專利名稱：Al－Cu－Mg－Si合金及其制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及平衡Al-Cu-Mg-Si合金，該合金具有高韌性和改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，同時(shí)保持良好的強(qiáng)度水平，同時(shí)涉及具有高韌性，良好強(qiáng)度水平和改良抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性的平衡Al-Cu-Mg-Si合金的制造方法，和用于航空應(yīng)用的軋制合金薄板產(chǎn)品。更具體地，本發(fā)明涉及用于結(jié)構(gòu)航空應(yīng)用并以AA2xxx系列標(biāo)明的平衡Al-Cu-Mg-Si合金，該合金具有提高的性能，例如抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，強(qiáng)度和斷裂韌性。本發(fā)明同時(shí)涉及適合用作飛機(jī)的機(jī)身蒙皮或下機(jī)翼蒙皮的軋制合金產(chǎn)品。
背景技術(shù)：
據(jù)了解本領(lǐng)域中在許多涉及相對(duì)高強(qiáng)度的應(yīng)用例如飛機(jī)機(jī)身，車輛部件和其它應(yīng)用中使用了可熱處理鋁合金。鋁業(yè)協(xié)會(huì)合金(“AA”)2x24，例如AA2024，AA2324和AA2524是眾所周知的可熱處理鋁合金，這些合金具有有效的強(qiáng)度和T3，T39和T351回火狀態(tài)的韌性。
商用飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求飛機(jī)上不同類型的結(jié)構(gòu)具有不同的性能。特別是對(duì)于機(jī)身蒙皮或下機(jī)翼蒙皮，必須具有斷裂韌性或疲勞裂紋生長(zhǎng)形式的良好的裂紋生長(zhǎng)抵抗性。同時(shí)不應(yīng)降低該合金的強(qiáng)度。以薄板(sheet)或厚板(plate)形式使用且具有改良的破壞容限的軋制合金產(chǎn)品可提高乘客的安全，減少飛機(jī)的重量由此提高燃料的經(jīng)濟(jì)性，這可轉(zhuǎn)化為更長(zhǎng)的飛行范圍，更低的成本和更低的維護(hù)頻率。
據(jù)了解在本領(lǐng)域中使AA2x24合金的組成具有如下的寬的組成范圍(按重量百分比)Cu3.7-4.4Mg1.2-1.8Mn0.15-0.9Cr0.05-0.10
Si≤0.50Fe≤0.50Zn≤0.25Ti≤0.15余量是鋁和附帶的雜質(zhì)。隨后，在該寬的2024-系列合金范圍內(nèi)發(fā)展出較窄的范圍，特別是涉及較低的Si和Fe的綜合范圍以便提高特定的工程性質(zhì)。
US-5,593,516公開了具有平衡化學(xué)組成的高破壞容限Al-Cu合金，該合金基本上包含下列成分(按重量百分比)Cu 2.5-5.5Mg 0.1-2.3Cumax-0.91Mg+5.59Cumin-0.91Mg+4.59Zr 最高至0.2或Mn 最高至0.8余量是鎂和不可避免的雜質(zhì)。同時(shí)公開了這種合金的T6和T8回火，該回火可以向由這種合金制成的軋產(chǎn)品提供高的強(qiáng)度。
US-5,897,720公開了具有“2024”-化學(xué)組成的高破壞容限Al-Cu合金，其中基本上包含下列成分(按重量百分比)Cu3.8-4.9Mg1.2-1.8Mn0.3-0.9Si＜0.30，優(yōu)選＜0.12Fe＜0.30，優(yōu)選＜0.08Ti＜0.30，優(yōu)選＜0.06余量是鋁和不可避免的雜質(zhì)，其中在熱軋制之后并在該金屬間化合物基本不溶解的溫度下對(duì)該合金進(jìn)行退火。該退火溫度在398℃和455℃之間。
JP-A-07252574公開了制造Al-Cu-Mg合金的方法，該方法包括連續(xù)鑄造之后進(jìn)行熱軋制和凝固時(shí)指定冷卻速率的步驟。為了從連續(xù)鑄造操作的高冷卻速率中受益，控制Fe和Si的含量以便使Fe+Si的總量超過至少0.4wt％。
