專利名稱：鋁合金產(chǎn)品及人工時效方法
技術領域：
本發(fā)明涉及鋁合金，特別是鋁業(yè)協(xié)會(Aluminum Association)指定的7000系列(或者7XXX)鋁(“Al”)合金。更具體地，本發(fā)明涉及尺寸較厚，即約2-12英寸厚的Al合金產(chǎn)品。雖然本發(fā)明典型地應用于軋制板材產(chǎn)品，但是其也可用于擠壓或鍛造產(chǎn)品。通過實施本發(fā)明，由此類厚截面原材料/產(chǎn)品制成的部件具有更優(yōu)的強度-韌性組合，從而使其適合作為航空航天場合中的厚尺寸結構部件或者由厚材料加工而成的薄截面部件。本發(fā)明也能有效改善耐腐蝕性能，尤其是應力腐蝕開裂(或“SCC”)抗力。由所述合金制造的代表性結構組件包括整體翼梁(integral spar)組件等，它們均由厚變形型材，包括軋制板材加工而成。這種翼梁組件可用于運載量大的飛機的翼箱。本發(fā)明特別適合制造擠壓和鍛造的高強度飛機組件，例如主起落架臂。這種飛機包括商用噴氣客機、貨機(例如用于隔夜郵政服務)和某些軍用飛機。在較低程度上，本發(fā)明的合金適合用于其它飛機，其中包括(但不限于)渦輪螺漿飛機。此外，根據(jù)本發(fā)明也可以制造非航空航天部件，如各種厚模鑄板(mold plate)。
隨著新型噴氣飛機的尺寸越來越大，或者隨著目前的噴氣機型的有效負載變得更重和/或飛行范圍變得更長，以便改善飛機性能和經(jīng)濟效益，不斷要求結構部件如機身、機翼和翼梁的重量降低。航空工業(yè)正在通過指定強度更高的金屬部件，降低其截面厚度作為降低重量的權宜之計來滿足這一要求。除了強度之外，材料的耐久性和破壞容限對于飛機的可靠性結構設計也很關鍵。對在飛機應用場合材料多種特性的這種考慮最終導致了如今的破壞耐受設計技術，它將破損安全設計原理與周期性檢測技術相結合。
傳統(tǒng)的飛機機翼結構包括一個翼箱，它在附

圖1中一般用數(shù)字2表示。它作為機翼的主要強度構件由機身向外延伸，并且一般與圖1的平面垂直。此翼箱2包括上機翼蒙皮4和下機翼蒙皮6，所述上、下機翼蒙皮被在二者之間延伸或者將二者連接一起的垂直結構組件或者翼梁12和20隔開。翼箱也包括能夠在翼梁間延伸的翼肋(rib)。所述翼肋與圖1的平面平行，而機翼蒙皮和翼梁則與所述圖1的平面垂直。飛行期間，商用飛機機翼的上機翼結構受到壓應力作用，要求高的壓縮強度，同時又具有可接受的斷裂韌性。今天最大型飛機的上機翼蒙皮典型地由7XXX系列鋁合金例如7150(美國再發(fā)布專利34,008)或者7055鋁(美國專利5,221,377)制成。由于相同飛機機翼的下機翼結構在飛行期間受拉應力作用，因此，比相應的上機翼部件要求更高的破損極限。盡管可以要求使用強度更高的合金設計下機翼，以使重量效率最大，但是，這種合金的破損極限經(jīng)常不能滿足設計要求。為此，如今，大多數(shù)的商用噴氣飛機制造商指定破損極限更高的2XXX系列合金如2024或2324鋁(美國專利4,294,625)用于制造下機翼，采用所述2XXX合金制造的下機翼的強度比采用7XXX合金的上機翼低。自始至終使用的合金成員和特性的標示均依據(jù)著名的鋁業(yè)協(xié)會的產(chǎn)品標準。
附圖1中的上、下機翼蒙皮4和6分別采用縱向延伸的桁條構件8和10加固。這種桁條(stringer)構件可以設計成各種形狀，包括“J”，“I”，“L”，“T”和/或“Z”型橫截面結構。這種桁條構件典型地固定至機翼蒙皮內(nèi)表面上，如圖1所示。固定件典型地是鉚釘。上機翼桁條構件8以及上翼梁緣條14和22目前采用7XXX系列合金制造，而下機翼桁條構件10以及下翼梁緣條16和24，由于前述同樣的結構上的原因，考慮到相對強度和破損極限，目前采用2XXX系列合金制造。垂直翼梁腹板構件18和26也由7XXX合金制成，它們固定至上下翼梁緣條上，而同時又在由構件翼梁12和20構成的機翼縱向延伸。這種傳統(tǒng)的翼梁設計也被稱作“組合”翼梁，其包括上翼梁緣條14或22、腹板18或20和下翼梁緣條16或24，以及緊固件(未示出)。顯然，與翼梁接頭處的緊固件和緊固件孔是結構的薄弱環(huán)節(jié)。為了確保組合翼梁如18或20的結構整體性，許多組成部件如腹板和/或翼梁緣條必須加厚，從而增加了整個結構的重量。
克服上述翼梁重量限制問題的一個潛在設計方法是通過對單一厚截面的鋁合金產(chǎn)品例如板材進行機械加工來制造上翼梁、腹板和下翼梁，典型地是通過去除相當多的金屬，來制備更復雜、厚度較小的截面或形狀，例如翼梁。有時，這種機加工操作被稱作由其板材產(chǎn)品“彎拱”成部件。采用這種設計，可以免去制造腹板-上翼梁和腹板-下翼梁連接件的需要。類似這樣的一體式翼梁有時稱作“整體翼梁”，其可以由擠壓或鍛造的厚板加工而成。整體翼梁不僅重量低于其組合翼梁，而且由于不需要緊固件，其制造和組裝成本也較低。制造整體翼梁的理想合金應該具有上機翼合金的強度性能，同時又具有下機翼合金要求的斷裂韌性/破損容限。目前已用于飛機的商品合金不能滿足這一優(yōu)選性能的組合。例如，下機翼蒙皮合金2024-T351的強度低，除非其截面厚度明顯增加，否則，將不能安全地承受自高荷載的上機翼傳遞的載荷。這繼而要求整個機翼結構的重量發(fā)生令人不希望的增加。反過來，設計上機翼具有2XXX強度水平將導致總體重量的增加。
大的噴氣飛機要求很大的機翼。制造這種用于機翼的整體翼梁要求厚度為6-8英寸或更大的產(chǎn)品。合金7050-T74經(jīng)常用于厚截面部件。在航空材料規(guī)范AMS 4050F中列出了6英寸厚7050-T7451板的工業(yè)標準，該標準規(guī)定縱(L)向的最小屈服強度為60ksi，平面應變斷裂韌性或者KIC(L-T)為24ksi in1/2。對于同樣的合金特性和厚度，橫向(LT和T-L)的規(guī)定值分別為60ksi和22ksi in1/2。比較而言，最近開發(fā)的上機翼合金是7055-T7751鋁，厚度為約0.375-1.5英寸，它能夠滿足根據(jù)MIL-HDBK-5H的最小屈服強度86ksi。如果最小屈服強度為60ksi的7050-T74的整體翼梁與上述的7055合金一起使用，則為了使重量效率最大，上機翼蒙皮的總體強度水平不能得到充分利用。因此，需要具有充分斷裂韌性的更高強度的厚鋁合金制造現(xiàn)在新噴氣機設計要求的整體翼梁結構。這僅僅是高強度和韌性的厚截面鋁材料的益處的一個具體實例。在現(xiàn)代飛機上還存在許多其它應用實例，例如機翼翼肋(Wing rib)、腹板或桁條、翼板或蒙皮、機身框架、地板梁或艙壁(bulkhead)、甚至起落架梁(landing gear beam)或者上述各種飛機部件的各種組合。
已知不同的人工時效處理導致不同的回火狀態(tài)，從而導致不同的強度和包括耐腐蝕性與斷裂韌性的其它性能。7XXX系列合金最經(jīng)常在諸如“峰值”強度(“T6型”)或“過時效”(“T7型”)回火狀態(tài)的人工時效條件下制造和銷售。美國專利4,863,528、4,832,758、4,477,292和5,108,520中的每一種均介紹了具有一定范圍的強度與性能組合的7XXX系列回火態(tài)合金。在此全部引入這些專利的所有內(nèi)容，作為參考。
本領域的專業(yè)人員周知的是對于給定的7XXX系列可鍛合金，峰值強度或者T6型回火狀態(tài)提供最高的強度值，但其同時具有較低的斷裂韌性和耐腐蝕性能。對于同樣的合金，也已知過時效程度最大的回火狀態(tài)，如典型的T73型回火狀態(tài)，能夠提供最高的斷裂韌性和耐腐蝕性，但其強度值明顯較低。因此，當制造給定的飛機部件時，部件設計者必須在上述兩個極端狀態(tài)之間選擇適當?shù)幕鼗鹨?guī)范，以滿足特定的應用場合?？梢栽阡X業(yè)協(xié)會的著名出版物-AluminumStandards and Data 2000現(xiàn)包括“T-XX”后綴的回火狀態(tài)的更全面的描述。
大多數(shù)的航空合金的加工均要求固溶熱處理(或“SHT”)，之后，進行淬火和隨后的人工時效，以獲得強度和其它性能。然而，尋求改善厚截面的性能需面對兩個自然現(xiàn)象。第一，隨著產(chǎn)品的形狀變厚，產(chǎn)品內(nèi)部截面經(jīng)歷的淬火速度自然降低。這種降低進而導致尺寸更厚的產(chǎn)品尤其是整個厚度的內(nèi)部區(qū)域的強度和斷裂韌性的損失。本領域的專業(yè)人員將這種現(xiàn)象稱之為“淬火敏感性”。第二，眾所周知，強度與斷裂韌性之間存在反向關系，因此，如果設計組成部件具有更高的強度，則它們的相對韌性就下降，反之亦然。
為了更好地了解本發(fā)明，在商用航空7XXX系列合金領域某些已證實的傾向值得注意。例如，鋁合金7050中，為了更好地控制晶粒結構，用Zr替代Cr作為彌散劑，并且使Cu和Zn含量高于老的7075合金。與老的7075合金相比，合金7050的淬火敏感性得到明顯改善(即降低)，從而使得7050鋁成為厚截面航空應用場合中的板材、擠壓件和/或鍛件的主要來源。對于強度-韌性要求更高的上機翼場合，稍稍提高7050鋁中Mg和Zn的組成最小量，便成為7050的一個鋁業(yè)協(xié)會注冊7150合金的變體。與老的7050合金相比，7150中Zn的最低含量由5.7wt.％增至5.9wt.％，Mg的最低含量由1.9wt.％增至2.0wt.％。
最終，開發(fā)出了一種更新的上機翼蒙皮合金。與合金7050或7150相比，所述合金7055部分地通過使用7.6-8.4wt.％的更高Zn含量，類似的Cu含量以及稍稍降低的Mg含量(1.8-2.3wt.％)，其壓縮屈服強度提高10％。
過去為了獲得更高強度(通過增加合金組分和組成優(yōu)化)所進行的努力不得不被金屬雜質(zhì)的增加和為了改善韌性與疲勞壽命通過熱機械處理(“TMP”)進行的顯微結構控制所抵消。美國專利5,865,911報告7XXX系列合金板材在強度相當?shù)臈l件下，其韌性得到顯著提高。然而，據(jù)認為，較厚尺寸的該合金的淬火敏感性會引起其它性能顯著劣化。
鋁業(yè)協(xié)會注冊的合金7040要求主要合金組元的含量范圍如下5.7-6.7wt.％Zn，1.7-2.4wt.％Mg和1.5-2.3wt.％Cu。相關文獻，即Shahani等的文章“High Strength 7XXX Alloys For Ultra-ThickAerospace PlateOptimization of Alloy Composition”PROC.ICAA6，1998年，第2卷，第105-1110頁)和美國專利6027582指出7040的開發(fā)者為了改善強度和其它性能，尋求在合金元素之間建立優(yōu)化平衡，同時避免合金元素的過量添加，以便將淬火敏感性降至最低。盡管較厚尺寸的合金7040聲稱其某些性能比7050高，但是這些提高仍不能滿足更新的商用飛機設計者的要求。
本發(fā)明在幾個關鍵方面與目前用于航空領域的商品合金不同。鋁業(yè)協(xié)會給出了幾種目前商用7XXX航空合金的主要合金元素，具體如下
*未列出的雜質(zhì)包括在每種為0.05％；總量為0.15％。
注意合金7075，7050，7010和7040鋁以厚和薄(最多2英寸)兩種規(guī)格應用于航空工業(yè)中；其它(7150和7055)一般只提供薄尺寸規(guī)格。與這些商品合金不同，本發(fā)明中的一種優(yōu)選合金含有約6.9-8.5wt.％Zn，1.2-1.7wt.％Mg和1.3-2wt.％Cu，0.05-0.15wt.％Zr，余者基本是鋁、附帶元素和雜質(zhì)。
本發(fā)明采用新的7XXX系列鋁合金解決前述目前存在的問題，該新型鋁合金在尺寸較厚時，其淬火敏感性明顯降低，從而能提供比迄今的可能結果顯著高的強度和斷裂韌性。與上述商品7XXX航空合金相比，本發(fā)明的合金中的鋅(Zn)含量較高，而銅(Cu)和鎂(Mg)含量較低。對于本發(fā)明，Cu+Mg的總量通常低于約3.5％，優(yōu)選低于約3.3％。當對上述組合物進行下面將更為詳細介紹的優(yōu)選3階段時效處理時，發(fā)現(xiàn)所獲得的厚可鍛產(chǎn)品形式(板材、擠壓件或鍛件)具有非常理想的強度、斷裂韌性與疲勞性能的組合，同時，尤其是在大氣環(huán)境、海邊試驗條件下，還具有優(yōu)異的應力腐蝕開裂(SCC)抗力。
采用三步驟或三階段對7XXX Al合金進行時效的現(xiàn)有技術實施例已為人所知。代表性的是美國專利3,856,584，4,477,292，4,832,758，4,863,528和5,108,520。許多上述現(xiàn)有處理工藝的第一個步驟/階段典型地在約250°F下進行。本發(fā)明合金組合物的優(yōu)選第一個步驟的時效溫度是約150-275°F，優(yōu)選約200-275°F，并且更優(yōu)選從約225或230°F至約250或260°F。所述第一個步驟或階段可以包括兩種溫度，例如225°F持續(xù)約4小時，再加上250°F約6小時，這兩種溫度都僅僅算作“第一階段”，即在下述第二個階段(例如，約300°F)之前的階段。最優(yōu)選地，本發(fā)明的第一個時效步驟在約250°F下進行至少約2小時，優(yōu)選約6-12小時，有時長達18小時或更長。然而，應該注意的是依據(jù)部件尺寸(即厚度)和形狀復雜性，再結合可使用的設備的升溫溫度(即較慢的加熱速度)的程度和對這些合金較短的保溫時間，較短的保溫時間可能就已滿足要求。
在某些現(xiàn)有技術的3步驟人工時效實踐中，優(yōu)選的第二個步驟的實施溫度高于約350或360°F或者更高，之后，在約250°F進行第三個步驟，與其第一個步驟類似。相反，本發(fā)明的優(yōu)選第二個時效步驟不同，其在低的多的溫度，即約低40-50°F的溫度下進行。對于此處指定的7XXX合金組合物的3階段時效方法的優(yōu)選實施方案，三個階段或步驟中的第二個應該在約290或300°F至約330或335°F進行。更具體地，第二個時效步驟或階段應該在約305-325°F下進行，第二個時效步驟的更優(yōu)選溫度范圍為約310-320或325°F。第二個處理步驟的優(yōu)選暴露時間與使用的溫度成反比。例如，如果基本在310°F或者非常接近該溫度下進行，則總曝露時間為約6-18小時就已足夠。更優(yōu)選地，第二個階段的時效在所述工作溫度下進行的總小時數(shù)為約8或10至15小時。在約320°F的溫度下，第二個步驟的總時間可以為約6-10小時，其中，優(yōu)選為約7或8至10或11小時。優(yōu)選的目標性能也與第二個步驟的時效時間和溫度的選擇有關。最突出的是，在給定溫度下處理時間較短有利于獲得較高的強度，而暴露時間延長則有利于獲得更好的耐腐蝕性能。
