[发明专利]Al-Zn-Cu-Mg合金及其制备方法

说明书

本发明涉及一种厚度为至少80mm的轧制铝基合金产品，其包括(以重量％计)：Zn 6.85–7.25，Mg 1.55–1.95，Cu 1.90–2.30，Zr 0.04–0.10，Ti 0–0.15，Fe 0–0.15，Si 0–0.15，其他元素每种≤0.05且总量≤0.15，余量为Al，其中在厚度中间处多于75％的晶粒是再结晶的或者在厚度中间处30至75％的晶粒是再结晶的且非再结晶的晶粒在L/ST横截面中的长径比小于3。制备轧制铝基合金产品的方法包括以下步骤：(a)铸造由本发明的合金制成的锭，(b)将锭进行均质化，(c)以一阶段或多阶段轧制将所述经均质化的锭进行热轧，(d)进行固溶热处理并淬火，(e)进行应力消除，和(f)进行人工时效处理。本发明的产品适合于飞机构造并且具有有利的疲劳裂纹扩展性能。

技术领域

本发明总体而言涉及铝基合金，更具体地，涉及Al-Zn-Cu-Mg铝基合金，特别是用于航天应用的此合金。

背景技术

多年来，Al-Zn-Cu-Mg铝基合金在航天工业中得到了广泛的应用。随着飞机结构的发展以及旨在减轻重量和成本的目标的努力，不断寻求强度、韧度和耐腐蚀性等性能之间的最佳折衷。此外，铸造、轧制和热处理的工艺改进可以有利地提供合金组成图中的进一步控制和性能折衷。

由Al-Zn-Cu-Mg铝基合金制成的厚的轧制、锻造或挤压产品特别用于生产航空工业的整体机加工的高强度结构部件，例如翼肋(wing rib)、翼梁(spar)、隔框(frame)等机翼元件，其通常由厚的锻制型材机加工而成。

针对各种性能(如静态机械强度、断裂韧度、耐腐蚀性、淬火敏感性、抗疲劳性和残余应力水平)所获得的性能值将决定产品的整体性能、结构设计人员能够有利地使用它的能力以及它可以用于进一步的加工步骤如机加工的容易性。

在上面列出的性能中，有些性能经常是本质上相矛盾的，并且通常必须找到折衷方案。相矛盾的性能是例如，静态机械强度与韧度，以及强度与耐腐蚀性。在腐蚀或环境致裂(EAC，Environmentally Assisted Cracking)性能中，可以区别高应力及潮湿环境条件下的EAC和标准应力腐蚀断裂(SCC)测试条件下的EAC，例如ASTM G47，其中使用NaCl溶液(ASTM G44)交替浸泡和干燥循环并通常使用较低应力来测试试样。

裂纹偏离(crack deviation)、裂纹转向(crack turning)或裂纹分叉(crackbranching)是用于表述在疲劳或韧性测试期间裂纹扩展偏离与荷载方向垂直的预期断裂平面的倾向性的术语。裂纹偏离以微观尺度(100μm)、细观尺度(100-1000μm)或宏观尺度(1mm)发生，但只有在偏离(宏观尺度)后裂纹方向保持稳定时才认为是有害的。这种现象是对于L-S方向上疲劳试验的特别关注点。术语裂纹分叉在本文中用于表示L-S疲劳或韧度试验中裂纹从S方向朝向L方向的宏观偏离，这种偏离发生在厚度为30毫米或更高的轧制产品上。发生裂纹分叉可能与轧制产品的组成和微观结构以及测试条件有关。

裂纹偏离一直被飞机制造厂商认为是一个重要问题，因为使用传统的设计方法很难在零件设计时被考虑到。这是因为裂纹偏离使传统的基于模式I的材料测试程序和设计模型无效。裂纹偏离问题已被证明难以解决。最近有人认为，在缺乏避免裂纹偏离的解决方案的情况下，应致力于预测裂纹偏离行为。(M.J.Crill,D.J.Chellman,E.S.Balmuth,M.Philbrook,K.P.Smith,A.Cho,M.Niedzinski,R.Muzzolini和J.Feiger,Evaluation ofAA 2050-T87 Al-Li Alloy Crack Turning Behavior,Materials Science Forum,第519-521卷(2006年7月)第1323-1328页)。

专利US 8,323,426提出了一种改善某些Al-Cu-Li合金裂纹分叉的解决方案。

然而，裂纹偏离改善通常与偏离前的原始裂纹平面中较高的疲劳裂纹扩展速率有关。