專(zhuān)利名稱(chēng)：高強(qiáng)度AI－Zn－Mg－Cu合金的制備方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及制備具有改善耐腐蝕性但同時(shí)又保持高破壞耐受性的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，根據(jù)本發(fā)明的方法制備的厚度超過(guò)50mm的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金板材產(chǎn)品，以及由所述合金制備的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件。更具體地，本發(fā)明涉及由鋁協(xié)會(huì)應(yīng)用于航空結(jié)構(gòu)領(lǐng)域的國(guó)際術(shù)語(yǔ)7000系列指定的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金。甚至更具體地，本發(fā)明涉及具有更好的強(qiáng)度、韌性和耐腐蝕性組合，特別是良好的強(qiáng)度-腐蝕平衡的厚鋁合金產(chǎn)品。
本領(lǐng)域現(xiàn)已知道在一些涉及相對(duì)高強(qiáng)度、高韌性和耐腐蝕性的場(chǎng)合，例如飛機(jī)機(jī)身、車(chē)輛組件以及其它場(chǎng)合使用可熱處理的鋁合金。鋁合金AA7050和AA7150處于T6型回火狀態(tài)時(shí)具有高強(qiáng)度，參見(jiàn)實(shí)例US-6,315,842。析出硬化的AA7x75合金產(chǎn)品處于T6回火狀態(tài)時(shí)也具有高強(qiáng)度。T6回火態(tài)被認(rèn)為提高了合金的強(qiáng)度，其中，上述AA7050，AA7x50和AA7x75合金產(chǎn)品都含有大量的鋅、銅和鎂，它們都因具有高的強(qiáng)度-重量比而聞名，因此，尤其在飛機(jī)工業(yè)領(lǐng)域得到應(yīng)用。但是，上述應(yīng)用場(chǎng)合導(dǎo)致其暴露在廣泛的氣候條件中，因此，必需仔細(xì)控制加工和時(shí)效條件，以便能夠提供充分的強(qiáng)度和腐蝕(包括應(yīng)力腐蝕和剝離)抗力。
為了提高抵抗應(yīng)力腐蝕和剝離的能力以及斷裂韌性，已知對(duì)所述7000系列合金進(jìn)行人工過(guò)時(shí)效處理。當(dāng)人工時(shí)效至T79，T76，T74或T73型回火態(tài)時(shí)，合金的抵抗應(yīng)力腐蝕、剝離腐蝕的性能以及斷裂韌性均會(huì)得到改善(其改善順序?yàn)門(mén)73最佳，T79與T6相近)，但是與T6回火態(tài)相比，強(qiáng)度有所下降。為了獲得可接受的抗拉強(qiáng)度、應(yīng)力腐蝕抗力、剝離腐蝕抗力和斷裂韌性，一種可接受的回火態(tài)是T74型回火態(tài)，這是一種有限的過(guò)時(shí)效態(tài)，介于T73和T76態(tài)之間。這種T74回火態(tài)通過(guò)對(duì)鋁合金產(chǎn)品進(jìn)行121℃下6-24小時(shí)和171℃下約14小時(shí)的過(guò)時(shí)效處理來(lái)實(shí)現(xiàn)。
根據(jù)特定飛機(jī)組件的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，在強(qiáng)度、韌性或者耐腐蝕性上甚至很小的改善都能夠帶來(lái)重量的減輕，這繼而又在飛機(jī)使用期間轉(zhuǎn)變成燃料的節(jié)約。為了滿(mǎn)足這些要求，已開(kāi)發(fā)了其它幾種AA7000系列合金。