US-5,938,867公開了具有“2024”-化學(xué)組成的高破壞容限Al-Cu合金，該合金基本上包含下列成分(按重量百分比)Cu3.8-4.9Mg1.2-1.8Mn0.3-0.9余量是鋁和不可避免的雜質(zhì)，其中在熱軋制之后使用385℃至468℃之間的退火溫度對(duì)該鑄錠進(jìn)行中間退火。
EP-0473122及US-5,213,639公開了基本上包含下列成分的鋁基合金(按重量百分比)Cu3.8-4.5，優(yōu)選4.0-4.5Mg1.2-1.8，優(yōu)選1.2-1.5Mn0.3-0.9，優(yōu)選0.4-0.7Fe≤0.12，優(yōu)選最多0.1Si≤0.10余量是鋁，附帶元素和雜質(zhì)，其中對(duì)這種鋁基合金進(jìn)行熱軋制，加熱到約910°F以便溶解可溶成分，然后再次熱軋，由此得到了強(qiáng)度與高斷裂韌性和低疲勞裂紋生長(zhǎng)速率的良好組合。更具體地，US-5,213,639公開了在對(duì)鑄錠進(jìn)行熱軋之后使用479℃至524℃范圍的溫度進(jìn)行的必要的中間退火處理，并對(duì)該中間退火的合金再次進(jìn)行熱軋，其中該合金可選包含下列元素中的一種或多種Cr0.02-0.40V 0.01-0.5Hf0.01-0.40Cr0.01-0.20Ag0.01-1.00Sc0.01-0.50
相比上述的傳統(tǒng)2024合金，這種合金在T-L斷裂韌性上顯示出5％的提高和某些ΔK水平上改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性。
EP-1170394-A2公開了具有改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性的鋁薄板產(chǎn)品，該合金具有一定以晶粒限定的各向異性顯微組織，其中晶粒具有大于約4的平均長(zhǎng)寬比，并且該產(chǎn)品基本上包含下列成分(按重量百分比)Cu3.5-4.5Mg0.6-1.6Mn0.3-0.7Zr0.08-0.13余量基本上是鋁，附帶元素和雜質(zhì)。該實(shí)例顯示Si的水平在0.02至0.04的范圍內(nèi)，同時(shí)維持Cu的水平大于3.0。此外公開了Si水平在0.10和2.50之間而Cu水平低于2.0的Al-Mg-Si合金(AA6xxx系列)，以及具有至多0.50的Si水平而Cu水平低于1.5的Al-Mg合金(AA5xxx系列)。相比傳統(tǒng)的2524薄板產(chǎn)品，首先提到的合金具有通過相應(yīng)薄板產(chǎn)品得到的提高的壓縮屈服強(qiáng)度性能。此外，據(jù)介紹這種具有高M(jìn)n變量的薄板產(chǎn)品的強(qiáng)度和韌性的組合優(yōu)于2524-T3。通過晶粒結(jié)構(gòu)中的高度各向異性，可以提高抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性。
此外，據(jù)介紹低銅-高錳試樣相對(duì)于高銅-低錳試樣表現(xiàn)出更高的性能。拉伸強(qiáng)度測(cè)試所得結(jié)果顯示高的錳變量表現(xiàn)出比低錳變量更高的強(qiáng)度值。據(jù)報(bào)道錳的增強(qiáng)效果出人意料地高于銅的強(qiáng)化效果。
發(fā)明概述本發(fā)明的一個(gè)目的是提供平衡2xxx合金，該合金具有高韌性和改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，同時(shí)維持傳統(tǒng)2024，2324或2524合金良好的強(qiáng)度水平。本發(fā)明的另一個(gè)目的是提供可用于飛機(jī)應(yīng)用如機(jī)身蒙皮或下機(jī)翼蒙皮的鋁合金薄板產(chǎn)品，該產(chǎn)品具有改良的斷裂韌性和抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性。
本發(fā)明的又一個(gè)目的是提供軋制鋁合金薄板產(chǎn)品和制造這些產(chǎn)品的方法，以便提供可用于飛機(jī)的結(jié)構(gòu)部件，該部件具有提高的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，并提供提高的斷裂韌性同時(shí)維持高的強(qiáng)度水平。
