專利名稱：高強度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又保持高破壞耐受性的高強度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50mm的高強度Al-Zn-Cu-Mg合金板材產(chǎn)品，以及由所述合金制備的飛機結(jié)構(gòu)組件。更具體地，本發(fā)明涉及由鋁協(xié)會應(yīng)用于航空結(jié)構(gòu)領(lǐng)域的國際術(shù)語7000系列指定的高強度Al-Zn-Cu-Mg合金。甚至更具體地，本發(fā)明涉及具有更好的強度、韌性和耐腐蝕性組合，特別是良好的強度-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高強度、高韌性和耐腐蝕性的場合，例如飛機機身、車輛組件以及其它場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)時具有高強度，參見實例US-6,315,842。析出硬化的AA7x75合金產(chǎn)品處于T6回火狀態(tài)時也具有高強度。T6回火態(tài)被認為提高了合金的強度，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度-重量比而聞名，因此，尤其在飛機工業(yè)領(lǐng)域得到應(yīng)用。但是，上述應(yīng)用場合導(dǎo)致其暴露在廣泛的氣候條件中，因此，必需仔細控制加工和時效條件，以便能夠提供充分的強度和腐蝕(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，已知對所述7000系列合金進行人工過時效處理。當人工時效至T79，T76，T74或T73型回火態(tài)時，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得到改善(其改善順序為T73最佳，T79與T6相近)，但是與T6回火態(tài)相比，強度有所下降。為了獲得可接受的抗拉強度、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)，這是一種有限的過時效態(tài)，介于T73和T76態(tài)之間。這種T74回火態(tài)通過對鋁合金產(chǎn)品進行121℃下6-24小時和171℃下約14小時的過時效處理來實現(xiàn)。
根據(jù)特定飛機組件的設(shè)計標準，在強度、韌性或者耐腐蝕性上甚至很小的改善都能夠帶來重量的減輕，這繼而又在飛機使用期間轉(zhuǎn)變成燃料的節(jié)約。為了滿足這些要求，已開發(fā)了其它幾種AA7000系列合金。
美國專利4,954,188公開了一種提供高強度鋁合金的方法，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，對再成型的產(chǎn)品固溶熱處理、淬火，并且，對所述熱處理和淬火后的產(chǎn)品在132-140℃下時效處理6-30小時。通過降低時效溫度，而不是例如如前述美國專利3,881,966或美國專利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度、高韌性和高耐腐蝕性等性能。
已有報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，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)力腐蝕開裂抗力，但是與T6態(tài)相比，強度顯著下降。
因此，美國專利4,863,528公開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，析出硬化以使強度比固溶熱處理態(tài)的強度更高，其提高程度約為固溶熱處理態(tài)的強度與峰值強度之差的30％，之后，在一個或幾個足以提高其耐腐蝕性能的溫度下進行處理。然后，對合金再次析出硬化處理，以提高其屈服強度和獲得耐腐蝕的合金產(chǎn)品。此處公開的時效溫度為170-260℃，時間為0.2分至3小時。該人工時效步驟之前和之后均有一個析出硬化步驟，也被稱作T77時效。所獲得的抗拉強度為460-486MPa，屈服強度為400-434MPa。
美國專利5,035,754公開了一種高強度鋁合金的熱處理方法，其包括步驟對一種鋁合金進行固溶熱處理，所述鋁合金主要由以下組成，以wt.％計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度特性，因而改善了AA7075和AA7050鋁合金的性能。一些實例表明抗拉強度為57-62kgf/mm2，剝離等級為P或EA。SCC試驗的界限應(yīng)力高于50kgf/mm2。
EP-0377779公開了一種制備具有高的韌性和良好耐腐蝕性、用作航空領(lǐng)域的薄片或薄板場合(例如上機翼組件)的合金的方法，其包括步驟加工一個產(chǎn)品，該產(chǎn)品組成為，以wt.％計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0.6wt.％，余者是鋁和附帶雜質(zhì)，對該產(chǎn)品進行固溶熱處理和淬火，并且，通過依次地三次將該產(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兩個小時或更長或者將該產(chǎn)品加熱至148-174℃之間的一種或多種溫度，來對所述產(chǎn)品進行人工時效。這些產(chǎn)品展現(xiàn)出更好的耐剝離腐蝕性，其等級達″EB″級或更高，屈服強度比處于T76回火態(tài)的尺寸類似的AA7x50相應(yīng)產(chǎn)品高約15％。上述產(chǎn)品的強度仍然比尺寸類似的AA7x50-T77相應(yīng)產(chǎn)品高至少約5％。
美國專利5,312,498公開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效法，同時結(jié)合使銅、鎂和鋅達到化學(xué)計量上的平衡。所公開的兩步時效的順序是合金首先在約121℃時效約9個小時，隨后，在約157℃進行第二個時效步驟，時間約10-16小時，之后，進行空冷。這種時效方法針對的是用于下機翼外殼或者機身外殼場合的薄板或薄片產(chǎn)品。
