부재, 바닥 빔 부재 및 격벽 부재 등으로 사용될 수 있다.

특정 실시예에서 알루미늄 합금 판 제품은 날개 패널 또는 부재, 특히 상부 날개 패널 또는 부재로 사용된다.

따라서, 본 발명에 따라 제조된 판 제품은 달리 동일한 치수를 갖고 동일한 성질로 가공된 이러한 유형의 알루미늄 합금에 대해 통상적인 표준 방법에 따라 제조된 판 제품에 비해 개선된 특성을 제공한다.

이제, 본 발명의 실시예를 비제한적인 예를 통해 설명할 것이며, 최신 기술을 대표하는 비교예가 또한 제공될 것이다.
도 1은 본 발명의 방법에 따라 제조된 판 및 종래의 방법으로 제조된 판에 대한 최대 순 응력 대 파괴 사이클의 그래프이다.
도 2는 본 발명의 방법에 따라 제조된 판 및 종래의 방법에 의해 제조된 판의 평균 로그 피로 수명을 도시하고 있는 그래프로서, 선들은 평균에 대응하는 데이터 지점을 연결한다.

예

압연 잉곳은 알루미늄 합금 AA7055로 DC 주조되었으며, 표 1과 같은 조성을 갖는다.

	Si	Fe	Cu	Mg	Zn	Zr
로트
A,B,C,D,E	0.07	0.07	2.35	1.94	8.05	0.12

압연 잉곳은 약 400 mm의 두께를 갖는다. 잉곳의 균질화는 465℃(제1 단계) 및 475℃(제2 단계)에서 2 단계 균질화 절차로 수행되었고, 이후 주위 온도로 냉각되었다. 스캘핑 후 잉곳은 열간 압연을 위해 410℃로 예열되었다. 열간 압연은 작업 롤 반경이 약 575mm인 열간 압연기에서 수행되었다. 로트 A 및 B는 본 발명에 따라 처리되었고, 즉, 두 로트 모두 열간 압연 프로세스 동안 고도 감축 패스가 적용되었다. 고도 감축 압연 패스 동안, 로트 A는 약 30%(167 mm에서 117 mm로)의 두께 감축을 받았으며, 로트 B는 약 28%(165 mm에서 118 mm로)의 두께 감축을 받았다. 이 고도 감축 패스 동안의 압연 속도는 약 25 m/min이었고 약 0.53 s^-1의 변형률을 제공한다. 로트 C, D 및 E는 종래의 열간 압연 방법(220 mm와 80 mm 두께 사이의 각 열간 압연 패스에 대해 9% 내지 18%의 두께 감축)에 따라 처리되었다. 표준 열간 압연 패스 중 압연 속도는 약 105 m/min으로 1.61 s^-1(입구 두께 188 mm)와 2.27 s^-1(입구 두께 123 mm) 사이의 변형률을 제공한다. 판 A에는 27 열간 압연 패스가 적용되었고, 고도 감축 패스는 패스 번호 19였다. 판 B에는 25 열간 압연 패스가 적용되었고, 고도 감축 패스는 패스 번호 17이었다.

판 A, C, E는 열간 압연 프로세스 후 최종 두께가 19 mm였고, 판 B와 D는 열간 압연 프로세스 후 최종 두께가 25.4 mm였다. 열간 압연 후, 최종 두께의 모든 판을 약 470℃의 온도에서 용체화 열처리하고, 담금질하고, 약 2% 연신하였다. 인공 시효처리 단계를 적용하여, 판 제품을 T7951 상태로 만들었다.

피로 시험은 순 응력 집중 계수 Kt가 2.3인 단일 개방 홀 시험 쿠폰을 사용하여 DIN EN 6072에 따라 수행되었다. 시험 쿠폰은 길이 150 mm x 폭 30 mm x 두께 3 mm이며, 직경 10 mm의 단일 구멍을 갖는다. 구멍은 각 측면에서 0.3 mm 깊이로 원추형으로 천공되었다. 시험 쿠폰에는 R=0.1의 응력 비율(최소 하중/최대 하중)로 축방향으로 응력이 적용되었다. 시험 주파수는 25 Hz였고 시험은 고습도 공기(RH ≥ 90%)에서 수행되었다. 이러한 시험의 개별 결과가 표 2와 도 1 및 도 2에 나타나 있다. 도 2의 선은 계산된 로그 평균 데이터 지점 사이의 보간이다.