美國(guó)專(zhuān)利4,954,188公開(kāi)了一種提供高強(qiáng)度鋁合金的方法，該合金的特征在于具有改善的剝離抗力，所述方法中使用的合金含有如下合金元素，以wt.％計(jì)Zn5.9-8.2Cu1.5-3.0Mg1.5-4.0Cr＜0.04，其它元素例如鋯、錳、鐵、硅和鈦的總量低于0.5，余量為鋁。將該合金加工成預(yù)定形狀的產(chǎn)品，對(duì)再成型的產(chǎn)品固溶熱處理、淬火，并且，對(duì)所述熱處理和淬火后的產(chǎn)品在132-140℃下時(shí)效處理6-30小時(shí)。通過(guò)降低時(shí)效溫度，而不是例如如前述美國(guó)專(zhuān)利3,881,966或美國(guó)專(zhuān)利3,794,531所介紹的那樣升高溫度，該合金能夠獲得所要求的高強(qiáng)度、高韌性和高耐腐蝕性等性能。
已有報(bào)道指出已知的析出硬化的鋁合金AA7075以及其它AA7000系列合金處于T6回火態(tài)時(shí)，在某些條件下其耐腐蝕性不足。T7型回火態(tài)雖然能夠提高合金的應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂抗力，但是與T6態(tài)相比，強(qiáng)度顯著下降。
因此，美國(guó)專(zhuān)利4,863,528公開(kāi)了一種制備改善的鋁合金產(chǎn)品的方法，該方法包括提供一種合金，該合金主要由以下組成，以wt.％計(jì)Zn6-16Cu1-3Mg1.5-4.5，一種或多種選自于Zr，Cr，Mn，Ti，V，或Hf的元素，所述元素的總量不超過(guò)1.0wt.％，余量為鋁和附帶的雜質(zhì)。在鑄造之后，將該合金固溶熱處理，析出硬化以使強(qiáng)度比固溶熱處理態(tài)的強(qiáng)度更高，其提高程度約為固溶熱處理態(tài)的強(qiáng)度與峰值強(qiáng)度之差的30％，之后，在一個(gè)或幾個(gè)足以提高其耐腐蝕性能的溫度下進(jìn)行處理。然后，對(duì)合金再次析出硬化處理，以提高其屈服強(qiáng)度和獲得耐腐蝕的合金產(chǎn)品。此處公開(kāi)的時(shí)效溫度為170-260℃，時(shí)間為0.2分至3小時(shí)。該人工時(shí)效步驟之前和之后均有一個(gè)析出硬化步驟，也被稱(chēng)作T77時(shí)效。所獲得的抗拉強(qiáng)度為460-486MPa，屈服強(qiáng)度為400-434MPa。
美國(guó)專(zhuān)利5,035,754公開(kāi)了一種高強(qiáng)度鋁合金的熱處理方法，其包括步驟對(duì)一種鋁合金進(jìn)行固溶熱處理，所述鋁合金主要由以下組成，以wt.％計(jì)Zn3-9Cu1-3Mg1-6，至少一種選自以下的元素Cr0.1-0.5Zr0.1-0.5Mn0.2-1.0，余者為鋁，將該合金加熱至100-140℃較低溫度區(qū)間，可選在該較低溫度區(qū)間內(nèi)的溫度將該合金保持一定時(shí)間，將該合金再加熱至160-200℃較高溫度區(qū)間，可選在該較高溫度區(qū)間內(nèi)的溫度將該合金保持第二段時(shí)間，將合金冷卻至較低溫度區(qū)間內(nèi)的溫度并且至少將上述步驟重復(fù)兩次。這種合金獲得了良好的耐腐蝕性和高的強(qiáng)度特性，因而改善了AA7075和AA7050鋁合金的性能。一些實(shí)例表明抗拉強(qiáng)度為57-62kgf/mm2，剝離等級(jí)為P或EA。SCC試驗(yàn)的界限應(yīng)力高于50kgf/mm2。