更具體地，對(duì)于2024至2524合金范圍內(nèi)的軋制2xxx系列鋁合金，當(dāng)用于航空應(yīng)用時(shí)一般要求其疲勞裂紋生長(zhǎng)速率(“FCGR”)應(yīng)當(dāng)不大于規(guī)定的最大值。滿足高破壞容限2024系列合金產(chǎn)品要求的FCGR是例如ΔK＝20MPa√m下低于0.001mm/循環(huán)和ΔK＝40MPa√m下0.01mm/循環(huán)的FCGR。同時(shí)不應(yīng)降低拉伸屈服強(qiáng)度(或屈服強(qiáng)度)和極限拉伸強(qiáng)度，例如在L-方向Rp不低于例如310MPa而Rm不低于例如430MPa。
本發(fā)明優(yōu)選解決上述目的中的一個(gè)或多個(gè)。
優(yōu)選實(shí)施方案詳述依照本發(fā)明公開了具有高韌性，良好強(qiáng)度水平和改良抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性的平衡Al-Cu-Mg-Si合金，該合金包含下列成分(按重量百分比)Cu3.6-4.9Mg1.0-1.8Mn＜0.30Si0.10-0.40Zr≤0.15Cr≤0.15Fe≤0.10余量基本上是鋁和附帶的元素和雜質(zhì)，附帶的元素和雜質(zhì)典型每種＜0.05，且總量小于0.15。
意外發(fā)現(xiàn)較低水平的錳可產(chǎn)生高的韌性和改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，特別是在拉伸載荷下的韌性和抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性較為重要的領(lǐng)域中。意外地是，通過降低錳的量，處于T3回火，更特別是處于T351回火的本發(fā)明的合金具有顯著提高的韌性。此外，已發(fā)現(xiàn)通過提高Si的量可獲得與傳統(tǒng)AA2x24合金的強(qiáng)度水平相當(dāng)?shù)膹?qiáng)度水平。另外，已發(fā)現(xiàn)通過提高Si的含量并得到了改良的FCGR性能。將Si含量提高到當(dāng)前航空等級(jí)材料中所用水平以上的水平，即典型＜0.10，且優(yōu)選＜0.07wt％。
更具體地，已發(fā)現(xiàn)降低錳的水平和通過提高硅的水平，可以將該合金的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性相比傳統(tǒng)2024合金提高最多達(dá)90％，而且如果維持強(qiáng)度水平可以將其提高到傳統(tǒng)2024合金的約65％。在該情形中，與傳統(tǒng)的2024合金相比甚至韌性也得到了提高。通過降低錳的水平，提高了韌性以及抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，但其中強(qiáng)度水平降低。通過同時(shí)提高硅的水平，強(qiáng)度水平再次提高且不會(huì)使韌性降低到不能接受的水平。
錳含量(按重量百分比)的優(yōu)選范圍為至多0.10，最優(yōu)選在附帶元素和雜質(zhì)的范圍以內(nèi)。這意味著錳的量應(yīng)為0或至少可以忽略。
銅含量(按重量百分比)的優(yōu)選范圍是3.9至4.6，最優(yōu)選為4.3至4.5。銅是增加合金強(qiáng)度的重要元素。已發(fā)現(xiàn)約4.4的銅含量可產(chǎn)生強(qiáng)度，韌性，可成形性和腐蝕性能的良好均衡，同時(shí)仍可產(chǎn)生足夠的破壞容限性能。
鎂含量(按重量百分比)的優(yōu)選范圍是1.2至1.7，最優(yōu)選為1.5至1.7。鎂也向該鋁合金產(chǎn)品提供強(qiáng)度。
硅含量(按重量百分比)的優(yōu)選范圍是0.23至0.30，更優(yōu)選的是0.23至0.28，且最優(yōu)選約0.25。然而現(xiàn)有技術(shù)的AA2xxx系列合金試圖避免硅，因?yàn)閾?jù)認(rèn)為它是有害的雜質(zhì)元素，本發(fā)明慎重地使用硅來提高低Mn含量合金的強(qiáng)度水平，而且該合金優(yōu)選基本上不含錳。依照本發(fā)明，已發(fā)現(xiàn)鑄造技術(shù)對(duì)于有某些提高的Si含量以及低Mn含量產(chǎn)生的益處較為重要。