前述第二個階段的時效之后，是在更低溫度下進行的第三個時效階段。對于較厚工件實施第三個步驟時，除非極為小心地密切配合第二個階段的溫度和總的時間長度，否則應該優(yōu)選不要從第二個階段緩慢降溫至第三個階段，以避免在較高(第二個階段)溫度下暴露時間過長。在第二個階段與第三個時效階段之間，可以有目的地將本發(fā)明的金屬產(chǎn)品從加熱爐內(nèi)取出，并且采用風扇等快速冷卻至約250°F或更低，或許甚至完全冷卻至室溫。在任何情況下，本發(fā)明的第三個時效階段的優(yōu)選暴露時間/溫度都與前述第一個階段的時間/溫度非常接近，即溫度為約150-275°F，優(yōu)選約200-275°F，更優(yōu)選從約225或230°F至約250或260°F。而且，盡管上述方法能夠改善所述新的一類7XXX合金的特殊性能，尤其是SCC抗力，但是，應該了解對其它的7XXX合金，包括(不限于此)7X50合金(7050或7150鋁)，7010和7040鋁實施同樣的3階段時效方法，也可以實現(xiàn)各種性能的提高的類似組合。
對于更新、更大的飛機，制造商強烈要求厚截面的鋁合金產(chǎn)品，其壓縮屈服強度比現(xiàn)有合金7050，7010和/或7040鋁常規(guī)獲得的結果高約10-15％。為了響應這一要求，本發(fā)明的7XXX型合金滿足上述的屈服強度指標，同時又令人驚奇地擁有具有吸引力的斷裂韌性。此外，當采用本文規(guī)定的優(yōu)選三階段人工時效工藝進行時效時，該合金表現(xiàn)出優(yōu)異的應力腐蝕開裂抗力。在實驗室規(guī)模下，對六英寸厚的該合金板材試樣進行了3.5％鹽液交替浸泡(或“AI”)的應力腐蝕開裂(SCC)試驗。根據(jù)這些試驗，為了滿足一個主要的噴氣機制造商目前規(guī)定的T76回火狀態(tài)，厚金屬試樣必須在施加于短橫向(或“ST”)的25ksi最小應力作用下至少保持30天不開裂。所述較厚的金屬試樣也滿足了該噴氣機制造商的其它靜態(tài)和動態(tài)性能要求。
雖然本發(fā)明的厚合金試樣能夠甚至在35-45ksi更高的應力水平下滿足實驗室交替浸泡(AI)SCC試驗的初始沖擊，但是，如果采用目前已知的兩階段回火工藝進行人工時效，則當它們首次暴露在海邊SCC試驗條件下時，會發(fā)生某些意料之外的腐蝕失效，有些甚至會在25ksi應力水平下發(fā)生。這種情況甚至令人吃驚，因為歷史上實驗室加速的AI SCC試驗與海邊和工業(yè)大氣環(huán)境試驗的相關性很好。在所述工業(yè)試驗條件下，采用本發(fā)明此處述及的3階段工藝時效的本發(fā)明合金試樣，在25和35ksi應力水平下，海邊暴露11個月之后也未發(fā)生失效。盡管飛機制造商的下一代飛機的規(guī)范中未特意要求大氣環(huán)境下的SCC性能，但是，對于關鍵的航空用途如噴氣機翼箱的翼梁和翼肋，仍然認為這一指標很重要。因此，雖然采用兩階段時效的產(chǎn)品就已足夠滿足要求，但是本發(fā)明的實踐優(yōu)選此處述及的三階段人工時效。
改善某些7XXX合金的SCC抗力的一個公知“解決辦法”一直是對材料進行過時效，但典型地這是在強度下降的折衷條件下實現(xiàn)的。對于整體機翼翼梁，這類強度折衷是不希望的，因為厚的機加工部件仍然必須滿足相當高的壓縮屈服強度標準。因此，顯然需要發(fā)展一種人工時效工藝，該工藝不會過度犧牲高性能的7XXX鋁合金的強度性能，而同時又能改善其耐腐蝕性。特別是，理想的是發(fā)展一種時效方法，該方法能夠?qū)⑦@些合金的海邊SCC性能提高至更好水平，同時又不損害強度和/或其它性能組合。本發(fā)明的上述三階段時效方法滿足這一需要。
本發(fā)明的一個重要方面集中在一種新開發(fā)的鋁合金上，該合金在尺寸較厚，即厚度大于約2英寸，更優(yōu)選為約4-8英寸或更大時，其淬火敏感性顯著降低。所述合金的廣義組成分類基本為約6wt.％至約9，9.5或10wt.％Zn；約1.2或1.3wt.％至約1.68，1.7或者甚至1.9wt.％Mg；約1.2，1.3或1.4wt.％至約1.9或者甚至2.2wt.％Cu；其中，％Mg≤(％Cu+0.3(最大值))；一種或多種下述元素最多約0.3或0.4wt.％Zr，最多約0.4wt.％Sc和最多約0.3wt.％Hf，余者主要是鋁以及附帶元素和雜質(zhì)。除非比如對“存在量”另有說明，否則，表述“最多”在代表一種元素的量時，其意味著該元素組成是任選的，并且包括該特定組成組元的零含量。除非另有說明，否則，所有的組成百分數(shù)均為重量百分比(wt.％)。
此處使用的術語“基本沒有”意味著組成中未有意添加所述合金元素，但是，由于雜質(zhì)和/或與制造裝備接觸時的浸濾析出，仍然會有微量的這類元素進入最終合金產(chǎn)品中。然而，應該了解的是本發(fā)明的范圍不應該/不能夠僅僅因為添加任何一種或幾種這類元素而被避開，因為這類元素的量不會影響此處要求并獲得的性能組合。
當提到任何數(shù)值的數(shù)字范圍時，應該了解所述范圍包括位于所聲稱范圍的最小值與最大值之間的每一個數(shù)字和/或分數(shù)。例如，約6-10wt.％Zn這一范圍清楚地包括所有中間值，如約6.1，6.2，6.3和6.5％，從頭到尾直至并且包括9.5，9.7和9.9％Zn。這同樣適用于此處列出的每種其它數(shù)字性能、熱處理工藝(如溫度)和/或元素范圍。最大值或“最大”指的是元素、時間和/或其它性能的所有數(shù)值均不超過所述數(shù)值，如最大值0.04wt.％Cr；最小值或“最小”指的是所有數(shù)值均大于所述最小值。
術語“附帶元素”可以包括數(shù)量較少的Ti，B以及其它元素。例如，鈦和硼或碳一起作為鑄造助劑，起控制晶粒作用。此處本發(fā)明可以包含最多約0.06wt.％Ti或者約0.01-0.06wt.％Ti，以及，任選地，最多約0.001或0.03wt.％Ca，約0.03wt.％Sr和/或約0.002wt.％Be作為附帶元素。只要所述合金保持此處提出的理想性能，包括降低的淬火敏感性和改善的性能組合，在不偏離本發(fā)明的范圍的前提下，可以存在相當量的附帶元素，并且，可以由附帶元素本身提供要求的或者其它的特性。
所述合金可以進一步含有數(shù)量較少、優(yōu)選程度較低的其它元素。優(yōu)選避免存在鉻，即其含量保持在或低于約0.1wt.％Cr。但是，對于本發(fā)明合金的一種或多種特定應用而言極少量的Cr或許有利，這是可能的。目前優(yōu)選的實施方案中Cr保持低于約0.05wt.％。錳也有意地保持低含量，總含量低于約0.2或0.3wt.％Mn，并且優(yōu)選不高于約0.05或0.1wt.％Mn。而且，對于本發(fā)明的合金而言，可能存在一個或多個特定應用場合，這時，Mn的有意添加可能起有利作用。
對于所述合金，可以加入少量的鈣，其主要作為良好的脫氧劑在熔煉金屬階段添加。最多約0.03wt.％，或者更優(yōu)選約0.001-0.008wt.％(或10-80ppm)的Ca添加量也有助于防止由上述組成形成的大鑄錠發(fā)生不可預見的開裂。對于用于鍛件和/或擠壓件的園坯料，開裂不很關鍵，這時，不需要添加Ca，或者可以添加更少量的Ca。出于同樣目的，可以采用鍶(Sr)作為上述Ca的替代元素，或者與前述Ca量一起使用。傳統(tǒng)上，鈹(Be)添加元素起脫氧劑/鑄錠開裂抑制劑的作用。但是，出于環(huán)境、健康和安全方面的原因，本發(fā)明更優(yōu)選的實施方案基本不含Be。
應保持鐵和硅的含量相當?shù)?，例如，F(xiàn)e含量不高于約0.04或0.05wt.％，Si含量不超過約0.02或0.03wt.％或者更低。無論如何，可以想象的是這兩種雜質(zhì)的含量稍高，最多約0.08wt.％Fe和最多約0.06wt.％Si，都是可以容許的，只是此處不是很優(yōu)選。甚至更不優(yōu)選但卻容許的是本發(fā)明的合金中可以存在約0.15wt.％Fe和高達約0.12wt.％Si。對于本發(fā)明中的模板實施方案，甚至更高的含量，最多約0.25wt.％Fe和約0.25wt.％Si或更低都是容許的。
正如在7XXX系列航空合金領域所知道的那樣，在凝固期間鐵能夠束縛銅。因此，在本公開中需要反復說明的是，“有效Cu”含量指的是未被存在的鐵束縛的銅含量，或者再次聲明，是實際能夠固溶和合金化的銅含量。因此，在某些情況下，可能有利的是，考慮本發(fā)明中存在的Cu和/或Mg的有效含量，然后對其中測得的Cu和/或Mg的實際含量范圍進行相應調(diào)整(或增加)，從而對應于存在并且可能與Cu和Mg或者二者之一作用的Fe和/或Si的含量。例如，將容許的優(yōu)選Fe含量由約0.04或0.05wt％提高至約0.1％(最大值)，能夠有利于提高實際可檢測的Cu的最小值和最大值(其給定值為約0.13wt％)。錳以和銅類似的方式與存在的鐵作用。類似地，對于鎂，已知在7XXX系列合金凝固期間硅束縛鎂。因此，可能有利的是本公開中的Mg含量指的是“有效Mg”，它是未被Si束縛，因此是能夠在7XXX合金固溶處理使用的溫度下發(fā)生溶解的Mg含量。與上述實際調(diào)整的Cu含量范圍類似，將優(yōu)選的最大容許Si含量由約0.02wt％提高至約0.08或者甚至0.1或0.12％，能夠?qū)е聦Ρ景l(fā)明合金中存在的容許/可檢測Mg含量(最大值和最小值)向上作類似調(diào)整，也許調(diào)高至約0.1-0.15wt％。
根據(jù)本發(fā)明的一種指定窄組成含有約6.4或6.9至8.5或9wt％Zn，約1.2或1.3至1.65或1.68wt％Mg，約1.2或1.3至1.8或1.85wt％Cu和約0.05至0.15wt％Zr。任選地，所述后面的組成可以含有最多0.03，0.04或0.06wt％Ti，最多約0.4wt％Sc和最多約0.008wt％Ca。
本發(fā)明的指定范圍更窄、目前優(yōu)選的組成范圍含有約6.9或7至約8.5wt％Zn，約1.3或1.4至約1.6或1.7wt％Mg，約1.4至約1.9wt％Cu和約0.08至0.15或0.16wt％Zr。％Mg不超過(％Cu+0.3)，任選不超過(％Cu+0.2)，或者不超過(％Cu+0.1)更好。前述的優(yōu)選實施方案中，將Fe和Si含量保持在相當?shù)偷乃?，每種元素含量等于或低于約0.04或0.05wt％。一種優(yōu)選組成含有約7至8wt％Zn，約1.3至1.68wt％Mg以及約1.4至1.8wt％Cu，其中，甚至更優(yōu)選wt％Mg wt％Cu，或者Mg＜Cu更好。也優(yōu)選本發(fā)明的鎂和銅組合使用時，它們的總含量不超過約3.5wt％，更優(yōu)選wt％Mg+wt％Cu不超過約3.3。
本發(fā)明的合金可以大體上采用包括熔煉和直接冷硬(DC)鑄造成鑄錠的傳統(tǒng)工藝制備而成。也可以使用諸如含鈦和硼、或鈦和碳的傳統(tǒng)晶粒細化劑，這一點在本領域眾所周知。在經(jīng)過傳統(tǒng)的清理(如需要)和均勻化之后，對所屬鑄錠進一步處理，例如，熱軋成板材或者擠壓或鍛造成特定形狀的截面。一般地，厚截面指的是橫截面尺寸大于2英寸，更典型地，為4，6，8或最大12英寸或者更大量級。對于約4-8英寸厚的板材，先進行固溶熱處理(SHT)和淬火，然后例如通過變形量最多約8％，比如約1-3％的拉伸和/或壓縮進行機械應力消除。然后，將所述熱處理后的板材，更通常是人工時效后的板材機加工成所要求的結構形狀，從而獲得部件，例如整體機翼翼梁的要求形狀。在通過擠壓和/或鍛造加工步驟制造厚截面產(chǎn)品時，也要進行類似的SHT、淬火、通常進行的應力消除操作和人工時效。
在所有的厚度范圍均要求良好的性能組合，但是，這一點在大厚度范圍尤其有用，在這種情況下，通常隨著厚度增加，產(chǎn)品的淬火敏感性也增加。因此，本發(fā)明的合金對于例如厚度大于2-3英寸，最多至12英寸或更大的厚尺寸部件特別有用。
附圖描述圖1是典型的飛機翼箱結構的橫截面視圖，該結構包括具有傳統(tǒng)的三片組合設計的前翼梁和后翼梁；圖2示出了兩條計算的冷卻曲線，它們近似的是工廠制造的6英寸和8英寸厚板在噴水淬火條件下中面的冷卻速度，在這兩條曲線上方，疊加了模擬6英寸和8英寸厚板冷卻速度的兩條試驗冷卻曲線；圖3示出了本發(fā)明的精選合金以及其它合金的縱向屈服強度TYS(L)與縱向斷裂韌性Kq(L-T)的關系，所述其它合金包括7150和7055型比較或“對照”合金，所有結果均基于對6英寸厚板、擠壓件或鍛件中面(或“T/2”)淬火速度的模擬；圖4與圖3類似，它示出了本發(fā)明的精選合金以及包括7150和7055的其它對照合金的縱向屈服強度TYS(L)與斷裂韌性Kq(L-T)的交匯圖，所有結果均基于對8英寸厚板、擠壓件或鍛件中面淬火速度的模擬；圖5示出了Zn含量對淬火敏感性的影響，這用在6英寸厚板淬火模擬中代表TYS變化的方向箭頭表示；圖6示出了Zn含量對淬火敏感性的影響，這用在8英寸厚板淬火模擬中代表TYS變化的方向箭頭表示；圖7示出了在大規(guī)模生產(chǎn)的6英寸本發(fā)明合金厚板的1/4平面(T/4)處的TYS(L)與平面應變斷裂韌性KIC(L-T)值之間的關系，圖中畫出的普遍外推的最小值線(M-M)用于與7050和7040鋁的文獻報道值進行比較；圖8示出了作為淬火敏感性指數(shù)的截面厚度對TYS值的影響，所用合金是大規(guī)模生產(chǎn)的本發(fā)明的模鍛比較研究合金與7050鋁；圖9是本發(fā)明合金的6英寸厚板試樣在采用已知的2階段時效方法與下面將概括的優(yōu)選3階段時效工藝進行時效處理之后，縱向TYS(單位ksi)與導電性EC(單位％IACS)之間關系的比較。該圖最突出的特點是3階段時效的試樣與其2階段時效的試樣相比，可觀察到在相同的EC水平下，強度令人吃驚地顯著增加，或者在同樣的強度水平下，EC值的顯著增加。在每種情形下，均是在225°F，250°F或者在所述兩種溫度下進行第一個階段的時效，之后，在約310°F下進行第二個階段的時效；圖10示出了在各種短橫向(ST)應力水平下，一種優(yōu)選合金組合物經(jīng)過2階段與3階段時效后的海邊SCC性能，對數(shù)據(jù)的直觀總結在下面的表9中給出；圖11示出了在各種短橫向(ST)應力水平下，第二種優(yōu)選合金組合物經(jīng)過2階段與3階段時效后的海邊SCC性能，對數(shù)據(jù)的直觀總結在下面的表10中給出；圖12繪出了本發(fā)明的各種尺寸的板材試樣在L-T方向上的開孔疲勞壽命，圖中還畫出了95％置信度的S/N帶(點劃線)和普遍外推的優(yōu)選最小值性能(實線A-A)，并且與一個噴氣機制造商對7040/7050-T7451和7010/7050-T7451板材產(chǎn)品的規(guī)定值(雖然在不同的(T-L)方向)進行了比較；圖13繪出了本發(fā)明的各種尺寸的鍛造件在L-T方向上的開孔疲勞壽命，圖中還畫出了平均值曲線(點劃線)和普遍外推的優(yōu)選最小值性能(實線B-B)；以及圖14繪出了本發(fā)明的各種尺寸的板材和鍛件在L-T和T-L方向上的疲勞裂紋擴展(FCG)速率曲線，圖中還畫出了普遍外推的FCG優(yōu)選最大值曲線(實線C-C)，并且與圖12的一個噴氣機制造商規(guī)定的相同尺寸范圍7040/7050-T7451商品板材在同樣(L-T和T-L)方向上的FCG曲線進行了比較。