但是，在航空領(lǐng)域，要求提供橫截面厚度大于50mm、用于例如機翼的翼梁和桿以及上機翼外殼場合的高強度AA7000系列合金，所述合金具有上述特定的機械性能，例如，高強度、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。上述部件例如飛機機翼的翼梁典型地通過機械加工由板材產(chǎn)品制造而成，其中，材料的性能如下在L方向S/4處的壓縮屈服強度至少475MPa，極限抗拉強度至少510MPa，S/2處的ST(短截面)延伸率至少3.0％。
EP-1158068A1公開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
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，這種組織對韌性有有益影響，并且不會降低強度或其它性能。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)品的高強度Al-Zn-Cu-Mg合金的一種改進的制備方法，所述合金具有改善的疲勞裂紋生長抗力和高的破壞耐受性，并且具有上述性能，即壓縮屈服強度(L方向S/4處)至少475MPa，極限抗拉強度至少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)明的再一個目的是獲得一種厚板合金，該合金可以用來制備具有高強度和良好耐腐蝕性能的飛機結(jié)構(gòu)部件，例如機翼翼梁。
通過權(quán)利要求1的特征，本發(fā)明能夠滿足上述目的。進一步的優(yōu)選實施方案均在從屬的權(quán)利要求范圍內(nèi)進行描述和指定。
根據(jù)本發(fā)明，公開了一種制備具有改善的疲勞裂紋生長抗力和高的破壞耐受性的高強度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)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50mm的加工產(chǎn)品，d)固溶熱處理，e)對固溶熱處理的產(chǎn)品進行淬火，并且，對加工并熱處理的產(chǎn)品進行人工時效，其中，時效步驟包括在105-135℃溫度下進行時間長于2小時但短于8小時的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進行時間長于5小時但短于15小時的第二次熱處理，以使所獲產(chǎn)品在L方向的S/4處的壓縮屈服強度至少475Mpa，極限抗拉強度至少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)明的兩步時效操作采用的第一次熱處理溫度為115-125℃，時間為2-5小時，優(yōu)選在120℃下約4小時，第二次熱處理溫度為155-169℃，時間為5-15小時，優(yōu)選在161-167℃下約13小時。
技術(shù)人員將馬上意識到在根據(jù)本發(fā)明的方法中，固溶熱處理的產(chǎn)品淬火之后，但在人工時效操作之前，該產(chǎn)品可能可選地進行拉伸或壓縮或者其它冷加工，以便釋放應(yīng)力，這一點在本領(lǐng)域已為人所知。
鎂的優(yōu)選含量(以wt.％計)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)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)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，會降低強度，而鎂和銅含量太高會降低合金產(chǎn)品的耐腐蝕性并帶來可焊性問題。為了實現(xiàn)強度、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)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Zn含量約6wt.％時，鎂含量(wt.％)為1.8-2.1，而當Zn含量約7wt.％時，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)選是一種飛機部件，例如機翼的桿或翼梁。最優(yōu)選地，根據(jù)本發(fā)明的板產(chǎn)品是飛機的上機翼組件。
實施例由下面對優(yōu)選實施方案的詳細介紹，根據(jù)本發(fā)明的合金的上述及其它特征和優(yōu)點將變得明顯。
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。
由鑄錠段切制出實際尺寸的鑄錠，在470℃下均勻化處理12小時和在475℃下均勻化處理24小時，在410℃下預(yù)加熱5個小時，并且，熱軋至如表2所示的各種尺寸的厚度。之后，在475℃下對板材固溶熱處理4個小時，隨后進行淬火和二步時效處理，第一步在120℃下4個小時，第二步在165℃下13個小時。
根據(jù)表2所示各合金板材的厚度，對表1所示的合金進行測試。
表2表1中各不同厚度合金的強度、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試驗根據(jù)ASTMG34在S/10處進行，試樣按照EA-ED等級分別示出。
*在120℃時效5個小時，隨后在165℃時效15個小時。
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度(″Rp″)，其值大于476MPa，其中大部分合金大于500MPa，而對于所有合金和所有厚度，L方向的極限抗拉強度(″Rm″)均高于529MPa，一個厚度為63.5mm的實例甚至高于600MPa。除兩個合金之外，所有合金在S/2位置處的ST延伸率均達到3％或者更高，甚至高達6％。
剝離性能等級為EA或EC。剝離試驗根據(jù)ASTMG34在S/10位置處進行。對于類似的時效步驟，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而第二步熱處理更短，則剝離性能下降。
表3.根據(jù)ASTMG34測定的選自表1所示合金的剝離性能(″EXCO″)(″-″意味著未測試).