EP-0377779公開(kāi)了一種制備具有高的韌性和良好耐腐蝕性、用作航空領(lǐng)域的薄片或薄板場(chǎng)合(例如上機(jī)翼組件)的合金的方法，其包括步驟加工一個(gè)產(chǎn)品，該產(chǎn)品組成為，以wt.％計(jì)Zn7.6-8.4Cu2.2-2.6Mg1.8-2.1，以及一種或多種選自如下的元素
Zr0.5-0.2Mn0.05-0.4V 0.03-0.2Hf0.03-0.5，所述各元素的總量不超過(guò)0.6wt.％，余者是鋁和附帶雜質(zhì)，對(duì)該產(chǎn)品進(jìn)行固溶熱處理和淬火，并且，通過(guò)依次地三次將該產(chǎn)品加熱至79-163℃之間的一種或多種溫度，或者將該產(chǎn)品首先加熱至79-141℃之間的一種或多種溫度達(dá)兩個(gè)小時(shí)或更長(zhǎng)或者將該產(chǎn)品加熱至148-174℃之間的一種或多種溫度，來(lái)對(duì)所述產(chǎn)品進(jìn)行人工時(shí)效。這些產(chǎn)品展現(xiàn)出更好的耐剝離腐蝕性，其等級(jí)達(dá)″EB″級(jí)或更高，屈服強(qiáng)度比處于T76回火態(tài)的尺寸類(lèi)似的AA7x50相應(yīng)產(chǎn)品高約15％。上述產(chǎn)品的強(qiáng)度仍然比尺寸類(lèi)似的AA7x50-T77相應(yīng)產(chǎn)品高至少約5％。
美國(guó)專(zhuān)利5,312,498公開(kāi)了另一種制備具有改善的耐剝離性能和斷裂韌性的鋁基合金產(chǎn)品的方法，該合金中余量的鋅、銅和鎂含量使得不存在過(guò)量的銅和鎂。該制備鋁基合金產(chǎn)品的方法采用一步或者兩步時(shí)效法，同時(shí)結(jié)合使銅、鎂和鋅達(dá)到化學(xué)計(jì)量上的平衡。所公開(kāi)的兩步時(shí)效的順序是合金首先在約121℃時(shí)效約9個(gè)小時(shí)，隨后，在約157℃進(jìn)行第二個(gè)時(shí)效步驟，時(shí)間約10-16小時(shí)，之后，進(jìn)行空冷。這種時(shí)效方法針對(duì)的是用于下機(jī)翼外殼或者機(jī)身外殼場(chǎng)合的薄板或薄片產(chǎn)品。
但是，在航空領(lǐng)域，要求提供橫截面厚度大于50mm、用于例如機(jī)翼的翼梁和桿以及上機(jī)翼外殼場(chǎng)合的高強(qiáng)度AA7000系列合金，所述合金具有上述特定的機(jī)械性能，例如，高強(qiáng)度、高韌性，以及良好的耐腐蝕性，如抗應(yīng)力腐蝕性能或抗剝離腐蝕性能。上述部件例如飛機(jī)機(jī)翼的翼梁典型地通過(guò)機(jī)械加工由板材產(chǎn)品制造而成，其中，材料的性能如下在L方向S/4處的壓縮屈服強(qiáng)度至少475MPa，極限抗拉強(qiáng)度至少510MPa，S/2處的ST(短截面)延伸率至少3.0％。
EP-1158068A1公開(kāi)了一種用于制備厚度大于12mm的厚產(chǎn)品的可熱處理鋁合金，所述合金是一種Al-Zn-Cu-Mg合金，其組成如下，以wt.％計(jì)
Zn4-10Cu1-3.5Mg1-4Cr＜0.3Zr＜0.3Si＜0.5Fe＜0.5其它元素中，每種＜0.05，總量＜0.15，余者為鋁。據(jù)介紹，已發(fā)現(xiàn)對(duì)于顯微組織只發(fā)生輕微再結(jié)晶的厚產(chǎn)品而言，大的鑄態(tài)晶粒尺寸可能會(huì)導(dǎo)致該相變并且經(jīng)熱處理的產(chǎn)品所具有的特定顯微組織，這種組織對(duì)韌性有有益影響，并且不會(huì)降低強(qiáng)度或其它性能。因此，提出以軋制、鍛造或者擠壓鑄錠形式鑄造該合金，以便保持鑄態(tài)晶粒尺寸為300-800μm。