합금		A	B	C	D	E
성질		T7951	T7951	T7951	T7951	T7951
최종 판 두께(mm)		19	25.4	19	25.4	19
본 발명의 방법		예	예	아니오	아니오	아니오
		파괴시까지의 사이클	파괴시까지의 사이클	파괴시까지의 사이클	파괴시까지의 사이클	파괴시까지의 사이클
최대 순 응력 [MPa]	260	36.563	28.657	23.550	15.159	23.550
	260		32.981		29.170
	230	246.521	48.278	58.323	35.999	58.323
	175	470.421	4.884.359	142.655	175.668	142.655
	175	231.925	4.357.253	212.585	390.098	676.780
	155	2.222.325	8.572.813	625.048	531.594	625.048
	155	10.000.000	4.244.568	676.780	1.652.762	212.585

도 1은 본 발명의 방법을 사용함으로써 종래의 방법으로 제조된 AA7055 합금 판에 대한 피로 수명과 이에 따른 피로 파괴 내성을 크게 개선시킬 수 있음을 예시한다. 예를 들어, 175 MPa의 인가된 순 단면 응력에서 판 A는 470421 사이클의 수명을 가지며, 이는 AA7055 합금, 즉, 수명이 142655 사이클인 합금 C 및 E에 비해 3.2배 개선된 수명을 나타낸다. 따라서, 본 발명의 방법에 의해 제조되고 최종 두께가 19 mm인 합금에서, 200000 사이클의 수명(도 2의 로그 평균 곡선 참조)은 종래의 표준에 따른 7055 합금에서는 175 MPa인 것에 비해 본 발명에서는 약 210 MPa의 최대 순 응력에 대응한다. 이는 20%를 초과하는 개선을 나타내고, 이는 항공기 제조자가 항공기의 설계 응력을 증가시켜 중량을 줄이는 동시에 항공기에 대해 동일한 검사 간격을 유지 하는 데 활용될 수 있다.

도 2는 본 발명의 방법에 따라 제조된 로트 A 및 B의 로그 평균을 도 1에 주어진 것과 동일한 합금의 종래 방법에 따라 제조된 로트 C, D 및 E의 로그 평균과 비교하여 도시하며, 선들은 계산된 로그 평균 데이터 지점 사이의 보간을 보여준다. 이 도면으로부터, 본 발명의 방법은 동일한 합금 조성을 사용하여 종래의 방법에 비해 피로 수명의 개선을 얻을 수 있음이 명백하다.

본 발명은 전술한 실시예에 제한되지 않으며, 이들은 첨부된 청구범위에 의해 정의된 바와 같은 본 발명의 범위 내에서 광범위하게 변경될 수 있다.