另一個(gè)根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選的具體合金包含約4.4％的銅，約1.68％的錳，約0.25％的硅且不含鎂(除非作為不可避免的雜質(zhì))。
此外，本發(fā)明的合金可優(yōu)選另外包含元素Zn，Ag，Hf，V，Sc，Ti或Li中的一種或多種，其總量小于1.00(按重量百分比)。本發(fā)明的合金是非再結(jié)晶合金或再結(jié)晶合金或者是它們的組合。
根據(jù)本發(fā)明制造如上所述的平衡Al-Cu-Mg-Si合金的方法，且該合金具有高韌性，良好的強(qiáng)度水平和改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，該方法包括下列步驟a)鑄造具有下列成分(按重量百分比)的軋制坯錠Cu3.6-4.9Mg1.0-1.8
Mn＜0.30Si0.10-0.40，優(yōu)選0.15至0.35Zr≤0.15Cr≤0.15Fe≤0.10余量基本上是鋁和附帶的元素和雜質(zhì)，其中通過半連續(xù)直接激冷(DC)鑄造鑄造該坯錠；b)鑄造后對(duì)該坯錠進(jìn)行均勻化和/或預(yù)熱；c)將該坯錠熱軋和可選冷軋，成為軋制產(chǎn)品；d)固溶熱處理(SHT)；e)對(duì)該熱處理產(chǎn)品進(jìn)行淬火；f)對(duì)該淬火產(chǎn)品進(jìn)行拉伸；和g)對(duì)軋制且固溶熱處理和淬火的產(chǎn)品進(jìn)行自然時(shí)效。
熱軋坯錠之后，可以對(duì)該熱軋坯錠進(jìn)行退火和/或再次加熱，并進(jìn)一步對(duì)該軋制坯錠進(jìn)行熱軋。此外可以在熱軋和冷軋之間以與均勻化期間的相同溫度和時(shí)間進(jìn)行熱處理，例如460℃下1至5小時(shí)和490℃下約24小時(shí)。優(yōu)選在冷軋之前和/或期間對(duì)該熱軋坯錠進(jìn)行中間退火以便提高晶粒的有序化。優(yōu)選以約2.0mm的厚度(gauge)進(jìn)行這個(gè)中間退火并在350℃下持續(xù)1小時(shí)。此外，建議將該軋制和熱處理產(chǎn)品拉伸最大3％，且優(yōu)選拉伸1-2％，然后將該拉伸產(chǎn)品自然時(shí)效10天以上，優(yōu)選約10至20天以便達(dá)到T3或T351回火狀態(tài)。
本發(fā)明進(jìn)一步提供了軋制的平衡Al-Cu-Mg-Si合金薄板產(chǎn)品，該產(chǎn)品具有改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性并具有上文所述的合金成分。這種軋制合金薄板產(chǎn)品優(yōu)選具有用于例如機(jī)身蒙皮應(yīng)用的約2.0mm至12mm的厚度和用于例如飛機(jī)下機(jī)翼蒙皮應(yīng)用的約25mm至50mm的厚度。本發(fā)明由此提供了具有改良的抗裂紋生長(zhǎng)性質(zhì)且維持良好強(qiáng)度水平的飛機(jī)機(jī)身薄板或飛機(jī)下機(jī)翼構(gòu)件薄板。
由下列兩個(gè)優(yōu)選實(shí)施例的詳述，依照本發(fā)明的合金產(chǎn)品的前述和其它特征和優(yōu)點(diǎn)將變得顯而易見。
實(shí)施例以工業(yè)規(guī)模將四種不同鋁合金鑄造成具有如表1所示的下列化學(xué)成分的坯錠，其中前兩種合金是分別命名為AA2024和AA2524的參照合金。
將該合金加工成具有T351回火且最終厚度為2.00mm的薄板。將DC鑄錠在約490℃下均勻化約24小時(shí)，然后在410℃進(jìn)行熱軋。進(jìn)一步對(duì)該板材進(jìn)行冷軋，表面熱處理并拉伸約1％。在至少10天的自然時(shí)效之后對(duì)所有的合金進(jìn)行測(cè)試。
然后，在L方向測(cè)量拉伸屈服強(qiáng)度(PS)和極限拉伸強(qiáng)度(UTS)性能。另外，在T-L方向測(cè)量缺口韌性(TS/Rp)。對(duì)于Kahn抗裂試驗(yàn)依照ASTM-B871(1996)進(jìn)行該測(cè)試，而對(duì)于拉伸試驗(yàn)依照EN-10.002。