因此，本發(fā)明的目的是提供用于厚板材產(chǎn)品的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金的一種改進(jìn)的制備方法，所述合金具有改善的疲勞裂紋生長(zhǎng)抗力和高的破壞耐受性，并且具有上述性能，即壓縮屈服強(qiáng)度(L方向S/4處)至少475MPa，極限抗拉強(qiáng)度至少510MPa，ST方向S/2處的延伸率至少3.0％本發(fā)明的另一個(gè)目的是獲得一種AA7000系列鋁合金，其具有處于T6型回火范圍的強(qiáng)度和處于T73型回火范圍的韌性和耐腐蝕性能。
本發(fā)明的再一個(gè)目的是獲得一種厚板合金，該合金可以用來(lái)制備具有高強(qiáng)度和良好耐腐蝕性能的飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件，例如機(jī)翼翼梁。
通過(guò)權(quán)利要求1的特征，本發(fā)明能夠滿(mǎn)足上述目的。進(jìn)一步的優(yōu)選實(shí)施方案均在從屬的權(quán)利要求范圍內(nèi)進(jìn)行描述和指定。
根據(jù)本發(fā)明，公開(kāi)了一種制備具有改善的疲勞裂紋生長(zhǎng)抗力和高的破壞耐受性的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，其包括如下步驟a)澆注出鑄錠，所述鑄錠具有如下組成(以重量百分比計(jì))Zn5.5-9.5Cu1.5-3.5
Mg1.5-3.5Mn＜0.25Zr＜0.25，優(yōu)選0.06-0.16Cr＜0.10Fe＜0.25，優(yōu)選＜0.15Si＜0.25，優(yōu)選＜0.10Ti＜0.10Hf和/或V＜0.25，以及其它元素，每種＜0.05，總量＜0.15，余者為鋁。
b)澆注之后，對(duì)鑄錠均勻化處理和/或預(yù)加熱處理，c)優(yōu)選借助軋制將鑄錠熱加工，并且可選的，優(yōu)選借助軋制將鑄錠冷加工，成為厚度超過(guò)50mm的加工產(chǎn)品，d)固溶熱處理，e)對(duì)固溶熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行淬火，并且，對(duì)加工并熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行人工時(shí)效，其中，時(shí)效步驟包括在105-135℃溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于2小時(shí)但短于8小時(shí)的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于5小時(shí)但短于15小時(shí)的第二次熱處理，以使所獲產(chǎn)品在L方向的S/4處的壓縮屈服強(qiáng)度至少475Mpa，極限抗拉強(qiáng)度至少510Mpa，S/2處的ST延伸率至少3.0％。
上述化學(xué)組成和時(shí)效操作的組合可使厚度大于50mm的厚板材產(chǎn)品具有極高的強(qiáng)度水平、非常好的剝離抗力以及高的應(yīng)力腐蝕抗力。具體地，本發(fā)明的兩步時(shí)效操作采用的第一次熱處理溫度為115-125℃，時(shí)間為2-5小時(shí)，優(yōu)選在120℃下約4小時(shí)，第二次熱處理溫度為155-169℃，時(shí)間為5-15小時(shí)，優(yōu)選在161-167℃下約13小時(shí)。