Claims

피로 파괴 내성이 개선된 7xxx-시리즈 알루미늄 합금 판 제품의 제조 방법으로서,
(a) 상기 7xxx-시리즈의 알루미늄 합금의 잉곳을 주조하는 단계로서, 상기 알루미늄 합금은 (wt% 단위로):
Zn 5 내지 9,
Mg 1 내지 3,
Cu 0 내지 3,
Fe 최대 0.20,
Si 최대 0.15,
Zr 최대 0.5, 바람직하게는 0.03 내지 0.20,
잔부 알루미늄 및 불순물을 포함하는, 상기 잉곳을 주조하는 단계;
(b) 상기 주조 잉곳을 균질화 및/또는 예열하는 단계;
(c) 다중 압연 패스로 상기 잉곳을 압연하여 상기 잉곳을 판 제품으로 열간 압연하는 단계로서 상기 판의 중간 두께가 80 mm와 220 mm 사이 일 때 최소 25%의 두께 감축으로 적어도 한번의 고도 감축 열간 압연 패스가 수행되는 것을 특징으로 하는 단계를 포함하고,
상기 판 제품은 75 mm 미만, 바람직하게는 50 mm 미만의 최종 두께를 갖는, 방법.
청구항 1에 있어서,
(d) 상기 판 제품을 용체화 열처리하는 단계;
(e) 바람직하게는 담금질에 의해 상기 용체화 열처리된 판 제품을 냉각하는 단계;
(f) 선택적으로 상기 용체화 열처리 및 냉각된 판 제품을 연신하는 단계, 및
(g) 상기 용체화 열처리 및 냉각된 판 제품을 인공 시효처리하는 단계를 더 포함하는, 방법.
청구항 1 또는 2에 있어서, 상기 방법은 최종 게이지까지 냉간 압연 단계를 포함하지 않는, 방법.
청구항 1 내지 3 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고도 감축 열간 압연 패스는 적어도 30%, 바람직하게는 적어도 35%의 두께 감축으로 수행되는, 방법.
청구항 1 내지 4 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고도 감축 열간 압연 패스 동안 변형률은 1s^-1 미만, 바람직하게는 0.8 s^-1 이하인, 방법.
청구항 1 내지 5 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고도 감축 열간 압연 패스 전의 상기 판의 상기 중간 두께는 100 mm과 200 mm 사이, 바람직하게는 120 mm과 200 mm 사이인, 방법.
청구항 1 내지 6 중 어느 한 항에 있어서, 상기 알루미늄 합금의 Si-함량 및/또는 Fe-함량은 0.05 wt% 이상인, 방법.
청구항 1 내지 7 중 어느 한 항에 있어서, 상기 알루미늄 합금은:
Zn 5% 내지 9%, 바람직하게는 5.5% 내지 8.5%,
Mg 1% 내지 3%,
Cu 0% 내지 3%, 바람직하게는 0.3% 내지 3%,
Si 최대 0.15%, 바람직하게는 최대 0.10%,
Fe 최대 0.20%, 바람직하게는 최대 0.15%,
다음으로 구성된 그룹에서 선택된 하나 이상의 원소:
Zr 최대 0.5%, 바람직하게는 0.03% 내지 0.20%,
Ti 최대 0.3%
Cr 최대 0.4%
Sc 최대 0.5%
Hf 최대 0.3%
Mn 최대 0.4%
V 최대 0.4%
Ag 최대 0.5%,
알루미늄과 불순물인 잔부로 이루어진 조성을 갖는, 방법.
청구항 1 내지 8 중 어느 한 항에 있어서, 상기 알루미늄 합금은 AA7055에 따른 조성을 갖는, 방법.
청구항 1 내지 9 중 어느 한 항에 있어서, 상기 판 제품의 상기 최종 두께는 45 mm 미만, 바람직하게는 40 mm 미만, 더욱 바람직하게는 35 mm 미만인, 방법.
청구항 1 내지 10 중 어느 한 항에 있어서, 상기 판 제품의 상기 최종 두께는 10 mm 초과, 바람직하게는 12.5 mm 초과, 더욱 바람직하게는 15 mm 초과, 가장 바람직하게는 19 mm 초과인, 방법.
청구항 1 내지 11 중 어느 한 항에 있어서, 상기 방법 단계 (c)에서, 열간 압연기 입구 온도는 380℃ 초과, 바람직하게는 390℃ 초과인, 방법.
청구항 1 내지 12 중 어느 한 항에 있어서, 상기 판 제품은 T7 성질, 바람직하게는 T79 또는 T77 성질로 인공 시효처리되는, 방법.
청구항 1 내지 13 중 어느 한 항에 따라 제조되고, 피로 파괴 내성이 개선된 알루미늄 합금 판 제품.
청구항 1 내지 13 중 어느 한 항에 따른 방법에 의해 얻어진 상기 알루미늄 합금 판 제품으로 제조된 항공 우주 구조 부재.
항공기 구조 부재의 제조를 위한, 청구항 1 내지 13 중 어느 한 항에 따라 제조된 알루미늄 합금 판 제품의 용도.