優(yōu)選實施方案對于飛機結構產(chǎn)品以及其它非飛機結構用途的厚板材、擠壓或鍛件而言，重要的機械性能包括強度，這包括作為上機翼蒙皮時的壓縮強度和作為下機翼蒙皮時的拉伸強度。重要的性能還有斷裂韌性(包括平面應變和平面應力)，以及耐腐蝕性能如耐剝蝕性和應力腐蝕開裂抗力，和疲勞壽命(包括平滑的和開孔疲勞壽命(S/N)以及疲勞裂紋生長(FCG)抗力)。
如上所述，可以由已進行固溶熱處理、淬火、機械應力消除(如需要)和人工時效的厚板材或其它擠壓或鍛造產(chǎn)品加工出整體機翼翼梁、翼肋、腹板以及帶有整體桁條的機翼蒙皮板。對最終的結構部件本身進行固溶熱處理和快速淬火并不總是可行的，因為淬火時的快速冷卻可能會誘發(fā)殘余應力并導致尺寸扭曲。這種淬火誘發(fā)的殘余應力還會引起應力腐蝕開裂。同樣，快速淬火引起的尺寸扭曲可能需要進行再加工，以便將因扭曲導致標準裝配變得不切實際的困難的部件拉直。可以通過本發(fā)明制造的其它代表性航空部件/產(chǎn)品包括，但不限于此商用噴氣飛機的大機架和機身艙壁、較小的區(qū)域性噴氣機的上、下機翼蒙皮的拱出板、各種噴氣飛機的起落架和地板梁，甚至戰(zhàn)斗機的壁艙、機身組件和機翼蒙皮。此外，本發(fā)明的合金可以制造成飛機中目前采用合金7050或7010鋁制造的各種各樣的小鍛件和其它拱出結構。
盡管薄截面尺寸時更容易獲得更好的機械性能(因為這種部件的冷卻速度更快，能夠阻止合金元素發(fā)生不希望的析出)，但是，快速淬火會引起過量的淬火扭曲。實際上，可以將這種部件加以機械拉直和/或展平，同時對它們實施殘余應力消除工藝，之后，再對這些部件進行人工時效。
如上所述，在對厚截面部件進行固溶熱處理和淬火時，鋁合金的淬火敏感性很重要。在固溶熱處理之后，理想的是將材料快速冷卻，以使各種合金元素保持固溶態(tài)，而不是像慢速冷卻那樣，合金元素由固溶體中析出形成粗大的析出相。后者的出現(xiàn)會產(chǎn)生粗大的析出相，并導致機械性能下降。在具有厚截面的產(chǎn)品中，即最大厚度超過2英寸，更具體地，為約4-8英寸厚或更厚，作用于此類工件(板材、鍛件或擠壓件)的外表面上的淬火介質(zhì)不能從材料的內(nèi)部包括中心(或中面(T/2))區(qū)或1/4平面(T/4)區(qū)將熱量有效帶走。其原因與距表面的實際距離有關，因為熱量通過傳導從金屬中排出，而這種傳導與距離有關。在薄截面的產(chǎn)品中，中面處的淬火速度自然比厚截面產(chǎn)品的淬火速度高。因此，尺寸較薄的部件中合金的總體淬火敏感性能通常不像尺寸較厚的部件那樣重要，至少從強度和韌性的角度看如此。
本發(fā)明主要集中在提高厚尺寸，即大于約1.5英寸的7XXX系列鋁合金的強度-韌性。本發(fā)明的合金的低淬火敏感性極為重要。尺寸較厚時，淬火敏感性越低，則(尤其是在所述厚工件的冷卻速度更慢的中面和1/4平面區(qū))材料保持合金元素處于固溶態(tài)的能力越高(從而當由SHT溫度緩慢冷卻時，能夠避免不利的析出相、粗大相等形成)。本發(fā)明通過提供一種仔細控制的合金組成達到了所要求的降低淬火敏感性的目標，所述仔細控制的合金組成允許對較厚的尺寸進行淬火，同時仍然能夠獲得較優(yōu)的強度-韌性以及耐腐蝕性能的組合。
為了說明本發(fā)明，直接冷硬(DC)鑄造出二十八根直徑11英寸的鑄錠，均勻化處理并擠壓成1.25×4英寸寬的矩形棒。對這些棒材全部進行固溶熱處理，之后，以不同的速度進行淬火，以便模擬薄截面的冷卻條件以及近似6英寸和8英寸厚的工件中面處的冷卻條件。然后，對這些矩形試棒進行變形量約1.5％的冷拉伸，以便消除殘余應力。所研究的合金組成在下面的表2中列出，其中，Zn含量由約6.0wt.％至稍高于11.0wt.％。對于這些同樣的試樣，Cu和Mg的含量均為約1.5-2.3wt.％。
對于除對照合金之外的所有合金目標值Si＝0.03，F(xiàn)e＝0.05，Zr＝0.12，Ti＝0.025對于7150對照合金(試樣#27)目標值Si＝0.05，F(xiàn)e＝0.10，Zr＝0.12，Ti＝0.025對于7055對照合金(試樣#28)目標值Si＝0.07，F(xiàn)e＝0.11，Zr＝0.12，Ti＝0.025探討了不同的淬火方法，以在1.25英寸厚的擠壓棒的中面處獲得一種冷卻速度，該速度模擬的是大規(guī)模生產(chǎn)中用75°F水噴水淬火的6英寸厚板材中面處的冷卻速度。第二套數(shù)據(jù)涉及在同樣環(huán)境下模擬與8英寸厚板對應的棒材的冷卻速度。
上述的淬火模擬包括通過同時采取三種已知淬火工藝對擠壓棒進行浸沒淬火，來調(diào)整淬火介質(zhì)以及部件表面的傳熱特性，所述三種已知淬火工藝是(i)確定的溫水溫度淬火；(ii)用CO2氣體對所述水進行飽和處理；以及(iii)對所述棒材進行化學處理，以產(chǎn)生光亮的腐蝕表面光潔度，從而降低表面?zhèn)鳠帷?br> 為了模擬6英寸厚板的冷卻狀況，用于浸沒淬火的水溫應保持在約180°F；而且，CO2在水中的溶解度保持在約0.20 LAN(CO2溶解濃度的一種量度，LAN＝CO2的標準體積/水體積)。而且，經(jīng)過化學處理，試樣表面具有標準的光亮的腐蝕表面。
為了模擬8英寸厚板的冷卻狀況，水溫升至約190°F，而CO2溶解度讀數(shù)為約0.17-0.20 LAN。與上述6英寸試樣類似，對該較厚的板材進行化學處理，使其具有標準的光亮腐蝕表面光潔度。
采用嵌入每個棒材試樣中面的熱電偶測量冷卻速度。作為基準參考，按附圖2繪出了兩條計算的冷卻曲線，它們近似的是工廠制造的6英寸和8英寸厚板在噴水淬火條件下中面的冷卻速度。在這兩條曲線上方，添加了兩組曲線，下面一組(按溫度標度)代表6英寸厚板中面處的模擬冷卻速度曲線；上面一組代表8英寸厚板中面處的模擬冷卻速度曲線。所述模擬的冷卻速度與工廠制造的板材在高于約500°F的重要溫度范圍時的冷卻速度非常相似，盡管試驗材料的模擬冷卻曲線與工廠制造的板材在500°F以下時不同，但這一點被認為不重要。
在固溶熱處理和淬火之后，采用多種時效時間研究人工時效特性，以獲得容許的導電性(“EC”)和耐剝蝕性(“EXCO”)結果。本發(fā)明合金實施的第一種二階段時效工藝為緩慢加熱(約用5-6小時)至約250°F，在約250°F下保溫4-6小時，之后，在約320°F下第二個步驟的時效，時間在約4-36小時的范圍內(nèi)變化。
然后，收集各試樣的拉伸和緊湊拉伸平面應變斷裂韌性實驗數(shù)據(jù)，所述各試樣具有不同的要求的最小時效時間，以獲得可接受的耐剝蝕性能的一種直觀EXCO等級-EB或者更好(EA或者只有麻點)，以及導電性EC的最小值等于或大于約36％IACS(國際退火銅標準)，其中，導電性數(shù)據(jù)用于表示必要的過時效程度，并且為耐腐蝕性能的提高提供某些指示，這一點已為本領域所周知。所有的拉伸試驗均根據(jù)ASTM規(guī)范E8進行，而且，所有的平面應變斷裂韌性均依據(jù)ASTM規(guī)范E399測定，所述各規(guī)范在本領域眾所周知。
圖3繪出了表2合金試樣的強度-韌性結果，其中，為模擬6英寸厚產(chǎn)品，所述合金試樣從其SHT溫度緩慢淬火。一類組合物與圖中的其它組合物明顯不同，它們是試樣號1，6，11和18(圖3的上部)。所有這些試樣號都表現(xiàn)出非常高的斷裂韌性，同時又具有高的強度。令人驚奇地，所有這些試樣合金的組成均位于我們的組成選擇范圍的低Cu和低Mg端，即約1.5wt.％Mg和1.5wt.％Cu，而它們的Zn含量為約6.0-9.5wt.％。這些性能改善的合金的具體Zn含量的測量結果為試樣#16wt.％Zn，試樣#67.6wt.％Zn，試樣#118.7wt.％Zn，試樣#189.4wt.％Zn。
當前述合金性能與采用同樣方式(包括回火)處理的兩種“對照”合金7150鋁(前述試樣#27)和7055(試樣#28)進行比較時，也會看到強度和韌性的明顯改善。圖3中，采用點劃線將后面這兩種對照合金的數(shù)據(jù)點連接起來，以展示出它們的“強度-韌性性能趨勢”，可以看到較高的強度伴隨較低的韌性。注意圖3中對照合金7150和7055的數(shù)據(jù)點連線明顯比上述本發(fā)明合金試樣1，6，11和18的數(shù)據(jù)點低。
圖3中也包括了含有約1.9wt.％Mg和2.0wt.％Cu，但Zn含量不同的合金的結果，其中，所述合金中的Zn含量分別為6.8wt.％(試樣#5)，8.2wt.％(試樣#10)，9.0wt.％(試樣#17)和10.2wt.％(試樣#26)。這些結果再次以圖示形式表明與具有相應的總Zn含量但含有1.5wt.％Mg和1.5wt.％Cu的合金相比，這些合金的韌性降低。而且，盡管所述Mg和Cu含量較高的厚尺寸合金產(chǎn)品的強度-韌性性能與7150和7055對照合金(點劃趨勢線)類似或者在有限程度上更好，但是，這種結果清楚地證實當Cu和Mg的含量中度增加(1)高于本發(fā)明合金的Cu和Mg的含量，以及(2)接近許多目前商品合金的Cu/Mg含量時，會出現(xiàn)強度與韌性的明顯下降。
附圖4中繪制出了一組類似結果，其淬火條件甚至比上面圖3展示和描述的更慢。圖4的淬火條件與8英寸厚板的中面處的冷卻條件大致接近。圖4進行甚至更慢的淬火模擬為的是代表更厚的板材產(chǎn)品。由圖4所述數(shù)據(jù)可以得出與圖3類似的結論。
因此，與過去的知識不同，當Cu和Mg含量處于目前商品航空合金迄今使用的某種最低水平時，獲得了最高的強度-韌性性能。相應地，所述性能得到最優(yōu)化時的Zn含量比7050，7010或7040鋁板材產(chǎn)品指定的含量高的多。
可以認為所觀察到的本發(fā)明合金厚截面產(chǎn)品的強度與韌性的改善的一個良好部分歸因于合金組元的特定組合。例如，附圖5中，隨著Zn含量增加，TYS強度值逐漸增加，即由試樣#1增至試樣#6，再增至試樣#11，并且均優(yōu)于現(xiàn)有的“對照合金”。因此，與過去的認識不同，如果按照此處所述對合金進行適當配制，則較高的Zn溶質(zhì)含量不一定增大淬火敏感性。相反，本發(fā)明較高的Zn含量實際已證明對厚截面工件的緩慢淬火條件有利。然而，當Zn含量甚至更高達9.4wt.％時，強度可能下降。因此，試樣#18(含有9.42wt.％Zn)的TYS強度低于圖5中其它的Zn含量較低的本發(fā)明合金。
在附圖6中給出了為模擬8英寸厚度，甚至更慢的淬火條件。由該圖數(shù)據(jù)可以看出甚至Zn含量為8.7wt.％時，淬火敏感性仍增大，如試樣#11的TYS強度值低于總Zn含量為7.6wt.％的試樣#6。對照合金7150(試樣#27)和7055(試樣#28)在所述附圖的TYS強度軸上的相對位置也證實了這種高溶質(zhì)含量對淬火敏感性的影響。其中，在低淬火條件下(圖5)，7055的強度比7150高，但在甚至更低的淬火條件下(圖6)，相對比例關系相反。
上面試樣#7的性能也值得關注。根據(jù)表2，該試樣含有1.59wt％Cu，2.30wt％Mg和7.70wt％Zn(因此，Mg含量超過Cu含量)。由圖3，該試樣具有約73ksi的高TYS強度，但是其斷裂韌性KQ(L-T)較低，約23ksi in1/2。比較而言，試樣#6含有7.56wt％Zn，1.57wt％Cu和1.51wt％Mg(Mg＜Cu)，其在圖3中表現(xiàn)出比75ksi高的TYS強度和約34ksi in1/2的高斷裂韌性(實際上韌性提高48％)。這一比較數(shù)據(jù)表明了如下重要性(1)保持Mg含量等于或低于約1.68或1.7wt.％，以及(2)保持所述Mg含量低與或等于Cu含量+0.3wt.％，并且更優(yōu)選比Cu含量低，或者至少不高于本發(fā)明合金的Cu含量。
理想的是本發(fā)明的合金的斷裂韌性(KQ)和強度(TYS)性能達到最佳和/或平衡。將表2的組成與圖3中示出的相應斷裂韌性和強度值進行比較，可以更好地看到和感受到處于本發(fā)明的組成范圍內(nèi)的合金試樣能夠達到這種平衡。具體地，#1，#6，11#和18#試樣均具有超過約34ksi in1/2的斷裂韌性值KQ(L-T)和大于約69ksi的TYS；或者這些試樣均具有高于約29ksi in1/2的斷裂韌性和約75ksi或更高的高TYS值。
Zn含量的上限似乎對于達到韌性與強度性能的適當平衡很重要。Zn含量高于約11.0wt.％的試樣，例如試樣#24(11.08wt.％Zn)和#22(11.38wt.％Zn)，未能達到上述本發(fā)明合金提出的強度與斷裂韌性的最小組合。
因此，本文優(yōu)選的合金組成能夠在厚航空結構中提供高的破損容限，因為它具有較高的斷裂韌性與屈服強度性能組合。關于此處述及的某些性能值，應該注意的是KQ值是平面應變斷裂韌性試驗的結果，該試驗不遵守目前的有效性判據(jù)-ASTM標準E399。在目前獲得KQ值的試驗中，未精確遵循的有效性判據(jù)是(1)PMAX/PQ＜1.1(主要判據(jù))，和(2)B(厚度)＞2.5(KQ/σYS)2(偶爾判據(jù))，其中，KQ，σYS，PMAX和PQ根據(jù)ASTM標準E399-90確定。這些差異是本發(fā)明合金觀察到具有高斷裂韌性的結果。為了獲得有效平面應變KIC結果，過去本來會要求采用比擠壓棒(1.25英寸厚×4英寸寬)更厚更寬的試樣。一般認為有效KIC是一種與試樣尺寸和形狀相對無關的材料性能。另一方面，KQ在最嚴格的學術意義上可能不是一種真實的材料性能，因為它可能隨試樣尺寸和幾何形狀而變。然而，尺寸比要求值更小的試樣的典型KQ值與KIC相比過低。換言之，與滿足ASTM標準E399-90中的與試樣尺寸相關的有效性判據(jù)的標準KIC相比，斷裂韌性(KQ)的報告值一般比獲得的標準KIC值低。本文依據(jù)ASTM E399使用緊湊拉伸試樣(其厚度B是1.25英寸，寬度依據(jù)不同試樣在2.5-3.0英寸之間變化)獲得KQ值。將試樣疲勞預開裂至1.2-1.5英寸的裂紋長度A(A/W＝0.45-0.5)。下面將討論的工廠實驗材料的試驗的確滿足ASTM標準E399中關于KIC的有效性判據(jù)，該實驗使用的緊湊拉伸試樣的厚度B＝2.0英寸，寬度w＝4.0英寸。這些試樣被疲勞預開裂至2.0英寸的裂紋長度(A/w＝0.5)。所有不同合金組成之間的比較數(shù)據(jù)均由尺寸相同且試驗條件類似的試樣的結果獲得。