技術(shù)人員將馬上意識(shí)到在根據(jù)本發(fā)明的方法中，固溶熱處理的產(chǎn)品淬火之后，但在人工時(shí)效操作之前，該產(chǎn)品可能可選地進(jìn)行拉伸或壓縮或者其它冷加工，以便釋放應(yīng)力，這一點(diǎn)在本領(lǐng)域已為人所知。
鎂的優(yōu)選含量(以wt.％計(jì))為1.5-2.5，優(yōu)選1.6-2.3，更優(yōu)選1.90-2.10。
銅的優(yōu)選含量(以wt.％計(jì))為1.5-2.5，優(yōu)選1.6-2.3，更優(yōu)選1.8 5-2.10。
鋅的優(yōu)選含量(以wt.％計(jì))為5.9-6.2，或者6.8-7.1，或者7.8-8.1。
在所有其它元素中，銅和鎂是提高合金強(qiáng)度的重要元素。銅和鎂的優(yōu)選范圍高于1.6wt.％，但低于2.3wt.％，原因是鎂和銅含量太低，會(huì)降低強(qiáng)度，而鎂和銅含量太高會(huì)降低合金產(chǎn)品的耐腐蝕性并帶來(lái)可焊性問(wèn)題。為了實(shí)現(xiàn)強(qiáng)度、韌性和腐蝕性能之間的平衡，已發(fā)現(xiàn)使銅和鎂中的每一種含量(以wt.％計(jì))為1.6-2.3，優(yōu)選處于上述以及權(quán)利要求中給出的較窄優(yōu)選范圍，對(duì)于厚合金產(chǎn)品，能夠?qū)崿F(xiàn)良好的平衡。如果選擇銅和鎂含量太高，尤其對(duì)于較厚產(chǎn)品而言，其與韌性、應(yīng)力腐蝕以及延伸率相關(guān)的性能均會(huì)下降。
此外，已發(fā)現(xiàn)銅和鎂與鋅之間的平衡，特別是鎂與鋅之間的平衡很重要。根據(jù)鋅的含量，鎂的含量(wt.％)優(yōu)選為2.4-0.1[Zn]和1.5+0.1[Zn]之間。這意味著鎂含量取決于所選擇的鋅含量。當(dāng)Zn含量約6wt.％時(shí)，鎂含量(wt.％)為1.8-2.1，而當(dāng)Zn含量約7wt.％時(shí)，鎂含量為1.7-2.2，而且，如果Zn含量約8wt.％，則鎂含量為1.6-2.3。
采用根據(jù)本發(fā)明的方法和所選擇的銅、鎂和鋅的平衡，能夠獲得一種在澆注之后經(jīng)均勻化和/或預(yù)加熱處理的鑄錠，該鑄錠被熱加工，并且可選冷加工成厚度優(yōu)選大于60mm，更優(yōu)選為110-160mm，甚至最大為220mm的加工產(chǎn)品，該產(chǎn)品的腐蝕性能較好，并至少與采用T77時(shí)效法獲得的性能一樣好，但是其復(fù)雜程度比所謂的三步時(shí)效回火態(tài)T77低。
本發(fā)明的合金優(yōu)選選自于AA7010，AA7x50，AA7040，AA7020，AA7x75，AA7349或AA7x5 5或AA7x85，優(yōu)選AA7055，AA7085。
根據(jù)本發(fā)明，公開(kāi)了一種采用上述方法制備的厚度大于50mm，優(yōu)選100-220mm的高強(qiáng)度鋁-鋅-銅-鎂合金厚板產(chǎn)品。
這種板產(chǎn)品優(yōu)選是一種飛機(jī)部件，例如機(jī)翼的桿或翼梁。最優(yōu)選地，根據(jù)本發(fā)明的板產(chǎn)品是飛機(jī)的上機(jī)翼組件。
實(shí)施例由下面對(duì)優(yōu)選實(shí)施方案的詳細(xì)介紹，根據(jù)本發(fā)明的合金的上述及其它特征和優(yōu)點(diǎn)將變得明顯。
以工業(yè)規(guī)模澆注出7種不同鋁合金鑄錠，它們的化學(xué)組成如表1所示。
表1厚板合金的化學(xué)組成(wt.％)，余者為鋁和不可避免的雜質(zhì)，F(xiàn)e＝0.08和Si＝0.04，以及Zr＝0.10，合金1-5中Mn＝0.02，而合金6和7中Mn＝0.08。