對板厚度為110mm的合金4進行了測試。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，時效采用二步法進行，第一步熱處理在120℃下進行4個小時，第二步熱處理在165℃下進行13個小時。
合金5中銅含量為2.25；KIC根據(jù)規(guī)范ASTME399-90C(T)試樣進行測試，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)。
對于所選板材厚度為110mm的上述所有合金，它們的剝離等級均為EA。
最后，對應(yīng)力腐蝕性能(″SCC″)進行了測試。首先，測試了厚度為152mm的合金1和4。根據(jù)表5選擇兩種不同的時效步驟。載荷大小是172MPa。測試方向為S-L。試樣取自S/2位置處。表5示出了直至失效發(fā)生時的天數(shù)。30天之后，測試終止?！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。在所有測試中，每個實驗條件下至少測試3個試樣。測試根據(jù)ASTMG47進行。
表5.厚度為152mm的兩種合金的SCC性能.
最后，通過采用厚度125mm的板材，測試了其它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，已對本發(fā)明進行了充分介紹，對于本領(lǐng)域的技術(shù)人員顯而易見的是在不偏離此處述及的本發(fā)明范圍的條件下，可以進行多種變化和修正。
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)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，并且可選地進行冷加工，成為厚度超過50mm的加工產(chǎn)品，d)固溶熱處理，e)對固溶熱處理的產(chǎn)品進行淬火，以及，f)對加工并熱處理的產(chǎn)品進行人工時效，其中，時效步驟包括在105-135℃溫度下進行時間長于2小時但短于8小時的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進行時間長于5小時但短于15小時的第二次熱處理，以使所獲產(chǎn)品在L方向的S/4處的壓縮屈服強度至少475MPa，極限抗拉強度至少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℃溫度下進行2-5小時，第二次熱處理在155-169℃溫度下進行5-15小時。
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℃溫度下進行。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中之任何一項的方法，其中，所述第一次熱處理在約120℃溫度下進行2-5小時。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中之任何一項的方法，其中，所述第二次熱處理在161-167℃溫度下進行。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中之任何一項的方法，其中，所述第二次熱處理進行約13小時。
7.根據(jù)權(quán)利要求1-6中之任何一項的方法，其中，所述改善的耐腐蝕性具有根據(jù)ASTM G34達到EB級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的方法，其中，所述高強度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的方法，其中，在對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)選借助軋制進行。
14.根據(jù)權(quán)利要求13的方法，其中，在對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中之任何一項的方法制備的厚度大于50mm，優(yōu)選大于60mm的高強度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)品是飛機機翼的桿或翼梁。
18.根據(jù)權(quán)利要求15的板材產(chǎn)品，其中，所述板材產(chǎn)品是飛機的上機翼組件。
19.一種由采用根據(jù)權(quán)利要求1-14中之任何一項的方法制備的高強度Al-Zn-Cu-Mg合金制造而成的飛機結(jié)構(gòu)組件。
20.一種厚度至少50mm，優(yōu)選為50-160mm的飛機結(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，對所述合金進行固溶熱處理、淬火和時效處理，所述時效處理包括在105-135℃溫度下進行時間長于2小時但短于8小時的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進行時間長于5小時但短于15小時的第二次熱處理，所獲產(chǎn)品在L方向的S/4處的壓縮屈服強度至少475MPa，極限抗拉強度至少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達到EB級或者更好的剝離性能(″EXCO″)。
22.一種根據(jù)權(quán)利要求20的飛機結(jié)構(gòu)組件，其構(gòu)成飛機上機翼的組件。
23.一種根據(jù)權(quán)利要求20的飛機結(jié)構(gòu)組件，其構(gòu)成飛機機翼的翼梁或桿。
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抗力和高的破壞耐受性的高強度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)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50mm的加工產(chǎn)品，固溶熱處理，對固溶熱處理的產(chǎn)品進行淬火，以及，對加工并熱處理的產(chǎn)品進行人工時效，其中，時效步驟包括在105－135℃溫度下進行時間長于2小時但短于8小時的第一次熱處理，以及，在高于135℃但低于170℃的溫度下進行時間長于5小時但短于15小時的第二次熱處理。采用所述方法獲得的產(chǎn)品壓縮屈服強度至少510MPa，S/2處的ST延伸率至少3.0％。本發(fā)明涉及厚度大于50mm的這種高強度Al－Zn－Cu－Mg可焊接產(chǎn)品以及由該合金制備的飛機結(jié)構(gòu)組件。
文檔編號C22F1/053GK1656240SQ03811827
公開日2005年8月17日 申請日期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·凱德爾 申請人:克里斯鋁軋制品有限公司