實施例1工廠試驗-板材工廠試驗采用一種標準的全尺寸鑄錠進行，該鑄錠具有如下本發(fā)明合金組成7.35wt.％Zn，1.46wt.％Mg，1.64wt.％Cu，0.04wt.％Fe，0.02wt.％Si和0.11wt.％Zr。對所述鑄錠進行清理，在885-890°F下均勻化處理24小時，并且熱軋成6英寸厚的板材。然后，將軋制板材在885-890°F下固溶熱處理140分鐘，噴水淬火至室溫，并且進行變形量約1.5-3％的冷拉伸，以消除殘余應力。對由所述板材切制的型材進行兩階段時效處理，該時效處理包括6小時/250°F的第一階段時效，隨后，在320°F下進行第二階段時效，時間分別為6，8和11小時，上述三種時間在后面的表中分別表示為T1，T2和T3。下面的表3中給出了拉伸、斷裂韌性、交替浸沒SCC、EXCO和導電性試驗的結果。圖7示出了L-T平面應變斷裂韌性(KIC)與縱向拉伸屈服強度TYS(L)的交匯圖，所用兩種試樣均取自板材的1/4平面(T/4)處。通過所述代表性的第二階段時效時間的數(shù)據(jù)，確定強度-韌性的線性關系趨勢(直線T3-T2-T1)。還畫出了優(yōu)選的最小性能直線(M-M)。圖7中還包括了根據(jù)工業(yè)規(guī)范BMS7-323C制備的6英寸厚7050-T7451板的典型性能，以及按AMS D99AA規(guī)范草案(參考文獻PreliminaryMaterials Properties Handbook)的6英寸板材7040-T7451的典型值，這兩種規(guī)范在本領域均共知。由兩階段時效板材的該初步數(shù)據(jù)，本發(fā)明的合金組合物清楚地表現(xiàn)出比7050或7040合金板材好得多的強度-韌性組合。例如，與7050-T7451板材相比，本發(fā)明的兩階段時效的合金的TYS提高約11％(72ksi對64ksi)，而KIC相當，為35ksi in1/2。換句話說，在相同的TYS水平下，本發(fā)明獲得了顯著提高的KIC值。例如，與在66.6ksi同樣TYS(L)水平下的7040-T7451對等合金相比，所述板材產(chǎn)品的兩階段時效形式的KIC(L-T)韌性提高28％(32.3ksi in1/2對41ksi in1/2)。
實施例2工廠試驗-鍛造在工廠試驗中，使用兩種全尺寸生產(chǎn)的薄板材/板材鑄錠，對本發(fā)明的合金進行了模鍛評價，所述兩種鑄錠分別標記為COMP1和COMP2，它們的組成如下COMP 17.35wt.％Zn，1.46wt.％Mg，1.64wt.％Cu，0.11wt.％Zr，0.038wt.％Fe，0.022wt.％Si，0.02wt.％Ti；COMP 27.39wt.％Zn，1.48wt.％Mg，1.91wt.％Cu，0.11wt.％Zr，0.036wt.％Fe，0.024wt.％Si，0.02wt.％Ti.
作為對照，也對一種7050標準鑄錠進行了評價。所有上述鑄錠在885°F下均勻化處理24小時并切鋸成鍛造坯料。制備出一種閉式模鍛部件，來評價2英寸、3英寸和7英寸這三種不同厚度時的性能。對所述金屬實施的制造步驟包括采用手工鍛造進行預成型操作；之后，進行預鍛，以及，最后，采用35,000噸壓機進行終鍛操作。此處使用的鍛造溫度為約725-750°F。然后，所有鍛件在880-890°F下固溶熱處理6小時，淬火，并且進行變形量約1-5％的冷加工，以消除殘余應力。接下來，對所述部件實施T74型時效處理，以提高SCC性能。時效處理包括225°F保持8小時，隨后250°F保持8小時，然后，350°F保持8小時。附圖8中給出了在縱向、長橫向和短橫向進行的拉伸試驗的結果。在所有這三個方向，當厚度由2英寸增至7英寸時，本發(fā)明合金的拉伸屈服強度(TYS)值實際上保持不變。相反，當厚度由2英寸增至3英寸，再增至7英寸時，7050的規(guī)范時的TYS值下降，這與7050合金的已知性能一致。因此，圖8結果清楚地證明了本發(fā)明的低淬火敏感性，或者說，由所述合金制造的鍛件在大的厚度范圍展示出強度變化不敏感的能力這一優(yōu)點，與之相反，現(xiàn)有的7050合金鍛件在尺寸較厚時，其對比的強度性能下降。
本發(fā)明顯然與傳統(tǒng)7XXX系列合金的設計原則相反，該原則提出高強度要求高Mg含量。雖然對于7XXX鋁的薄截面件這可能仍然成立，而對于較厚的產(chǎn)品則不然，因為Mg含量較高實際上提高了淬火敏感性并降低了厚截面件的強度。
雖然本發(fā)明的主要焦點在能夠?qū)崿F(xiàn)按實際情況盡快淬火的厚截面產(chǎn)品，但是，本領域的專業(yè)人員將認識并且理解本發(fā)明另一個應用場合將是利用本發(fā)明的低淬火敏感性和對薄截面部件有意地使用低淬火速度，以降低淬火誘發(fā)的殘余應力，以及快速淬火帶來的扭曲的量/程度，但又不會過分犧牲強度或韌性。
本發(fā)明合金的的低淬火敏感性的另一個潛在應用場合是同時具有厚截面和薄截面的產(chǎn)品，如模鍛件和某些擠壓件。這些產(chǎn)品的厚橫截面區(qū)與薄橫截面區(qū)的屈服強度差異應該較小。這繼而應該能夠降低拉伸后出現(xiàn)彎曲或扭曲的幾率。
一般地，對于任何給定的7XXX系列合金，當逐漸對一種達到峰值強度的T6型回火產(chǎn)品(即“過時效”)進一步人工時效時，已知該產(chǎn)品的強度逐漸且系統(tǒng)地降低，而其斷裂韌性和耐腐蝕性卻逐漸且系統(tǒng)地提高。因此，如今的部件設計者已經(jīng)學會針對特定場合，選擇特定的回火條件，以實現(xiàn)強度、斷裂韌性和耐腐蝕性的折衷組合。的確，如圖7中沿6英寸厚板材產(chǎn)品縱向在1/4平面(T/4)處測得的L-T平面應變斷裂韌性KIC和L拉伸屈服強度的交匯圖證實本發(fā)明的合金的確如此。圖7表明了本發(fā)明的合金所提供的下述組合在表3中T1時效時間處的約75ksi的屈服強度與約33ksi in1/2的斷裂韌性；或者在表3中T2時效時間處的約72ksi的屈服強度與約35ksi in1/2的斷裂韌性；或者在表3中T3時效時間處的約67ksi的屈服強度與約40ksiin1/2的斷裂韌性。
本領域的專業(yè)人員進一步了解在一定范圍內(nèi)，對于特定的7XXX系列合金，可以對強度-斷裂韌性趨勢線加以內(nèi)推和一定程度的外推，以便在前面給出并且在圖7繪出的本發(fā)明三個實施例之外，獲得強度與斷裂韌性的組合。然后，通過選擇適當?shù)娜斯r效處理工藝，便能夠?qū)崿F(xiàn)所要求的多種性能的組合。
雖然主要結合航空結構應用場合對本發(fā)明進行了描述，但是，應該了解的是它的最終應用場合不必限于此。相反，可以相信，本發(fā)明的合金及其優(yōu)選的三階段時效工藝具有許多其它的、與航空無關的最終應用場合，例如較厚的鑄件、軋制板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品，特別是在由SHT溫度緩慢淬火的條件下要求較高強度的場合。這種場合的一個實例是模具板材(mold plate)，它必須通過大幅度機加工制成各種形狀的模具，以用于眾多其它制造過程的成形和/或成型工藝。對于這種應用場合，所要求的材料特性是高強度和低加工扭曲性。當使用7XXX合金作為模具板材時，固溶熱處理之后必須進行緩慢淬火，以獲得低的殘余應力，否則，可能會產(chǎn)生機加工扭曲。對于現(xiàn)有的7XXX系列合金而言，由于淬火敏感性大，緩慢淬火也會導致強度和其它性能降低。正是本發(fā)明合金獨一無二的低淬火敏感性，才允許在SHT之后進行緩慢淬火，而同時又仍然能保持較高的強度，這就使得這種合金對于這種非航空、非結構場合如厚模具板材是一種有吸引力的選擇。但是，對于這種特定場合，不一定實施下面將要介紹的優(yōu)選的3階段時效方法。甚至單一階段，或者標準2階段的時效工藝就能滿足要求。所述模具板材甚至可以是一種鑄造板材產(chǎn)品。
本發(fā)明通過提供一類7000系列鋁合金產(chǎn)品基本上克服了現(xiàn)有技術遇到的問題，所述鋁合金產(chǎn)品具有明顯降低的淬火敏感性，因而能夠為厚尺寸的航空部件或者由厚部件加工的部件提供明顯比迄今可能達到的程度更高的強度和斷裂韌性。此處介紹的時效方法然后又提高了這類新合金的耐腐蝕性能。測量了幾種新7XXX合金組成的代表性實施例以及本發(fā)明中實施的對照時效方法的拉伸屈服強度(TYS)和導電性EC測量(％IACS)。據(jù)認為上述的EC測量結果與實際的耐腐蝕性有關，結果，EC的測量值越高，合金應越耐腐蝕。作為說明，采用三種耐腐蝕性不斷提高的回火工藝，即T76(具有約25ksi的典型SCC最小值，或“保證值”，和39.5％IACS的典型EC值)；T74(具有約35ksi的典型SCC保證值和40.5％IACS)和T73(具有約45ksi的典型SCC保證值和41.5％IACS)制備出7050商品合金。
在航空、航?；蚱渌Y構場合，非常普遍的做法是結構和材料工程師依據(jù)最弱環(huán)節(jié)的失效模式為特定部件選擇材料。例如，由于飛機的上機翼合金主要承受壓應力，因此，其對涉及拉伸應力的SCC抗力的要求較低。為此，上機翼蒙皮合金和回火工藝的選擇通常是為了獲得較高的強度，而其短橫向SCC抗力較低。在該相同的機翼翼箱中，翼梁組件承受拉應力。雖然出于降低組件重量的考慮，結構工程師在這種應用場合將要求較高的強度，但是，對于這類組件最薄弱環(huán)節(jié)是要求高的SCC抗力。因此，如今的翼梁部件傳統(tǒng)上采用更耐腐蝕但強度較低的合金回火工藝例如T74制造。基于同樣強度下EC增大這一觀察結果以及前述的AI SCC試驗結果，本發(fā)明優(yōu)選的新3階段時效方法能夠為這些結構/材料工程師和飛機部件設計師提供一種獲得具有7050/7010/7040-T76產(chǎn)品的強度水平和接近T74耐腐蝕性的方法?；蛘撸景l(fā)明能夠同時提供T76回火材料的耐腐蝕性和明顯較高的強度水平。
實施例將所述新型7XXX合金系列的三種代表性組合物澆鑄成大的商品級鑄錠為目標，所述鑄錠具有下述組成
對所述鑄錠材料，當然在進行加工，即軋制成6英寸最終尺寸板材、固溶熱處理等之后，進行如下表5所示的對比時效處理。實際上，在所述3階段時效評價中比較了兩種不同的第一階段，一種僅僅暴露在250°F下，另一種分成兩個次級階段在225°F下暴露4小時，之后，實施在250°F下暴露6小時的第二個次級階段。這兩個次級階段步驟這里稱作最初的第一階段處理，即在約310°F的第二階段處理之前進行的處理。在任何情況下，在這兩種類型的第一階段，即單獨在250°F處理與分解在225°F和250°F處理之間，都未觀察到性能有明顯不同。因此，此處涉及任何階段時均包括這類變化。
然后，對由每個6英寸厚板材制成的試樣進行試驗。下表給出了兩階段和三階段時效性能測量結果的平均值。
圖9比較了用于提供前面表6所列內(nèi)推數(shù)據(jù)的拉伸屈服強度和EC值。顯然，可以注意到在相同的屈服強度水平下，上述3階段時效的合金A，B或C的EC值急劇增大。由前述數(shù)據(jù)也可以發(fā)現(xiàn)在相同EC水平下，與其中第二階段在約310°F進行的2階段時效工藝相比，上述3階段時效工藝條件獲得了令人驚奇且顯著的強度增加。例如，在39.5％IACS下，2階段時效處理的合金A的試樣的屈服強度為72.1ksi。但是，當根據(jù)本發(fā)明進行3階段時效時，其TYS至增至75.4ksi。
依據(jù)ASTM標準D-1141，通過在一種特定的合成海水(或SOW)溶液中交替浸泡來進行AISCC研究，該合成海水溶液比ASTM標準G44要求的更為典型的3.5％NaCl鹽溶液的腐蝕性更強。表7示出了各種合金A，B和C的試樣(所有試樣均沿ST方向)的結果，所述試樣采用2時效階段處理，其中第二個階段包括在約320°F下保持不同時間(6，8和11小時)。
備注F/N(1)＝失效試樣數(shù)與暴露數(shù)之比；d天；@在；OK完好；
由表7數(shù)據(jù)，在暴露121天后，可觀察到幾個試樣發(fā)生了SCC失效，該失效主要與短橫向(ST)施加應力、時效時間和/或合金有關。
對照表8列出了合金A和C(在同樣的ST方向施加應力)的SCC結果，上述合金已在250°F下附加時效處理了24小時，即總的時效工藝包括(1)在250°F下保溫6小時；(2)在320°F下保溫6、8或11小時；以及(3)在250°F下保溫24小時。
備注F/N(1)＝失效試樣數(shù)與暴露數(shù)之比。d天；OK完好；@在。
很明顯，在同樣的實驗條件下，在初次暴露93天之后，未觀察到試樣失效。因此，相信本發(fā)明的新3階段時效方法具有超過傳統(tǒng)2階段時效方法獲得的獨一無二的強度/SCC優(yōu)點，并且有希望使新產(chǎn)品具有更好的性能特性以及使當前另外其它航空類產(chǎn)品的性能組合進一步改善。
表7數(shù)據(jù)與表8數(shù)據(jù)的比較結果著重說明雖然2階段/步驟的時效方法可用于根據(jù)本發(fā)明的合金，但是，此處介紹的優(yōu)選3階段時效方法實際上能夠得到可度量的SCC試驗性能改善。表6和7還包括了SCC性能“標示”數(shù)據(jù)，EC值(％IACS)，以及相應的測得的TYS(T/4)值。但是，不要通過并排比較所述數(shù)據(jù)來確定二階段與三階段時效產(chǎn)品的相對值，因為EC試驗是對產(chǎn)品的不同區(qū)域進行的，即表7使用的是表面測量值，而表8則是T/10處的測量結果(已知對于給定試樣，從表面向內(nèi)部測量時，EC標示值一般下降)。由于批量不同以及測試場合(試驗室與工廠)不同，TYS值不能作為真實的比較值。但是，應該考慮圖9(后面)的相對數(shù)據(jù)，對于并排的本發(fā)明合金的6英寸厚板材的共同測試試樣，使用縱向TYS值(ksi)與導電性EC(％IACS)，以比較3階段時效方法在多大程度上改善強度與耐腐蝕性組合。
海邊SCC試驗數(shù)據(jù)證實通過對上述新一類7XXX合金采用新的三階段時效方法，能夠顯著改善耐腐蝕性。對于上表4標記為合金A的合金組成，2階段時效的試樣延續(xù)超過568天的SCC試驗，而3階段時效的試樣延續(xù)超過328天的SCC試驗，2階段與3階段時效的SCC性能的比較按后面的表9中給出(后者(3階段)試驗在前者(2階段)試驗已開始后開始；因此，可以看到2階段時效處理的試樣的試驗時間較長)。
備注2階段時效包括250°F下6小時；和320°F下6或8小時.