由表2可看出，合金1和2的缺口韌性約等于或優(yōu)于傳統(tǒng)的2024/2524合金。基本上不含錳的合金表現(xiàn)出極好的韌性。通過將硅增加(合金1)到當(dāng)前航空等級(jí)鋁合金產(chǎn)品所用硅含量以上的水平，可以提高拉伸強(qiáng)度水平而且不會(huì)將韌性和極限拉伸強(qiáng)度水平降低到無法接受的水平。
為確定疲勞裂紋生長(zhǎng)速率(“FCGR”)，依照ASTM E647在80mm寬的M(T)板上以R＝0.1和不變載荷并以8Hz的頻率對(duì)所有的合金進(jìn)行測(cè)試。表3中所示的壽命定義為裂紋從5mm的長(zhǎng)度生長(zhǎng)到20mm的時(shí)間(以循環(huán)數(shù)表示)。最大應(yīng)力是54MPa。初始缺口是4.1mm。不使用抗壓曲設(shè)備。結(jié)果如表3所示。
從表3的結(jié)果可以看出錳水平越低則壽命越長(zhǎng)。通過增加硅，強(qiáng)度水平(如表2所示)再次提高然而壽命的提高仍相當(dāng)高。這意味著當(dāng)錳水平較低時(shí)，疲勞裂紋生長(zhǎng)速率的提高顯著更高，或多或少與硅的水平無關(guān)。這意味著這些合金，特別是較低ΔK值的合金具有顯著更長(zhǎng)的壽命因此非常適合用于航空應(yīng)用。
現(xiàn)在已全部描述了本發(fā)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員明白在不背離下面所述的本方面的范圍的情況下可以做出多種變化和改變。
權(quán)利要求
1.具有高韌性，良好強(qiáng)度水平和改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性的平衡Al-Cu-Mg-Si合金，該合金包含下列成分(按重量百分比)Cu3.6-4.9Mg1.0-1.8Mn＜0.30Si0.10-0.40，優(yōu)選0.15-0.35Zr≤0.15Cr≤0.15Fe≤0.10余量基本上是鋁和附帶的元素和雜質(zhì)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的合金產(chǎn)品，其中Mn含量(按重量百分比)的范圍是最高至0.10，優(yōu)選在附帶元素和雜質(zhì)的范圍內(nèi)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2的合金產(chǎn)品，其中Cu含量(按重量百分比)的范圍是3.9至4.6，優(yōu)選4.3至4.5。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3任何一個(gè)的合金產(chǎn)品，其中Mg含量(按重量百分比)的范圍是1.2至1.7，優(yōu)選1.5至1.7。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4任何一個(gè)的合金產(chǎn)品，其中Si含量(按重量百分比)的范圍是0.23至0.30％，且更優(yōu)選0.23至0.28％。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5任何一個(gè)的合金產(chǎn)品，其中所述合金另外包含元素Zn，Ag，Hf，V，Sc，Ti或Li中的一種或多種，其總量小于1.00(按重量百分比)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6任何一個(gè)的合金產(chǎn)品，其中該合金產(chǎn)品處于T3回火狀態(tài)，且優(yōu)選處于T351回火狀態(tài)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7的合金產(chǎn)品，其中通過包括下列步驟的工藝制造該合金產(chǎn)品半連續(xù)直接激冷(DC)鑄造，熱軋，可選冷軋，固溶熱處理，對(duì)該固溶熱處理產(chǎn)品進(jìn)行淬火，對(duì)該淬火產(chǎn)品進(jìn)行拉伸，對(duì)該產(chǎn)品進(jìn)行自然時(shí)效以達(dá)到T3或T352回火狀態(tài)。