由鑄錠段切制出實(shí)際尺寸的鑄錠，在470℃下均勻化處理12小時(shí)和在475℃下均勻化處理24小時(shí)，在410℃下預(yù)加熱5個(gè)小時(shí)，并且，熱軋至如表2所示的各種尺寸的厚度。之后，在475℃下對(duì)板材固溶熱處理4個(gè)小時(shí)，隨后進(jìn)行淬火和二步時(shí)效處理，第一步在120℃下4個(gè)小時(shí)，第二步在165℃下13個(gè)小時(shí)。
根據(jù)表2所示各合金板材的厚度，對(duì)表1所示的合金進(jìn)行測(cè)試。
表2表1中各不同厚度合金的強(qiáng)度、延伸率和剝離性能總覽(S/2＝1/2厚度處，S/4＝1/4厚度處)；EXCO試驗(yàn)根據(jù)ASTMG34在S/10處進(jìn)行，試樣按照EA-ED等級(jí)分別示出。
*在120℃時(shí)效5個(gè)小時(shí)，隨后在165℃時(shí)效15個(gè)小時(shí)。
如表2所示，表1中的合金在L方向表現(xiàn)出良好的壓縮屈服強(qiáng)度(″Rp″)，其值大于476MPa，其中大部分合金大于500MPa，而對(duì)于所有合金和所有厚度，L方向的極限抗拉強(qiáng)度(″Rm″)均高于529MPa，一個(gè)厚度為63.5mm的實(shí)例甚至高于600MPa。除兩個(gè)合金之外，所有合金在S/2位置處的ST延伸率均達(dá)到3％或者更高，甚至高達(dá)6％。
剝離性能等級(jí)為EA或EC。剝離試驗(yàn)根據(jù)ASTMG34在S/10位置處進(jìn)行。對(duì)于類(lèi)似的時(shí)效步驟，剝離性能也相近，如表3所示，但是，令人驚奇地，如果第一步熱處理更長(zhǎng)而第二步熱處理更短，則剝離性能下降。
表3.根據(jù)ASTMG34測(cè)定的選自表1所示合金的剝離性能(″EXCO″)(″-″意味著未測(cè)試).
對(duì)板厚度為110mm的合金4進(jìn)行了測(cè)試。韌性和延伸率結(jié)果示于表4中。
表4.選自表1所示合金的韌性和延伸率，所有板材厚度為110mm，時(shí)效采用二步法進(jìn)行，第一步熱處理在120℃下進(jìn)行4個(gè)小時(shí)，第二步熱處理在165℃下進(jìn)行13個(gè)小時(shí)。
合金5中銅含量為2.25；KIC根據(jù)規(guī)范ASTME399-90C(T)試樣進(jìn)行測(cè)試，該試樣在的SL厚度為38.1mm(1.5″)，SL試樣取自1/2厚度處(S/2)。
對(duì)于所選板材厚度為110mm的上述所有合金，它們的剝離等級(jí)均為EA。
最后，對(duì)應(yīng)力腐蝕性能(″SCC″)進(jìn)行了測(cè)試。首先，測(cè)試了厚度為152mm的合金1和4。根據(jù)表5選擇兩種不同的時(shí)效步驟。載荷大小是172MPa。測(cè)試方向?yàn)镾-L。試樣取自S/2位置處。表5示出了直至失效發(fā)生時(shí)的天數(shù)。30天之后，測(cè)試終止?！錘F″意味著30天之后未發(fā)生失效，″30″意味著30天之后失效。在所有測(cè)試中，每個(gè)實(shí)驗(yàn)條件下至少測(cè)試3個(gè)試樣。測(cè)試根據(jù)ASTMG47進(jìn)行。
表5.厚度為152mm的兩種合金的SCC性能.
最后，通過(guò)采用厚度125mm的板材，測(cè)試了其它5種合金的應(yīng)力腐蝕性能。試樣取自S-L方向，載荷大小為180MPa。表6示出了上述合金的化學(xué)組成以及應(yīng)力腐蝕性能結(jié)果。
表6.厚度125mm的S-L試樣的SCC性能，F(xiàn)e＝0.08，Si＝0.04和Zr＝0.10.