3階段時效包括250°F下6小時；320°F下7或9小時；和250°F下24小時。
將表中數(shù)據(jù)以圖表形式在附圖10中繪出，該圖中左上角的圖解總指的是320°F下的第二階段時效時間，即是對于此處共同引用的3階段時效的試樣也如此。
對第二種組成，表4中的合金C(其含有7.4wt.％Zn，1.5wt.％Mg，1.9wt.％Cu和0.11wt.％Zr)，進行與上面合金A相同的2階段與3階段對比時效處理。海邊SCC試驗的長期結果示于下面的表10中。
將表10中數(shù)據(jù)以圖表形式示于附圖11中，該圖中左上角的圖解總指的是320°F下的第二階段時效時間，即是對于此處共同引用的3階段時效的試樣也如此。合金A和合金C的數(shù)據(jù)非常清楚地表明對本發(fā)明優(yōu)選的合金組成實施本發(fā)明優(yōu)選的3階段時效工藝，能夠明顯改善合金的SCC海邊測試性能，尤其是將3階段時效的材料的試樣的失效天數(shù)比率與2階段失效的材料并排對比時，更是如此。但是，在這種長時間的SCC海邊試驗之前，所述2階段時效的材料的SCC性能在模擬試驗條件下表現(xiàn)出某種提高，而且，盡管優(yōu)選改善的3階段/步驟時效方法，但是，所述2階段時效的材料可以適用于本發(fā)明合金的某些應用場合。
關于上述合金組成3階段時效方法優(yōu)選的技術細節(jié)，必須注意的是進行第一階段時效的溫度優(yōu)選為200-275°F，更優(yōu)選約225或230°F至260°F，并且，最優(yōu)選在或者約250°F。而且，雖然在上述溫度或溫度范圍內(nèi)，約6小時就相當令人滿意，但是，必須注意的是在廣義上，第一個階段時效所用時間應該足于獲得相當量的析出硬化。因此，(1)取決于部件尺寸和形狀復雜程度；以及(2)尤其是當“縮短”的處理/暴露時間與幾個小時，例如總計4至6或7小時的較慢加熱速度相結合時，在約250°F下較短的保溫時間，例如約2或3小時，可能就已足夠。
對本發(fā)明的優(yōu)選合金組合物實施的優(yōu)選第二階段時效工藝可以有意地從上述第一階段的熱處理直接升溫?；蛘?，在第一個與第二個階段之間可以存在一種有意且明顯的時間/溫度間隔。廣義地講，進行所述第二階段時效的溫度范圍為約290或300至330或335°F。優(yōu)選地，進行所述第二階段時效的溫度范圍為約305-325°F。優(yōu)選第二階段時效在約310至320或325°F之間進行。所述關鍵的第二個階段處理的優(yōu)選暴露時間與實際使用的溫度之間多少存在某種反比關系。例如，如果基本在310°F或者非常接近該溫度下進行處理，則約6-18小時，還可根據(jù)優(yōu)選約7-13小時，或者甚至15小時的暴露時間就已足夠。更優(yōu)選地，在所述處理溫度下，第二階段時效進行的時間總計約10或11小時，甚至13個小時。在約320°F的第二時效階段溫度下，第二階段的總時間可以為約6-10小時，其中優(yōu)選為約7或8至10或11小時。還可根據(jù)優(yōu)選的目標性能選擇第二階段時效的時間和溫度。最為明顯地，在給定溫度下，較短的處理時間有利于獲得較高強度，而較長的暴露時間有利于獲得更好的耐腐蝕性能。
最后，關于所述優(yōu)選的第三個時效處理階段，除非要求極其小心地與第二階段的溫度和總時間長度密切配合，否則，對這類厚工件實施這一必要的第三階段時，最好不要從所述第二階段緩慢降溫，以避免在第二階段時效溫度下暴露時間太長。在所述第二與第三時效階段之間，可以將本發(fā)明的金屬產(chǎn)品有意地從加熱爐中取出，并且使用風扇等快速冷卻至約250°F或更低，或許甚至完全冷至室溫。在任何情況下，本發(fā)明第三時效階段的優(yōu)選暴露時間/溫度都與上述第一時效階段非常接近。
本發(fā)明中，本發(fā)明的合金優(yōu)選被制備成一種產(chǎn)品，比較合適的是由鑄錠加工成、適于熱軋的產(chǎn)品。例如，可以半連鑄成具有上述組成的大鑄錠，然后，如果需要或者要求，可以通過清理或機加工去除表面缺陷，以獲得良好的軋制表面。然后，可以將鑄錠預熱，對其內(nèi)部結構進行均勻化和固溶化處理，并且，適當?shù)念A熱處理是將這種組合物加熱至比較高的溫度，例如900°F。在預熱處理期間，優(yōu)選加熱至例如高于800°F的第一種較低溫度，例如約820°F或更高，或者850°F或更高，優(yōu)選860°F或更高，例如約870°F或更高，并且在大約所述溫度下將鑄錠保持相當長時間，例如3或4小時。接下來，在余下的預熱處理期間，將鑄錠加熱至約890°F或900°F，或者還可能更高溫度保持幾個小時。在本領域知道采用這種階段或者分步加熱方法進行均勻化處理已有許多年。優(yōu)選均勻化處理的累計保持時間為約4-20小時或更長，均勻化處理溫度高于約880-890°F。也就是說在高于890°F的溫度下的累計保持時間應至少為4小時，并且優(yōu)選更長，例如8-20或24小時，或者更長。已知較大的鑄錠尺寸以及其它情況可能要求更長的均勻化時間。優(yōu)選不溶和可溶組元的共計的總體積百分數(shù)保持較低，例如不高于1.5vol.％，優(yōu)選不高于1vol.％。使用此處述及的較高的預熱或者均勻化和固溶熱處理溫度對此有幫助，但是，高溫加熱必須謹慎，以避免出現(xiàn)部分熔化。這種謹慎包括小心地加熱，包括緩慢加熱或分步加熱，或者這兩種加熱方式都采用。
然后，對鑄錠進行熱軋，并且，希望在軋制板材產(chǎn)品中獲得未再結晶的晶粒結構。因此，在明顯高于約820°F，例如約840-850°F或者可能更高的溫度下，可以將用于熱軋的鑄錠從爐中取出，并且，在高于775°F，或者最好高于800°F，例如約810°F或者甚至825°F的初始溫度下進行熱軋操作。這樣能夠增加減少再結晶的可能性，并且，在某些情形下，也優(yōu)選不進行重新加熱操作，使用軋機的能源進行軋制并且在軋制期間保持熱量，使軋制溫度高于要求的最小值，例如750°F左右。典型地，在實施本發(fā)明時，優(yōu)選最大再結晶程度為約50％或更低，優(yōu)選約35％或更低，并且最優(yōu)選不大于約25％。應該知道達到的再結晶程度越低，斷裂韌性越好。
熱軋通常在可逆式熱軋機上連續(xù)進行，直至板材的厚度達到要求值。根據(jù)本發(fā)明，用于加工成飛機部件例如整體翼梁的板材產(chǎn)品的厚度可從約2-3英寸至約9或10英寸或者更厚。典型地，所述板材從用于較小飛機的約4英寸厚，到從約6或8英寸至約10或12英寸或更厚的厚板材。除了所述優(yōu)選實施方案之外，可以相信本發(fā)明可用于制造小的商用噴氣機的下機翼蒙皮。其它的應用場合還包括鍛件和擠壓件，尤其是它們的厚截面產(chǎn)品。在制造擠壓件時，本發(fā)明合金的擠壓溫度為約600-750°F，例如約700°F，并且優(yōu)選包括約10∶1的橫截面積壓下比(擠壓比)。這里也可以使用鍛件。
通過在約840或850°F至880或900°F下加熱對所述熱軋板材或者其它可鍛產(chǎn)品進行固溶熱處理(SHT)，以便將在該SHT溫度下可溶解的相當大部分，優(yōu)選全部或者基本全部的鋅、鎂和銅固溶，應該了解對于不總是完美的物理過程而言，每種所述主要合金組元的最后殘余部分在SHT期間可能未完全溶解(固溶化)。在加熱至剛剛述及的高溫之后，應該將產(chǎn)品淬火，從而完成固溶處理步驟。雖然對于某些冷卻條件，空氣激冷可以用作輔助性或替代的冷卻手段，但是，其冷卻典型地通過浸泡在適當尺寸的冷水箱中或者通過噴水來進行。淬火之后，某些產(chǎn)品可能需要例如通過拉伸或壓縮進行冷加工，以便消除內(nèi)應力或者在某些情形下能夠拉直產(chǎn)品，甚至在某些情況下進一步強化產(chǎn)品。例如，可以將板材拉伸或壓縮的變形量為1或1.5，或者可能為2％或3％或更高，或者冷加工相當?shù)淖冃瘟俊Ｈ缓?，固溶熱處?和淬火)的產(chǎn)品不管是否已冷加工，都可以考慮其處于析出硬化條件下，或者準備好根據(jù)此處述及的優(yōu)選人工時效方法或者其它人工時效技術進行人工時效。此時使用的術語“固溶熱處理”，除非另有說明，否則均意味著包括淬火。
淬火以及冷加工(如要求)之后，通過加熱至適當溫度對產(chǎn)品(可以是一種板材產(chǎn)品)進行人工時效，以改善強度和其它性能。在一種優(yōu)選的熱時效處理工藝中，對可析出硬化的板材合金產(chǎn)品進行上述三個時效步驟、階段或者處理，但是在每個步驟或階段之間可能不存在清晰的界線。一般認為從給定或者目標溫度升溫或降溫本身能夠產(chǎn)生析出(時效)效應，可以，而且經(jīng)常需要通過將這種升溫條件及其析出硬化效應與總的時效處理過程綜合一起來考慮上述析出(時效)效應。
也可能結合本發(fā)明的時效工藝采用綜合時效。例如，在程序可控的空氣爐中，在250°F下保持24小時的第一階段熱處理完成之后，可以將該爐的溫度逐漸升至約310°F左右保持適當時間，甚至未進行實際保溫，之后，可以將金屬立即轉(zhuǎn)移至另一個溫度已穩(wěn)定在250°F的爐中并且保持6-24小時。這種更連續(xù)的時效制度不涉及在由第一階段時效轉(zhuǎn)至第二階段時效處理和由第二階段時效轉(zhuǎn)至第三階段時效處理時，在至室溫過渡這一階段。美國專利3,645,804中對這種時效綜合作了更詳細介紹，在此引入其全部內(nèi)容作為參考。對于升溫及其相應的時效綜合而言，板材產(chǎn)品人工時效時的兩階段，或者，可能地，三階段(較少優(yōu)選)都可能在單一的程序可控爐中進行。然而，為了方便和易于理解，在對本發(fā)明的優(yōu)選實施方案已作的更詳細介紹中，假定每個步驟、工序或階段都與人工時效工藝中的其它兩個明顯不同。一般而言，可以認為所述三階段或步驟中的第一個是對所研究的合金產(chǎn)品進行析出硬化；第二(高溫)階段是然后將本發(fā)明的合金暴露至一個或多個更高溫度下，以便提高該合金在通常、工業(yè)和海邊模擬氣氛條件下的耐腐蝕性，特別是應力腐蝕開裂(SCC)抗力。第三及最后階段是然后進一步將本發(fā)明合金析出強化至更高強度水平，同時也使其耐腐蝕性進一步提高。
本發(fā)明合金的低淬火敏感性還可能在本領域的專業(yè)人員通稱為“模壓淬火”的一類工藝中具有另一種應用潛力。通過考慮可時效硬化的擠壓合金，例如屬于2XXX，6XXX，7XXX或8XXX系列的合金的標準制造流程，能夠?qū)Α澳捍慊稹惫に嚰右哉f明。典型的流程包括鑄錠坯料的直接冷硬(DC)鑄造、均勻化處理、冷卻至環(huán)境溫度、采用爐子或感應加熱器再加熱至擠壓溫度、將加熱的坯料擠壓至最終形狀、將擠壓件冷卻至環(huán)境溫度、對部件進行固溶熱處理、淬火、拉伸以及在室溫進行自然時效或者在高溫下進行人工時效，獲得最終的回火態(tài)(temper)。“模壓淬火”工藝包括控制擠壓溫度和其它擠壓條件，以便從擠壓模中取出時，部件處于或者接近所要求的固溶加熱溫度，可溶解的組元能夠有效發(fā)生固溶。然后，當部件離開擠壓機時，馬上用水、加壓空氣或者其它介質(zhì)直接連續(xù)淬火。模壓淬火的部件隨后進行通常的拉伸，之后，進行自然或人工時效。因此，與典型的流程相比，這種模壓淬火方法免除了昂貴的單獨的固溶熱處理過程，因此，能有效降低總制造成本和能量消耗。
對于大多數(shù)合金，尤其是屬于淬火比較敏感的7XXX合金系列，采用模壓淬火方法進行的淬火一般不如單獨的固溶熱處理時有效，因此，模壓淬火可能會導致某些材料特性，例如強度、斷裂韌性、耐腐蝕性以及其它性能顯著下降。由于本發(fā)明合金具有非常低的淬火敏感性，因此，可以期望在模壓淬火期間的性能下降得到避免或者顯著減小至許多應用場合可接受的水平。
對于SCC抗力不很關鍵的本發(fā)明的模具板材的實施方案，也可以對所述組合物實施已知的單一或者兩階段人工時效處理，而不是此處述及的優(yōu)選三階段時效方法。
在談到最小值(例如，強度或韌性值)時，可能指的是寫在采購或設計材料的規(guī)范中的水平，或者可以確保材料具有的水平，或者飛機機體制造者(受安全因素支配)設計時可以依據(jù)的水平。在某些情況下，該數(shù)據(jù)具有99％的產(chǎn)品相符的統(tǒng)計基礎，或者采用標準統(tǒng)計方法可望具有95％的置信度。由于數(shù)據(jù)不足，不能從統(tǒng)計角度精確指定本發(fā)明的某個最小值或最大值作為真實“保證”值。在這種情況下，必須根據(jù)目前已有數(shù)據(jù)計算出它們的外推值(例如，最大值和最小值)。例如，所繪制的板材的普遍外推S/N最小值(圖12中的實線A-A)和鍛件的普遍外推S/N最小值(圖13中的實線B-B)，以及普遍外推的FCG最大值(圖14中的實線C-C)。
尤其是當良好的韌性能夠與良好的強度結合時，斷裂韌性對于飛機機體設計者是一個重要性能。作為比較，在拉伸載荷作用下結構部件的抗拉強度，即承受載荷而不斷裂的能力可以被定義為所述載荷除以與拉伸載荷垂直的部件最小截面的面積(凈截面應力)。對于簡單的直邊結構，截面的強度可簡單地歸于光滑拉伸試樣的破斷或抗拉強度。這是確定目前拉伸試驗方式的原因。但是，對于存在裂紋或類似裂紋的缺陷的結構，結構部件的強度取決于裂紋的長度、結構部件的形狀和稱作斷裂韌性的材料性能。斷裂韌性可以看作是材料抵抗裂紋在載荷作用下發(fā)生有害或者甚至災難性擴展的能力。
可以采用幾種方法測量斷裂韌性。一種方法是對存在裂紋的試樣施加拉伸載荷。將試樣斷裂所要求的載荷除以其凈截面積(比含裂紋的面積小的橫截面積)的結果稱作殘余強度，其單位是千磅/每單位面積(ksi)。當材料的強度與試樣的形狀不變時，殘余強度是材料斷裂韌性的一種量度。由于它取決于強度和試樣形狀，因此，當由于某些限制性因素如所得材料的尺寸或形狀，使得無法實施要求的其它方法時，通常采用殘余強度作為材料斷裂韌性的一種量度。
當結構部件的形狀在拉伸載荷作用下不能在厚度方向發(fā)生塑性變形(平面應變變形)時，斷裂韌性通常表示為平面應變斷裂韌性KIC。這通常適用于較厚的產(chǎn)品或型材，其厚度例如為0.6或優(yōu)選0.8或1英寸或者更厚。ASTM已經(jīng)建立了一種通過使用預開裂的疲勞緊湊拉伸試樣測量KIC的標準試驗方法，其中，KIC的單位是ksi in1/2。該試驗通常用來測量厚材料的斷裂韌性，因為只要滿足適當?shù)膶挾?、裂紋長度和厚度標準，就可以認為斷裂韌性與試樣形狀無關。KIC中使用的符號K稱作應力強度因子。
如上所述，采用平面應變變形的結構部件的尺寸較厚。較薄的結構部件(厚度小于0.8-1英寸)通常在平面應力或者更通常在一種混合模式條件下變形。測量這種條件下的斷裂韌性可能需要引入變量，因為試驗結果在某種程度上取決于試樣的形狀。一種實驗方法是對含有裂紋的矩形試樣施加不斷增加的載荷。這樣，能夠獲得稱作R曲線(開裂抗力曲線)的應力強度與裂紋長度關系曲線。采用在載荷與裂紋長度關系曲線上，載荷中基于25％切割位移的特定裂紋擴展量的載荷和該載荷下的有效裂紋長度、裂紋擴展曲線，可用于計算稱作KR25的斷裂韌性量度。切割位移為20％時，稱作KR20。其單位也是ksi in1/2。著名的ASTM E561涉及R曲線的確定，而且，在本領域?qū)Υ似毡檎J可。
當合金產(chǎn)品或結構部件的形狀在拉伸載荷作用下允許在厚度方向發(fā)生塑性變形時，斷裂韌性一般作為平面應力斷裂韌性測量，其可以通過一種中心開裂的拉伸試驗確定。斷裂韌性量度采用在較薄且較寬的預開裂試樣上產(chǎn)生的最大載荷。當采用此最大載荷下的裂紋長度計算該載荷下的應力強度因子時，該應力強度因子被稱作平面應力斷裂韌性KC。但是，當采用施加載荷之前的裂紋長度計算應力強度因子時，計算結果被稱作材料的表觀斷裂韌性Kapp。因為計算KC時使用的裂紋長度較長，對于給定材料，KC值通常比Kapp值大。斷裂韌性的這兩種量度的單位均為ksi in1/2。對于韌性材料，本領域已認識到這類試驗獲得的數(shù)值一般隨著試樣寬度的增加或其厚度的減小而增大。除非另有說明，此處提及的平面應力(KC)值指的是16英寸寬的試板。本領域的專業(yè)人員認識到試驗結果可能會隨試板寬度的變化而不同，而且，本發(fā)明意圖包括所有這類涉及韌性的試驗。因此，本領域的專業(yè)人員將意識到在大多數(shù)情況下是指16英寸板試驗的情況下在評價本發(fā)明產(chǎn)品中與KC或Kapp最小值基本相當或者相對應的韌性均包括使用不同厚度的板獲得的KC或Kapp的不同值。
測量韌性的溫度可能很重要。飛行高度較高時，所處的溫度相當?shù)?，例如?65°F，而且，對于更新型的商用噴氣飛機，-65°F下的韌性是一個重要因素，因此，要求下機翼材料在-65°F時的韌性KIC約45ksiin1/2，或者KR20為95ksi in1/2，并且優(yōu)選100ksi in1/2或更高。由于韌性值較高，因此由這種合金制造的下機翼可以取代今天的具有相應的性能(即強度/韌性)平衡的2000(或2XXX系列)合金制造的下機翼。通過實施本發(fā)明，也能夠由同樣合金單獨制造上機翼蒙皮，或者與整體成型的部件如加固件、翼肋和桁條一起制造。
根據(jù)本發(fā)明的改善的產(chǎn)品的韌性非常高，在某些情況下，可以允許飛機設計者將對材料耐久性和破壞容限的關注放在疲勞抗力以及斷裂韌性的測量上。疲勞開裂抗力是一種非常期望的性能。當重復進行加載和卸載循環(huán)，或者例如機翼上升和下降時受到高載和低載的循環(huán)時，出現(xiàn)所述的疲勞開裂。在飛行期間由于陣風或其它突然的氣壓變化，或者當飛機負載時，也會出現(xiàn)這種載荷循環(huán)。疲勞失效占飛機部件失效原因的大部分。這種失效很危險，因為它是在正常的工作條件，沒有過量過載和沒有警告的情況下發(fā)生的。由于材料的不均勻部位作為裂紋萌生部位或者促進較小裂紋的環(huán)節(jié)，從而加速了裂紋擴展。因此，通過降低有害不均勻部位的嚴重性或數(shù)量來改善金屬質(zhì)量的工藝或組成變化，有助于疲勞壽命的提高。
壓力-壽命循環(huán)(S-N或S/N)疲勞試驗用來評價材料的疲勞萌生和小裂紋擴展的抗力，這種小裂紋擴展構成了總疲勞壽命的大部分。因此，提高S-N疲勞性能，能夠使材料在更高的應力下工作到其設計壽命，或者在同樣的應力下具有提高的工作壽命。前者可以通過減小尺寸使重量明顯降低，或者通過簡化部件或結構降低制造成本，而后者則可以減少檢測和降低支持費用。疲勞試驗期間的載荷低于拉伸試驗中測得的靜極限強度或抗拉強度，并且，通常低于材料的屈服強度。對于埋藏或隱蔽的結構部件，例如機翼翼梁，它們可能不易通過肉眼或其它檢測方法來尋找裂紋或裂紋源，這時，裂紋萌生的疲勞試驗就是一個重要的標示值。
如果結構中存在裂紋或裂紋類缺陷，重復循環(huán)或者疲勞加載會導致裂紋長大。這被稱為疲勞裂紋擴展。當裂紋尺寸和載荷的組合足于超過材料的斷裂韌性時，疲勞裂紋擴展可能導致裂紋長大到足于發(fā)生災難性擴展的程度。因此，材料抵抗裂紋疲勞擴展的性能對于航空結構的長壽命非常有利。裂紋擴展越慢越好。飛機結構部件中快速擴展的裂紋可能會在沒有足夠時間探測的情況下發(fā)生災難性失效，而緩慢擴展的裂紋則允許有時間進行探測和修正或修復。因此，低的疲勞裂紋擴展速度是一種理想性能。
循環(huán)加載期間材料中的裂紋擴展速度受裂紋長度影響。另一個重要因素是對結構施加的循環(huán)載荷的最大值與最小值之差。一種包括裂紋長度和最大載荷與最小載荷之差的作用的量度稱作循環(huán)應力強度因子范圍或者ΔK，其單位是ksi in1/2，與用于測量斷裂韌性的應力強度因子類似。該應力強度因子范圍(ΔK)是最大載荷與最小載荷處的應力強度因子的差值。另一個影響疲勞裂紋擴展的量度是循環(huán)期間最小載荷與最大載荷之比。該比值被稱作應力比，用R表示。比值為0.1意味最大載荷是最小載荷的10倍。該應力或載荷比可以為正或者為負或者是零。疲勞裂紋擴展速度試驗典型地根據(jù)本領域著名的ASTME647-88(以及其它規(guī)范)進行。此處使用的Kt指的是ASTM E1823中介紹的理論應力集中因子。