9.制造根據(jù)權(quán)利要求1至6任何一個(gè)的平衡Al-Cu-Mg-Si合金的方法，且該合金具有高的韌性，良好的強(qiáng)度水平和改良的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性，該方法包括下列步驟a)鑄造包含下列成分(按重量百分比)的坯錠Cu3.6-4.9Mg1.0-1.8Mn＜0.3 0Si0.10-0.40，優(yōu)選0.15至0.35Zr≤0.15Cr≤0.15Fe≤0.10余量基本上是鋁和附帶的元素和雜質(zhì)，其中通過半連續(xù)直接激冷(DC)鑄造鑄造該坯錠，b)鑄造后對(duì)該坯錠進(jìn)行均勻化和/或預(yù)熱，c)將該坯錠熱軋和可選冷軋，成為軋制產(chǎn)品，d)固溶熱處理，e)對(duì)該熱處理產(chǎn)品進(jìn)行淬火，f)對(duì)該淬火產(chǎn)品進(jìn)行拉伸，和g)對(duì)該軋制且熱處理的產(chǎn)品進(jìn)行自然時(shí)效。
10.根據(jù)要求9的方法，其中在對(duì)坯錠進(jìn)行熱軋之后，對(duì)該熱軋坯錠進(jìn)行退火和/或再次加熱并進(jìn)一步熱軋?jiān)撥堉婆麇V。
11.根據(jù)要求9或10的方法，其中對(duì)所述熱軋坯錠在冷軋之前和/或期間進(jìn)行中間退火。
12.根據(jù)要求9至11任何一個(gè)的方法，其中將所述軋制和熱處理產(chǎn)品拉伸最高3％并自然時(shí)效10天以上。
13.根據(jù)要求1至8任何一個(gè)和/或通過依照權(quán)利要求9至12任何一個(gè)的方法制造的軋制平衡Al-Cu-Mg-Si合金薄板產(chǎn)品，該產(chǎn)品具有高的韌性和提高的抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性。
14.根據(jù)要求13的軋制產(chǎn)品，其中該產(chǎn)品具有2.0至12mm范圍的最終厚度。
15.根據(jù)要求13的軋制產(chǎn)品，其中該產(chǎn)品具有25至50mm范圍的最終厚度。
16.根據(jù)要求13至15任何一個(gè)的軋制Al-Cu-Mg-Si合金薄板產(chǎn)品，其中所述產(chǎn)品是飛機(jī)或飛船的結(jié)構(gòu)部件。
17.根據(jù)要求13至15任何一個(gè)的軋制薄板產(chǎn)品，其中所述產(chǎn)品是飛機(jī)的機(jī)身蒙皮。
18.根據(jù)要求13至15任何一個(gè)的軋制薄板產(chǎn)品，其中所述產(chǎn)品是飛機(jī)的下機(jī)翼部件。
19.由根據(jù)權(quán)利要求1至8任何一個(gè)和/或依照權(quán)利要求9至12任何一個(gè)制造的軋制平衡Al-Cu-Mg-Si合金薄板制成的飛機(jī)機(jī)身薄板或飛機(jī)下機(jī)翼部件薄板。
全文摘要
本發(fā)明涉及具有高韌性，良好強(qiáng)度水平和改良抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性的平衡Al－Cu－Mg－Si合金，該合金基本上包含下列成分(按重量百分比)Cu3.6－4.9，Mg1.0－1.8，Mn≤0.50，優(yōu)選＜0.30，Si0.10－0.40，Zr≤0.15，Cr≤0.15，F(xiàn)e≤0.10，余量基本上是鋁和附帶的元素和雜質(zhì)。同時(shí)公開了具有高韌性，良好強(qiáng)度水平和改良抗疲勞裂紋生長(zhǎng)性的該平衡Al－Cu－Mg－Si合金產(chǎn)品的制造方法和該產(chǎn)品作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件的應(yīng)用。
文檔編號(hào)C22C21/14GK1675391SQ03819587
公開日2005年9月28日 申請(qǐng)日期2003年8月19日 優(yōu)先權(quán)日2002年8月20日
發(fā)明者R·貝內(nèi)迪克托斯, A·L·海因茨, C·J·凱德爾, A·J·P·哈斯勒 申請(qǐng)人:克里斯鋁軋制品有限公司