由表可以看出本發(fā)明合金的韌性由銅和鎂含量控制，而鋅含量對(duì)拉伸性能尤其有影響。銅和鎂中每種元素的優(yōu)選平衡為1.6-2.0wt.％。
至此，已對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了充分介紹，對(duì)于本領(lǐng)域的技術(shù)人員顯而易見(jiàn)的是在不偏離此處述及的本發(fā)明范圍的條件下，可以進(jìn)行多種變化和修正。
權(quán)利要求
1.一種制備具有高的破壞耐受性和改善的耐腐蝕性能的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，其包括如下步驟a)澆注出鑄錠，所述鑄錠具有如下組成(以重量百分比計(jì))Zn5.5-9.5Cu1.5-3.5Mg1.5-3.5Mn＜0.25Zr＜0.25，優(yōu)選0.06-0.16Cr＜0.10Fe＜0.25Si＜0.25Ti＜0.10Hf和/或V＜0.25，以及其它元素，每種＜0.05，總量＜0.15，余者為鋁，b)澆注之后，對(duì)鑄錠均勻化處理和/或預(yù)加熱處理，c)熱加工鑄錠，并且可選地進(jìn)行冷加工，成為厚度超過(guò)50mm的加工產(chǎn)品，d)固溶熱處理，e)對(duì)固溶熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行淬火，以及，f)對(duì)加工并熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行人工時(shí)效，其中，時(shí)效步驟包括在105-135℃溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于2小時(shí)但短于8小時(shí)的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于5小時(shí)但短于15小時(shí)的第二次熱處理，以使所獲產(chǎn)品在L方向的S/4處的壓縮屈服強(qiáng)度至少475MPa，極限抗拉強(qiáng)度至少510MPa，S/2處的ST延伸率至少3.0％。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的方法，其中，時(shí)效步驟由兩次熱處理構(gòu)成，第一次熱處理在105-135℃溫度下進(jìn)行2-5小時(shí)，第二次熱處理在155-169℃溫度下進(jìn)行5-15小時(shí)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2的方法，其中，所述第一次熱處理在115-125℃溫度下進(jìn)行。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中之任何一項(xiàng)的方法，其中，所述第一次熱處理在約120℃溫度下進(jìn)行2-5小時(shí)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中之任何一項(xiàng)的方法，其中，所述第二次熱處理在161-167℃溫度下進(jìn)行。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中之任何一項(xiàng)的方法，其中，所述第二次熱處理進(jìn)行約13小時(shí)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1-6中之任何一項(xiàng)的方法，其中，所述改善的耐腐蝕性具有根據(jù)ASTM G34達(dá)到EB級(jí)或者更好的剝離性能(″EXCO″)。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中之任何一項(xiàng)的方法，其中，鎂含量為1.5-2.5，優(yōu)選1.6-2.3，更優(yōu)選1.90-2.10。
9.根據(jù)前述權(quán)利要求中之任何一項(xiàng)的方法，其中，銅含量為1.5-2.5，優(yōu)選1.6-2.3，更優(yōu)選1.85-2.10。
10.根據(jù)前述權(quán)利要求中之任何一項(xiàng)的方法，其中，Mg含量取決于Zn含量，二者關(guān)系如下[Mg]介于2.4-0.1[Zn]與1.5+0.1[Zn]之間。
11.根據(jù)前述權(quán)利要求中之任何一項(xiàng)的方法，其中，Zn含量為5.9-6.2，或者為6.8-7.1，或者為7.8-8.1。
12.根據(jù)前述權(quán)利要求中之任何一項(xiàng)的方法，其中，所述高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金選自于AA7010，AA7x50，AA7040，AA7020，AA7x75，AA7349，AA7x55，AA7x85。
13.根據(jù)前述權(quán)利要求中之任何一項(xiàng)的方法，其中，在對(duì)澆注之后鑄錠均勻化處理和/或預(yù)加熱處理之后，熱加工該鑄錠，并且可選的進(jìn)行冷加工，成為厚度60-220mm的加工產(chǎn)品，而且，所述加工優(yōu)選借助軋制進(jìn)行。
14.根據(jù)權(quán)利要求13的方法，其中，在對(duì)澆注之后鑄錠均勻化處理和/或預(yù)加熱處理之后，熱加工該鑄錠，并且可選地進(jìn)行冷加工，成為厚度60-160mm，更優(yōu)選110-160mm的加工產(chǎn)品。