可以使用存在裂紋的試樣測量材料的疲勞裂紋擴展速度。一種這類試樣長約12英寸，寬4英寸，在中心部位存在橫向(橫穿寬度；與長度垂直)延伸的缺口。該缺口寬約0.032英寸，長約0.2英寸，在每個縫隙端部存在60°斜角。對試樣循環(huán)加載，裂紋則在缺口端部生長。在裂紋達到預定長度之后，對裂紋長度進行定期測量。通過用裂紋長度變化(稱作Δa)除以引起所述裂紋生長量的載荷循環(huán)次數(shù)(ΔN)，能夠計算出給定裂紋長度增量時的裂紋擴展速度。裂紋擴展速度用Δa/ΔN或者’da/dN’表示，其單位是英寸/循環(huán)。材料的疲勞裂紋擴展速度可以由中心部位開裂的拉伸板確定。在相對濕度高于90％，ΔK為約4-20或30和R＝0.1的對比試驗中，本發(fā)明材料表現(xiàn)出較好的疲勞裂紋擴展抗力。然而，更優(yōu)的S-N疲勞性能使本發(fā)明材料更適于制造埋藏或隱蔽的部件，例如機翼翼梁。
除了非常好的強度和韌性以及破斷容限性能之外，本發(fā)明的產(chǎn)品還具有非常好的耐腐蝕性。在EXCO試驗中，本發(fā)明的產(chǎn)品的耐剝蝕性能可以是EB或者更好(意指“EA”或僅僅有麻點)，該試驗的試樣取自厚度中部(T/2)或者距表面1/10厚度(T/10)處(“T”為厚度)，或者這兩種部位均有。EXCO試驗已為本領域共知，并且在著名的ASTM標準G34中進行了介紹。EXCO等級“EB”可認為具有良好的耐腐蝕性，它對于某些商用飛機是可接受的?！癊A”更好。
貫穿短橫向的應力腐蝕開裂抗力通常被認為是一種重要性能特別是對于較厚部件。本發(fā)明產(chǎn)品的短橫向應力腐蝕開裂抗力可以相當于通過一種1/8英寸圓棒交替浸泡試驗，該浸泡試驗采用ASTM G47(包括用于C型環(huán)試樣的ASTM G44和G38以及用于1/8英寸棒材的G49)中的試驗步驟在25或30ksi或更高的應力作用下，交替浸泡20天或者30天。所述ASTM G47，G44，G49和G38均為本領域共知。
作為一個耐剝蝕性和應力腐蝕抗力的一般指標，典型地，所述板材的導電性至少約為國際退火銅標準(％IACS)的36％，或者優(yōu)選38-40％或更高。因此，EXCO等級為“EB”或者更好已證實本發(fā)明的良好的耐剝蝕性，但是，在某些情況下，機身制造者可能指定或要求其它的耐腐蝕性量度，例如應力腐蝕開裂抗力或?qū)щ娦浴M足任何一種或多種這類規(guī)范都被認為具有良好的耐腐蝕性。
在對本發(fā)明已進行的描述中，在一定程度上重點放在了可鍛板材上，這是優(yōu)選的，但是，可以相信其它產(chǎn)品形式，包括擠壓件和鍛件都能夠從本發(fā)明中受益。迄今，重點一直放在可以呈J型、Z或S型、或者帽型槽板形狀的加固件類、機身或機翼蒙皮桁條上。這些加固件的目的是加強機翼蒙皮或機身，或者可以與之相連的任何其它形狀，而又不會引起重量的大量增加。雖然在某些情形下，從制造經(jīng)濟性上考慮，優(yōu)選分別固定桁條，但是，通過將兩個加固件形狀之間的金屬去除，僅留下與主要機翼蒙皮厚度一體的緊固件形狀，它可以由厚的多的板材加工出，從而消除了所有鉚釘。另外，如上所述，結合厚板材加工成機翼翼梁部件對本發(fā)明進行了描述，所述翼梁部件一般在長度上與翼箱材料相對應。此外，本發(fā)明合金在性能上的顯著提高也使其作為厚鑄造模具板材使用非常切實可行。
由于淬火敏感性降低，可以相信當本發(fā)明的合金與第二種產(chǎn)品焊接一起時，在焊接熱影響區(qū)，其強度、疲勞、斷裂韌性和/或耐腐蝕性能將能夠更好地保持。不管采用包括摩擦攪動焊的固態(tài)焊接技術，還是采用已知或者后來發(fā)展的熔化焊接技術，包括(不限于此)電子束焊接和激光焊接，對這種合金產(chǎn)品進行焊接，都如此。通過本發(fā)明的實踐，兩個焊接部件可以由所述同樣的合金組成制成。
對于根據(jù)本發(fā)明制造的某些部件/產(chǎn)品，這些部件/產(chǎn)品很可能被時效成型。時效成型可使制造成本降低，同時又能成型形狀更復雜的機翼，典型的是尺寸更薄的部件。在時效成型期間，將部件機械約束在通常處于約250°F或更高的較高溫下的模具中達幾個至數(shù)十個小時，并且，通過應力松弛獲得所要求的輪廓。尤其是在溫度較高的人工時效處理期間，例如處理溫度高于約320°F，金屬可以被成型或變形成要求形狀。一般地，預計的變形相當簡單，例如包括在板材部件橫向的很輕微的弧度和沿所述板材部件長度方向的輕微弧度。理想的是，在人工時效處理期間，尤其是在溫度更高的第二階段人工時效溫度下，獲得所述輕微弧度的形成條件。一般地，將板材材料加熱至高于約300°F，例如約320或330°F，并且，典型地，放在一種凸狀模型中并且通過在板材的相對棱邊處夾緊等來加載。該板材在較短時間或多或少地呈現(xiàn)出模型的輪廓，但是，將力或載荷去掉后，冷卻時會發(fā)生一些彈性回復。在設計模型的弧度或輪廓時，對這種預期的彈性回復進行了補償，就是將要求的板材形狀稍稍放大，以補償彈性回復。最優(yōu)選地，在例如約250°F的低溫下的第三個時效階段在時效成型之后進行。在時效成型處理之前或者之后，可以例如通過對板材進行斜削，使與機身較接近的部分比較厚，與機梢最接近的部分比較薄，從而加工出板材部件。如果要求，也可以在時效成型之前或者之后，實施附加的機加工或其它成型操作。與目前大量使用的較薄板材型材相比，高運載能力的飛機可能要求更厚的板材和更高的成型量。
制造出各種形式的本發(fā)明合金產(chǎn)品，即厚板材(圖12)和鍛件(圖13)，并且對這些產(chǎn)品進行時效處理，由這些產(chǎn)品上取下適當尺寸的試樣并且采用已知的開孔疲勞壽命試驗步驟實施疲勞壽命(S/N)試驗。各產(chǎn)品形式的精確組成如下
對于所述開孔疲勞壽命評價試驗，在L-T方向，板材和鍛造產(chǎn)品形式的具體試驗參數(shù)包括Kt值為2.3，頻率為30Hz，R值＝0.1，相對濕度(RH)大于90％。然后，將板材試驗結果繪制在附圖12中；鍛造結果繪于附圖13中。對板材和鍛造產(chǎn)品形式均試驗了幾種產(chǎn)品厚度(4，6和8英寸)。
現(xiàn)在參照圖12，通過兩套6英寸厚的板材數(shù)據(jù)(前面的合金D和E)繪制出平均S/N性能曲線(實線)。然后，在上述6英寸“平均”性能曲線周圍繪制出95％置信度帶(上、下點劃線)。由所述數(shù)據(jù)繪制出一套數(shù)據(jù)點，這些點代表普遍外推的開孔疲勞壽命(S/N)的最小值。這些精確繪制的數(shù)據(jù)點是
然后，在圖12上繪制出實線(A-A)，以便將表12中的上述普遍外推的S/N最小值連接起來。以這些優(yōu)選S/N最小值為背景，疊加上噴氣機制造者規(guī)定的7040/7050-T7451板材(3-8.7英寸厚)和7010/7050-T7451板材(2-8英寸厚)的S/N值曲線。線A-A表明本發(fā)明的疲勞壽命(S/N)比已知的商用飛機的7XXX合金明顯改善，即使后者已知合金的對比數(shù)據(jù)取自不同(T-L)方向。
從各種尺寸(即4英寸，6英寸和8英寸)的鍛件的開孔疲勞壽命(S/N)數(shù)據(jù)，采用數(shù)學方法繪制出代表6英寸厚的對照合金E和8英寸的厚的對照合金D的鍛件平均值的點劃線。注意在這些試驗期間，試驗的幾個試樣未斷裂；在圖13的右側(cè)用圓圈將它們劃歸一組。之后，繪制出一套數(shù)據(jù)點，這些點代表普遍外推的開孔疲勞壽命(S/N)的最小值。這些精確繪制的數(shù)據(jù)點是
然后，在圖13上繪制出實線(B-B)，以便將表13中的上述普遍外推的S/N鍛件最小值連接起來。
圖14中，繪制出了根據(jù)本發(fā)明制造的板材(4和6英寸厚，L-T和T-L方向)和鍛造產(chǎn)品(6英寸，只有L-T方向)的疲勞裂紋擴展(FCG)速度曲線。所試驗的實際組成在前面的表11中列出。根據(jù)前述FCG步驟進行的這些試驗使用的參數(shù)包括頻率＝25Hz，R值＝0.1，相對濕度(RH)大于95％。由代表各種產(chǎn)品形式和厚度的各個曲線繪制出一套數(shù)據(jù)點，這些點代表本發(fā)明的普遍外推的FCG最大值。這些精確的數(shù)據(jù)點是
繪制出本發(fā)明的厚板材和鍛件的普遍外推的FCG最大值，實心曲線(C-C)，以此為背景，疊加上噴氣機制造者規(guī)定的7040/7050-T7451板材(3-8.7英寸厚)的FCG值，所述值取自L-T和T-L方向。
還對本發(fā)明的板材產(chǎn)品形式進行了鉆孔裂紋萌生試驗，包括在試樣中鉆削一個預設孔(直徑小于1英寸)，在所鉆的孔中嵌入一個開縫套管，然后，將一個可變的尺寸的過大的心軸拉過所述套管和預鉆孔。在這種試驗條件下，本發(fā)明的6英寸和8英寸厚的板材產(chǎn)品在鉆孔處未萌生任何裂紋，表現(xiàn)出非常好的性能。
雖然已對目前的優(yōu)選實施方案進行了介紹，但是，應該了解本發(fā)明另外還包括在附后的權利要求范圍內(nèi)。
權利要求
1.一種鋁合金產(chǎn)品，其擁有如下能力(a)對于進行固溶熱處理、淬火和人工時效后的具有厚截面的產(chǎn)品中，和由所述產(chǎn)品制造的部件中獲得具有改善的性能組合，所述性能包含至少兩種性能，它們選自強度、斷裂韌性和耐腐蝕性；或者(b)在緩慢淬火的薄產(chǎn)品以及由所述產(chǎn)品制造的部件中獲得因所述緩慢淬火引起的強度下降程度較小，所述合金基本組成為約6-10wt.％Zn；約1.2-1.9wt.％Mg；約1.2-2.2wt.％Cu；一種或多種以下元素最多約0.4wt.％Zr，最多約0.4wt.％Sc和最多約0.3wt.％Hf；所述合金任選最多含有約0.06wt.％Ti，約0.03wt.％Ca，約0.03wt.％Sr，約0.002wt.％Be和約0.3wt.％Mn，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
2.根據(jù)權利要求1的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約6.4-9.5wt.％Zn；約1.3-1.7wt.％Mg；約1.3-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)以及約0.05-0.2wt.％Zr。
3.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其在最厚的橫截面部位至少約2英寸厚。
4.根據(jù)權利要求3的合金產(chǎn)品，其在所述最厚部位至少約3-10英寸厚。
5.根據(jù)權利要求4的合金產(chǎn)品，其在所述最厚部位至少約4-6英寸厚。
6.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.2)。
7.根據(jù)權利要求6的合金產(chǎn)品，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.1)。
8.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
9.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其進一步具有改善的應力腐蝕抗力。
10.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其是一種厚板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品。
11.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其是一種約2英寸或更薄的薄板材。
12.根據(jù)權利要求11的合金產(chǎn)品，其進一步具有改善的耐剝蝕性。
13.根據(jù)權利要求11的合金產(chǎn)品，其被時效成形為航空結構部件形狀。
14.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，所述合金，作為雜質(zhì)，含有約0.15wt.％或更低的Fe和約0.12wt.％或更低的Si。
15.根據(jù)權利要求14的合金產(chǎn)品，其中，所述合金中的有效Mg含量為約1.3-1.65wt.％，可量測的總Mg含量為約1.47-1.82wt.％。
16.根據(jù)權利要求14的合金產(chǎn)品，其中，所述合金中的有效Cu含量為約1.3-1.9wt.％，可量測的總Cu含量為約1.6-2.2wt.％。
17.根據(jù)權利要求14的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約0.08wt.％或更低的Fe和約0.06wt.％或更低的Si。
18.根據(jù)權利要求17的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約0.04wt.％或更低的Fe和約0.03wt.％或更低的Si。
19.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約6.9wt.％或更高的Zn。
20.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.3-1.9wt.％Cu和約0.05-0.2wt.％Zr。
21.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，所述合金基本組成為約6.9-8wt.％Zn；約1.3-1.65wt.％Mg；約1.4-1.9wt.％Cu和約0.05-0.2wt.％Zr；其中，wt.％Mg＜wt.％Cu。
22.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.5。
23.根據(jù)權利要求22的合金產(chǎn)品，其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.3。
24.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其具有低于約50％的再結晶組織。
25.根據(jù)權利要求24的合金產(chǎn)品，其具有約35％或更低的再結晶組織。
26.根據(jù)權利要求25的合金產(chǎn)品，其具有約25％或更低的再結晶組織。
27.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其與第二合金產(chǎn)品焊接一起，并且，在其焊接熱影響區(qū)具有一種或多種選自于強度、疲勞、斷裂韌性和耐腐蝕性的性能的改善的保持能力。
28.根據(jù)權利要求27的合金產(chǎn)品，其采用固態(tài)方法進行焊接。
29.根據(jù)權利要求28的合金產(chǎn)品，其采用摩擦攪動焊接方法進行焊接。
30.根據(jù)權利要求27的合金產(chǎn)品，其采用熔化焊接方法進行焊接。
31.根據(jù)權利要求30的合金產(chǎn)品，其采用電子束方法進行焊接。
32.根據(jù)權利要求30的合金產(chǎn)品，其采用激光方法進行焊接。
33.根據(jù)權利要求27的合金產(chǎn)品，其中，所述第二種合金產(chǎn)品由與之焊接一起的同樣的合金制成。
34.根據(jù)權利要求2的合金產(chǎn)品，其具有改善的鉆孔裂紋萌生抗力。
35.一種可鍛的鋁合金產(chǎn)品，所述合金基本組成為約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.3-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；至少一種以下元素(最多約0.3wt.％Zr，最多約0.4wt.％Sc和最多約0.3wt.％Hf)；任選地，最多約0.06wt.％Ti和最多約0.008wt.％Ca，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)，所述合金產(chǎn)品的特征在于其具有低的淬火敏感性以及(a)對于進行固溶熱處理、淬火和人工時效的具有厚截面的產(chǎn)品，以及，由所述產(chǎn)品制造的部件獲得改善的性能組合，所述性能組合包含至少兩種性能，它們選自強度、斷裂韌性和耐腐蝕性；或者(b)在緩慢淬火的薄產(chǎn)品，以及，由所述薄產(chǎn)品制造的部件中獲得更低的強度下降程度。
36.根據(jù)權利要求35的合金產(chǎn)品，其在最厚的橫截面部位約3-12英寸厚。
37.根據(jù)權利要求36的合金產(chǎn)品，其在最厚的橫截面部位約4-6英寸厚。
38.根據(jù)權利要求35的合金產(chǎn)品，其中，所述組成中的wt.％Mg不超過wt.％Cu。
39.根據(jù)權利要求35的合金產(chǎn)品，其是一種已進行固溶熱處理和淬火處理的板材、擠壓件或鍛件。
40.根據(jù)權利要求35的合金產(chǎn)品，其中，所述合金中作為雜質(zhì)的Fe和Si含量分別低于約0.25wt.％。
41.根據(jù)權利要求35的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約6.9-8wt.％Zn；約1.3-1.65wt.％Mg；約1.3-1.9wt.％Cu和約0.05-0.2wt.％Zr；其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.5。
42.根據(jù)權利要求41的合金產(chǎn)品，其中，所述合金主要含有約7-8wt.％Zn；約1.4-1.65wt.％Mg；約1.4-1.8wt.％Cu和約0.05-0.2wt.％Zr；其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.3。
43.一種厚鋁合金產(chǎn)品，其厚截面時在進行固溶熱處理、淬火和人工時效之后，具有改善的強度和韌性組合以及良好的耐腐蝕性，所述合金基本組成為約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；約0.05-0.2wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
44.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
45.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約0.15wt.％或更低的Fe和約0.12wt.％或更低的Si。
46.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其中，所述合金含有約7-8wt.％Zn；約1.3-1.65wt.％Mg；約1.4-1.8wt.％Cu和約0.05-0.2wt.％Zr；其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.1)。
47.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其在橫截面厚2英寸或更大時，縱(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面應變斷裂韌性(KIC)位于圖7中的M-M線處或者其上方(向右側(cè))。
48.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其是一種板材產(chǎn)品，該產(chǎn)品在一種或多種如表12所示的最大施加應力水平下的最小開孔疲勞壽命(S/N)等于或大于所述表12中的相應循環(huán)失效值。
49.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其是一種板材產(chǎn)品，該產(chǎn)品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖12中的A-A線處或者其上方(右側(cè))。
50.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其是一種鍛件，該產(chǎn)品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖13中的B-B線處或者其上方(右側(cè))。
51.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其在L-T試驗方向的最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度等于或低于如表14所示的最大da/dN值中的至少一個，相應的K(應力強度因子)值在所述表14中等于或大于15ksiin。
52.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其在L-T試驗方向具有最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度，K值為15ksiin或更大，其位于圖14中的C-C線處或者其下方(右側(cè))。
53.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，用3.5％Na溶液中，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
54.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，海邊暴露至少約100天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
55.根據(jù)權利要求54的合金產(chǎn)品，其具有在所述海邊暴露條件下至少約180天不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
56.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，工業(yè)暴露至少約180天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
57.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，在對其實施一種或多種機加工操作之后，其同時具有厚截面和薄截面，所述薄截面表現(xiàn)出“EB”或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
58.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其具有改善的鉆孔裂紋萌生抗力。
59.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其已經(jīng)采用以下方法進行了人工時效，所述方法包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；(ii)在約300-335°F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275°F下的第三時效階段。
60.根據(jù)權利要求59的合金產(chǎn)品，其中，第一時效階段(i)在約230-260°F下進行。
61.根據(jù)權利要求59的合金產(chǎn)品，其中，第一時效階段(i)進行約2-18小時。
62.根據(jù)權利要求59的合金產(chǎn)品，其中，第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行。
63.根據(jù)權利要求59的合金產(chǎn)品，其中，第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行約4-18小時。
64.根據(jù)權利要求63的合金產(chǎn)品，其中，第二時效階段(ii)在約300-315°F下進行約6-15小時。
65.根據(jù)權利要求63的合金產(chǎn)品，其中，第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行約7-13小時。
66.根據(jù)權利要求59的合金產(chǎn)品，其中，第三時效階段(iii)在約230-260°F下進行。
67.根據(jù)權利要求66的合金產(chǎn)品，其中，第三時效階段(iii)在約230-260°F下進行至少約6小時。
68.根據(jù)權利要求67的合金產(chǎn)品，其中，第三時效階段(iii)在約240-255°F下進行約18小時或更長。
69.根據(jù)權利要求59的合金產(chǎn)品，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個包括多種溫度時效作用的整合。
70.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其是一種階梯狀擠壓件。
71.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其是一種已進行壓力淬火的擠壓件。
72.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其是一種可以時效成型為航空結構部件的板材產(chǎn)品。
73.根據(jù)權利要求43的合金產(chǎn)品，其已經(jīng)采用以下方法進行了人工時效，所述方法包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；和(ii)在約300-335°F下的第二時效階段。
74.商用飛機的鋁合金結構部件，所述結構部件采用已進行固溶熱處理、淬火和人工時效的厚板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品制成，所述結構部件具有強度、韌性和應力腐蝕開裂抗力性能的改善的組合，所述合金基本組成為約6.9-9.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.2-2.2wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；約0.05-0.2wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
75.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
76.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，所述板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品最厚的橫截面部位約3-12英寸厚。
77.根據(jù)權利要求76的結構部件，其中，所述板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品最厚的橫截面部位約4-6英寸厚。
78.根據(jù)權利要求74的結構部件，其與其7050鋁合金對應物相比，淬火敏感性下降。
79.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，所述合金含有低于約0.15wt.％Fe和低于約0.12wt.％Si。
80.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，所述合金含有約7-8wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.4-1.8wt.％Cu和約0.05-0.2wt.％Zr；其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.3。
81.根據(jù)權利要求74的結構部件，其選自于翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合。
82.根據(jù)權利要求74的結構部件，其是整體成型的。
83.根據(jù)權利要求74的結構部件，其在橫截面厚2英寸或更大處，縱(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面應變斷裂韌性(KIC)位于圖7中的M-M線處或者其上方(右側(cè))。
84.根據(jù)權利要求74的結構部件，其是一種板材產(chǎn)品，該產(chǎn)品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖12中的A-A線處或者其上方(右側(cè))。
85.根據(jù)權利要求74的結構部件，其是一種鍛件，該產(chǎn)品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖13中的B-B線處或者其上方(右側(cè))。
86.根據(jù)權利要求74的結構部件，其在L-T試驗方向具有最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度，K(應力強度因子)值為15ksiin或更大，其位于圖14中的C-C線處或者其下方(右側(cè))。
87.根據(jù)權利要求74的結構部件，其能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，用3.5％Na溶液，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
88.根據(jù)權利要求74的結構部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，海邊暴露至少約100天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
89.根據(jù)權利要求74的結構部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，工業(yè)暴露至少約180天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
90.根據(jù)權利要求74的結構部件，其同時具有厚截面和薄截面，所述薄截面表現(xiàn)出“EB”或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
91.根據(jù)權利要求74的結構部件，其具有改善的鉆孔裂紋萌生抗力。
92.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，所述飛機是一種民用或軍用噴氣飛機。
93.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，所述飛機是一種渦輪螺漿飛機。
94.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，在人工時效之前，對所述板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品進行拉伸和/或壓縮。
95.根據(jù)權利要求74的結構部件，其中，已經(jīng)采用以下方法對所述板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品進行了人工時效，所述方法包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；(ii)在約300-335°F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275°F下的第三時效階段。
96.根據(jù)權利要求95的結構部件，其中，第一時效階段(i)在約230-260°F下進行。
97.根據(jù)權利要求96的結構部件，其中，第一時效階段(i)在約235-255°F下進行6小時或更長。
98.根據(jù)權利要求95的結構部件，其中，第一時效階段(i)進行約2-12小時。
99.根據(jù)權利要求95的結構部件，其中，第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行約4-18小時。
100.根據(jù)權利要求99的結構部件，其中，第二時效階段(ii)在約300-315°F下進行約6-15小時。
101.根據(jù)權利要求99的結構部件，其中，第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行約7-13小時。
102.根據(jù)權利要求95的結構部件，其中，第三時效階段(iii)在約230-260°F下進行至少約6小時。
103.根據(jù)權利要求102的結構部件，其中，第三時效階段(iii)在約240-255°F下進行約18小時或更長。
104.一種商用飛機結構部件，其選自于翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或外殼、機身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合，所述部件采用厚板材、擠壓件或鍛件加工而成，并且具有改善的強度、韌性和耐腐蝕性，所述合金基本組成為約6.9-8.2wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.4-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及約0.05-0.2wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
105.根據(jù)權利要求104的結構部件，其中，所述合金含有約0.15wt.％或更低的Fe和約0.12wt.％或更低的Si。
106.根據(jù)權利要求104的結構部件，其與第二種結構部件焊接一起，并且，在其焊接熱影響區(qū)具體一種或多種選自于強度、疲勞、斷裂韌性和耐腐蝕性的性能的改善的保持性。
107.至少約2英寸厚的鋁合金板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品加工而成的飛機翼箱部件，所述合金基本組成為約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.65wt.％Mg；約1.4-2wt.％Cu，其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)≤3.5；以及約0.05-0.25wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
108.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其中，所述合金含有低于約0.15wt.％Fe和低于約0.12wt.％Si。
109.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其中，所述合金含有低于約8wt.％Zn和低于約1.9wt.％Cu。
110.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種整體桁條。
111.根據(jù)權利要求110的飛機翼箱部件，其已被時效成型。
112.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種翼肋、腹板或縱梁。
113.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種機翼板或蒙皮。
114.根據(jù)權利要求113的飛機翼箱部件，其已被時效成型。
115.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其由一種階梯狀擠壓件制成。
116.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種壓力淬火的擠壓件。
117.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其與第二種飛機翼箱部件焊接一起，并且，在其焊接熱影響區(qū)具有一種或多種選自于強度、疲勞、斷裂韌性和應力腐蝕開裂抗力的性能的改善的保持性。
118.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其中，對所述板材、擠壓或鍛造產(chǎn)品進行固溶熱處理和有意進行的緩慢淬火，以減小淬火扭曲。
119.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其在橫截面厚2英寸或更大處，縱(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)斷裂韌性(KIC)位于圖7中的M-M線處或者其上方(右側(cè))。
120.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其由板材制備而成，該部件的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖12中的A-A線處或者其上方(右側(cè))。
121.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其由鍛件制備而成，該部件的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖13中的B-B線處或者其上方(右側(cè))。
122.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其在L-T試驗方向具有最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度，K(應力強度因子)值為15ksiin或更大，其位于圖14中的C-C線處或者其下方(右側(cè))。
123.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，在3.5％Na溶液中，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
124.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，海邊暴露至少約100天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
125.根據(jù)權利要求124的飛機翼箱部件，其具有在所述海邊暴露條件下，至少約180天不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
126.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用下，工業(yè)暴露至少約180天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
127.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其同時具有厚截面和薄截面，所述薄截面表現(xiàn)出“EB”或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
128.根據(jù)權利要求107的飛機翼箱部件，其具有改善的穿孔裂紋萌生抗力。
129.由一種厚鋁合金產(chǎn)品制成的模具板材，所述產(chǎn)品基本組成為約6-10wt.％Zn；約1.2-1.9wt.％Mg和約1.2-2.2wt.％Cu；任選最多約0.4wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