15.一種采用根據(jù)權(quán)利要求1-14中之任何一項(xiàng)的方法制備的厚度大于50mm，優(yōu)選大于60mm的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金板材產(chǎn)品。
16.根據(jù)權(quán)利要求15的板材產(chǎn)品，其中，所述板材產(chǎn)品是飛機(jī)的結(jié)構(gòu)組件。
17.根據(jù)權(quán)利要求15的板材產(chǎn)品，其中，所述板材產(chǎn)品是飛機(jī)機(jī)翼的桿或翼梁。
18.根據(jù)權(quán)利要求15的板材產(chǎn)品，其中，所述板材產(chǎn)品是飛機(jī)的上機(jī)翼組件。
19.一種由采用根據(jù)權(quán)利要求1-14中之任何一項(xiàng)的方法制備的高強(qiáng)度Al-Zn-Cu-Mg合金制造而成的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件。
20.一種厚度至少50mm，優(yōu)選為50-160mm的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件，其由一種合金軋制產(chǎn)品加工而成，所述合金的組成為，以wt.％計(jì)Zn 5.5-9.5Cu 1.5-3.5Mg 1.5-3.5Mn＜0.25Zr＜0.25，優(yōu)選0.06-0.16Cr＜0.10Fe＜0.25Si＜0.25Ti＜0.10Hf和/或V＜0.25，其它元素，每種＜0.05，總量＜0.15，余者為鋁，而且，對(duì)所述合金進(jìn)行固溶熱處理、淬火和時(shí)效處理，所述時(shí)效處理包括在105-135℃溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于2小時(shí)但短于8小時(shí)的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于5小時(shí)但短于15小時(shí)的第二次熱處理，所獲產(chǎn)品在L方向的S/4處的壓縮屈服強(qiáng)度至少475MPa，極限抗拉強(qiáng)度至少510MPa，S/2處的ST延伸率至少3.0％。
21.一種根據(jù)權(quán)利要求20的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件，其中，所述改善的耐腐蝕性具有根據(jù)ASTM G34達(dá)到EB級(jí)或者更好的剝離性能(″EXCO″)。
22.一種根據(jù)權(quán)利要求20的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件，其構(gòu)成飛機(jī)上機(jī)翼的組件。
23.一種根據(jù)權(quán)利要求20的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件，其構(gòu)成飛機(jī)機(jī)翼的翼梁或桿。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種制備具有改善的疲勞裂紋生長(zhǎng)抗力和高的破壞耐受性的高強(qiáng)度Al－Zn－Cu－Mg合金的方法，其包括如下步驟澆注出鑄錠，所述鑄錠具有如下組成(以重量百分比計(jì))Zn5.5－9.5，Cu1.5－3.5，Mg1.5－3.5，Mn＜0.25，Zr＜0.25，Cr＜0.10，F(xiàn)e＜0.25，Si＜0.25，Ti＜0.10，Hf和/或V＜0.25，其它元素，每種＜0.05，總量＜0.15，余者為鋁，對(duì)澆注之后的鑄錠均勻化處理和/或預(yù)加熱處理，熱加工鑄錠，并且，可選的冷加工成厚度超過(guò)50mm的加工產(chǎn)品，固溶熱處理，對(duì)固溶熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行淬火，以及，對(duì)加工并熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行人工時(shí)效，其中，時(shí)效步驟包括在105－135℃溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于2小時(shí)但短于8小時(shí)的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進(jìn)行時(shí)間長(zhǎng)于5小時(shí)但短于15小時(shí)的第二次熱處理。采用所述方法獲得的產(chǎn)品壓縮屈服強(qiáng)度至少510MPa，S/2處的ST延伸率至少3.0％。本發(fā)明涉及厚度大于50mm的這種高強(qiáng)度Al－Zn－Cu－Mg可焊接產(chǎn)品以及由該合金制備的飛機(jī)結(jié)構(gòu)組件。
文檔編號(hào)C22F1/053GK1656240SQ03811827
公開(kāi)日2005年8月17日 申請(qǐng)日期2003年6月11日 優(yōu)先權(quán)日2002年6月24日
發(fā)明者R·本尼迪克特斯, A·L·海因茨, C·J·凱德?tīng)?申請(qǐng)人:克里斯鋁軋制品有限公司