130.根據(jù)權利要求129的模具板材，其中，所述合金含有約0.25wt.％或更低的Fe和約0.25wt.％或更低的Si。
131.根據(jù)權利要求129的模具板材，其中，所述合金含有約6.5-8.5wt.％Zn；約1.3-1.65wt.％Mg和約1.4-1.9wt.％Cu。
132.根據(jù)權利要求129的模具板材，其中，所述產(chǎn)品是一種軋制板材或鍛件，所述合金含有約0.05-0.2wt.％Zr。
133.根據(jù)權利要求129的模具板材，其中，所述產(chǎn)品是一種鑄件。
134.一種結構部件的制備方法，所述部件具有改善的性能組合，所述性能包含至少兩種選自強度、疲勞、斷裂韌性和耐腐蝕性的性能，所述方法包括(a)提供一種合金，該合金基本組成為約6.9-9wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.2-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及約0.05-0.3wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)；(b)對所述合金均勻化處理，并且采用選自于軋制、擠壓和鍛造的一種或多種方法將其熱加工成工件；(c)對所述工件進行固溶熱處理；(d)對所述已固溶熱處理的工件進行淬火；和(e)對所述已淬火的工件進行人工時效。
135.根據(jù)權利要求134的方法，其進一步包括(f)由所述已人工時效的工件加工出所述結構部件。
136.根據(jù)權利要求134的方法，其任選包括通過拉伸、壓縮和/或冷加工對經(jīng)淬火步驟(d)處理后的工件進行應力消除。
137.根據(jù)權利要求134的方法，其任選包括將所述工件時效成型為所述結構部件形狀。
138.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述淬火的工件的最厚橫截面部位約3-12英寸厚。
139.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述淬火步驟(d)包括采用水或其它介質(zhì)進行噴灑或浸泡。
140.根據(jù)權利要求134的方法，其中，在固溶熱處理步驟(c)之后，有意對工件進行緩慢淬火。
141.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述合金含有低于約8wt.％Zn和低于約1.8wt.％Cu。
142.根據(jù)權利要求134的方法，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
143.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述合金含有作為雜質(zhì)的低于約0.15wt.％Fe和低于約0.12wt.％Si。
144.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述工件是一種板材產(chǎn)品。
145.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述工件是一種擠壓件。
146.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述工件是一種鍛造產(chǎn)品。
147.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述人工時效步驟(e)包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；和(ii)在約300-335°F下的第二時效階段。
148.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述人工時效步驟(e)包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；(ii)在約300-335°F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275°F下的第三時效階段。
149.根據(jù)權利要求148的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260°F下進行。
150.根據(jù)權利要求148的方法，其中，所述第一時效階段(i)進行約2-12小時。
151.根據(jù)權利要求148的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約235-255°F下進行6小時或更長。
152.根據(jù)權利要求148的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行約4-18小時。
153.根據(jù)權利要求152的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-315°F下進行約6-15小時。
154.根據(jù)權利要求152的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行約7-13小時。
155.根據(jù)權利要求148的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260°F下進行。
156.根據(jù)權利要求148的方法，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個包括多個溫度時效作用的綜合。
157.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件是用于商用噴氣飛機。
158.根據(jù)權利要求157的方法，其中，所述結構部件選自于翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合。
159.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件在橫截面厚2英寸或更大處，縱(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面應變斷裂韌性(KIC)位于圖7中的M-M線處或者其上方(右側(cè))。
160.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件是一種板材產(chǎn)品，該產(chǎn)品在一種或多種如表12所示的最大施加應力水平下的最小開孔疲勞壽命(S/N)等于或大于所述表12中的相應失效循環(huán)次數(shù)。
161.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件是一種板材產(chǎn)品，該產(chǎn)品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖12中的A-A線處或者其上方(右側(cè))。
162.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件是一種鍛件，該部件的最小開孔疲勞壽命(S/N)位于圖13中的B-B線處或者其上方(右側(cè))。
163.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件在L-T試驗取向上的最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度等于或低于如表14所示的最大da/dN值中的至少一個，相應的K值在所述表14中等于或大于15ksiin。
164.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件在L-T試驗取向上具有的最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度位于圖14中的C-C線處或者其下方(右側(cè))，K(應力強度因子)值為15ksiin或更大。
165.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力水平作用下，采用3.5％Na溶液條件下，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
166.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力水平作用下在海邊暴露至少約100天后而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
167.根據(jù)權利要求166的方法，其中，所述結構部件具有在所述海邊暴露條件下至少約180天后不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
168.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力水平作用下，工業(yè)暴露至少約180天而不發(fā)生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
169.根據(jù)權利要求134的方法，其中，所述結構部件同時具有厚截面和薄截面，所述薄截面表現(xiàn)出“EB”或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
170.一種制造噴氣飛機結構部件的方法，所述部件選自于翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合，所述部件具有改善的兩種或多種性能的組合，所述性能選自強度、疲勞、斷裂韌性和應力腐蝕抗力，所述方法包括(a)提供一種可鍛合金，該合金基本組成為約6.9-9wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.2-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及約0.05-0.3wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)；(b)對所述合金均勻化處理，并且采用選自于軋制、擠壓和鍛造的一種或多種方法將其熱成形為工件；(c)對所述熱成形的工件進行固溶熱處理；(d)對對所述已固溶熱處理的工件進行淬火；和(e)對所述已淬火的工件進行人工時效，所述人工時效方法包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；(ii)在約300-335°F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275°F下的第三時效階段。
171.根據(jù)權利要求170的方法，其任選包括通過拉伸、壓縮和/或冷加工對經(jīng)淬火步驟(d)處理后的工件進行應力消除。
172.根據(jù)權利要求170的方法，其任選包括將所述工件時效成型為近似所述結構部件形狀。
173.根據(jù)權利要求170的方法，其進一步包括(f)將所述已人工時效的工件加工成所述結構部件。
174.根據(jù)權利要求170的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260°F下進行。
175.根據(jù)權利要求174的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260°F下進行約2-12小時。
176.根據(jù)權利要求170的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行。
177.根據(jù)權利要求176的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行約4-18小時。
178.根據(jù)權利要求177的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-315°F下進行約6-15小時。
179.根據(jù)權利要求177的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行約7-13小時。
180.根據(jù)權利要求170的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260°F下進行。
181.根據(jù)權利要求180的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約235-255°F下至少進行約6小時。
182.根據(jù)權利要求180的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約240-255°F下進行約18小時或更長。
183.根據(jù)權利要求170的方法，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個包括多個溫度時效作用的綜合。
184.在由鋁合金板材、擠壓件或鍛造產(chǎn)品制造結構部件的方法中，所述產(chǎn)品的合金組成中基本沒有Cr，并且基本組成為約5.7-9.5wt.％Zn；約1.2-2.7wt.％Mg；約1.3-2.7wt.％Cu和約0.05-0.3wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)，所述方法包括如下步驟(a)對所述產(chǎn)品進行固溶熱處理；(b)對所述已固溶熱處理的產(chǎn)品進行淬火；和(c)對所述已淬火的產(chǎn)品進行人工時效，所述方法的改進使所述結構部件獲得改善的強度和韌性的組合以及良好的耐腐蝕性，所述改進包括對所述產(chǎn)品采用包括以下步驟的方法進行人工時效(i)在約200-275°F下的第一時效階段；(ii)在約300-335°F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275°F下的第三時效階段。
185.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述合金選自于7050，7040，7150和7010鋁(鋁業(yè)協(xié)會牌號)。
186.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260°F下進行。
187.根據(jù)權利要求186的改進，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260°F下進行約2-12小時。
188.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述第一時效階段(i)進行約6小時或更長。
189.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行。
190.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-330°F下進行約6-30小時。
191.根據(jù)權利要求190的改進，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行約10-30小時。
192.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260下進行。
193.根據(jù)權利要求192的改進，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260°F下至少進行約6小時。
194.根據(jù)權利要求193的改進，其中，所述第三時效階段(iii)在約240-255°F下進行約18小時或更長。
195.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個包括多個溫度時效作用的綜合。
196.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述產(chǎn)品最厚的橫截面部位至少約2英寸厚。
197.根據(jù)權利要求196的改進，其中，所述產(chǎn)品中所述最厚部位約4-8英寸厚。
198.根據(jù)權利要求184的改進，其中，所述結構部件選自于商用飛機的翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁和/或起落架梁。
199.一種大飛機的機翼，所述機翼包括由上、下機翼蒙皮構成的機翼箱，至少一個所述蒙皮包含多個桁條加固件，所述翼箱還包括隔開所述機翼蒙皮的翼梁組件，至少一個所述翼梁組件是一種通過從厚鋁產(chǎn)品中將大量金屬去除制備的整體翼梁，制備所述厚鋁產(chǎn)品的合金基本組成為約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及約0.05-0.2wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
200.一種大飛機的機翼，所述機翼包括由上、下機翼蒙皮構成的機翼箱，至少一個所述蒙皮包含多個桁條加固件，所述翼箱還包括上、下機翼蒙皮，至少一個所述蒙皮具有一種整體桁條加強件，該整體桁條加強件通過從厚可鍛產(chǎn)品中將大量金屬加工去除制備而成，所述厚可鍛產(chǎn)品的合金基本組成為約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.1)；以及約0.05-0.2wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
201.具有幾個大結構部件的大飛機，所述部件通過從厚鋁工件中將大量金屬加工去除制備而成，所述厚鋁工件的合金基本組成為約6.9-8.5wt.％Zn；約1.3-1.68wt.％Mg；約1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及約0.05-0.2wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。
202.根據(jù)權利要求201的大飛機，其中，至少一個所述部件是艙壁組件。
203.根據(jù)權利要求201的大飛機，其中，兩個或多個所述部件是機翼翼梁。
全文摘要
鋁合金產(chǎn)品如板材、鍛件和擠壓件，其適合于航空結構部件，例如整體的機翼翼梁、翼肋和腹板。所述合金產(chǎn)品含有約6－10wt.％Zn；1.2－1.9wt.％Mg；1.2－2.2wt.％Cu，其中，Mg≤(Cu+0.3)；以及約0.05－0.4wt.％Zr，余者為Al，附帶的元素和雜質(zhì)。優(yōu)選地，所述合金含有約6.9－8.5wt.％Zn；1.2－1.7wt.％Mg；1.3－2wt.％Cu。厚尺寸的該合金提供改善的強度與斷裂韌性組合。當采用優(yōu)選實施方案中的三階段方法進行人工時效時，該合金也能獲得包括在海邊條件下較優(yōu)的SCC性能。
文檔編號C22F1/00GK1489637SQ01822516
公開日2004年4月14日 申請日期2001年9月4日 優(yōu)先權日2000年12月21日
發(fā)明者D·J·查克拉巴提, J·劉, J·H·古德曼, G·B·維尼瑪, R·R·薩特爾, C·M·克維斯特, R·W·維斯特倫德, D J 查克拉巴提, 克維斯特, 古德曼, 維尼瑪, 維斯特倫德, 薩特爾 申請人:阿爾科公司