CN113302327A - 7xxx系列铝合金产品 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种锻制7xxx‑系列铝合金产品，其具有以wt.％.计的包括以下的组成：Zn 6.40至7.50，Mg 2.15至2.75，Cu 1.20至2.00，并且其中Cu+Mg<4.50，且其中Mg<2.5+5/3(Cu–1.2)，Fe至多0.25，Si至多0.25，以及任选的一种或多种选自由以下组成的组的元素：(Zr至多0.3，Cr至多0.3，Mn至多0.45，Ti至多0.25，Sc至多0.5，Ag至多0.5)，余量是铝和杂质，并且所述产品经时效处理而实现：在四分之一厚度处在L方向上测量的常规拉伸屈服强度(以MPa计)大于485‑0.12*(t–100)MPa(t是所述产品的厚度，以mm计)；在170MPa的短横向(ST)应力水平下根据ASTM G47‑98测量的无因应力腐蚀裂纹化(SCC)引起的失效的最小寿命为至少30天；以及在标准大气中在室温下根据ASTM E647‑13e01在L‑S方向上对CT样品测试的无因裂纹扩展引起的裂纹偏离的最小Kmax‑dev值为平均至少40MPa√m。

Description

7xxx系列铝合金产品
技术领域
本发明涉及锻制Al-Zn-Mg-Cu铝类型(或由铝协会指定的7000或7xxx-系列铝合金)。更具体地，本发明涉及具有改善的耐裂纹偏离性的可时效硬化、高强度、高耐应力腐蚀的铝合金，以及由此铝合金制成的产品。由这种合金制成的产品非常适用于航空航天应用，但不仅限于此。该铝合金可以被加工成各种产品形式，如薄板、厚板、挤压或锻造产品。
背景技术
基于铝-锌-镁-铜体系的高强度铝合金用于许多应用中。通常，这些合金的性能曲线需要根据应用进行调整，并且很难在不负面影响其他性能的情况下改善一种性能。例如，需要通过针对目标应用运用最合适的回火来平衡强度和耐腐蚀性。另一个相关的性能是耐裂纹偏离性，当敏感性合金(susceptible alloy)在L-S样品中的预制裂纹上承受疲劳载荷时，材料中的裂纹路径偏离就可能会发生。对于零件制造商来说，这种现象可能是一个挑战，因为在某些条件下结构的完整性可能会受到影响。尤其在含Zn的高强度铝合金中已观察到了对裂纹偏离的敏感性。因此，需要这样的铝合金，其结合了高强度与良好的耐SCC腐蚀性，并且同时具有增加的耐裂纹偏离性。
欧洲专利EP-0863220-B2公开了一种用于汽车业并由AlZnMgCu合金经由挤压制成的螺钉或铆钉，并且其中AlZnMgCu合金按wt.％计由以下组成：6.0-8.0％Zn，2.0-3.5％Mg，优选2.6-2.9％Mg，1.6-1.9％Cu，0.05-0.30％Zr，最多0.10％Cr，最多0.50％Mn，最多0.10％Ti，最多0.20％Si，最多0.20％Fe，各自最多0.05％且总量最多0.15％的其他元素，余量铝和不可避免的杂质。
发明内容
如本文中应理解，除另外指示之外，铝合金命名和回火命名是指铝协会在2018年发布的铝标准和数据以及注册记录(Aluminium Standards and Data and theRegistration Records)中的铝协会命名，并且是本领域技术人员众所周知的。回火命名是在欧洲标准EN515中规定的。
对于合金组成或优选合金组成的任何描述，除非另外指示，否则所有对百分比的提及均按重量百分比计。
如本文所用，术语"约"当用于描述合金添加物的组成范围或量时，意指如本领域技术人员所理解的，由于诸如标准加工变化的因素，合金添加物的实际量可能与标称预期量不同。
如本文所用的术语“至多”以及“至多约”明确包括但不限于其所指代的特定合金化组分的重量百分比为零的可能性。例如，至多0.5％的Sc可以包括不具有Sc的铝合金。
本发明的目的是提供具有改善的高强度、高耐SCC性的平衡并且具有改善的耐裂纹偏离性的锻制7xxx-系列铝合金产品。
本发明通过提供锻制7xxx-系列铝合金产品而达到或超过了这个目的和其他目的以及进一步的优点，该铝合金产品优选具有至少12.7mm(0.5英寸)的规格并且具有以wt.％.计的包括以下的组成：
Zn 6.40％至7.50％，
Mg 2.15％至2.85％，
Cu 1.20％至2.00％，
但条件是Cu-和Mg-含量满足Cu+Mg<4.50％并且Mg<2.5+5/3(Cu–1.2)，
Fe 至多0.25％，优选至多0.15％，
Si 至多0.25％，优选至多0.15％，
以及任选的一种或多种选自由以下组成的组的元素：
Zr 至多0.3％，
Cr 至多0.3％，
Mn 至多0.45％，
Fe 至多0.25％，优选至多0.15％，
Sc 至多0.5％，
Ag 至多0.5％，
余量为铝和杂质。通常，此类杂质各自以<0.05％存在并且总共<0.15％，并且所述产品被时效处理成具有以下性能：
-根据ASTM-B557-15标准在四分之一厚度处在L方向上测量的常规拉伸屈服强度(以MPa计)大于485-0.12*(t–100)MPa(t是产品的厚度，以mm计)。在优选的实施方案中，所述拉伸屈服强度为>500-0.12(t-100)MPa，并且更优选>510-0.12(t-100)MPa。
-在170MPa的短横向(ST)应力水平下，根据ASTM G47-98测量的无因应力腐蚀裂纹化(SCC)引起的失效的最小寿命为至少30天。在优选的实施方案中，在短横向(ST)应力水平为205MPa，并且更优选为240MPa下。
-在标准大气中在室温下根据ASTM E647-13e01在L-S方向上对CT样品测试的无因裂纹扩展引起的裂纹偏离的最小Kmax-dev值为平均至少40MPa√m，优选平均至少45MPa√m，更优选平均至少50MPa√m，其是在载荷控制的疲劳测试中进行测试的，并且裂纹偏离被定义为裂纹与预期断裂平面偏离大于20°。如本文中所使用，“耐裂纹偏离性”是通过根据题为“Standard Test Method for Measurement of Fatigue Crack Growth Rates”(“ASTME647”)的ASTM E647-13e01制备至少一式三份C(T)样本来确定的。所述至少一式三份的C(T)样本是从材料的宽度/3与2宽度/3之间沿L-S方向获取的，其中样本的“B”尺寸为6.35mm(0.25英寸)，并且样本的“W”尺寸为至少25mm(0.98英寸)，是从T/2位置获取的。根据ASTME647的恒定载荷振幅测试方法以R＝0.1(等于Pmin/Pmax)、在环境或高湿度的空气中、在室温下对测试样本进行测试。预裂纹必须满足ASTM E647的所有有效性要求，并且预裂纹化必须按照ASTM E647的要求执行。使用Kmax>10MPa√m.(9.098ksi√英寸)开始测试，并且起始力必须足够大，以使裂纹偏离发生在该测试不再满足ASTM E647 C(T)样本有效性要求((W-a)≥(4/π)*(Kmax-dev/TYS)2)之前。该测试必须根据ASTM E647是有效的，直到裂纹偏离点为止。当C(T)样本的裂纹在任何方向上都明显偏离预期的断裂平面(如，偏离20-110°)时，裂纹“偏离”，并且该偏离会导致样本沿非预期断裂平面分离。通过使用两个表面值(前值和后值)的平均值推导出偏离时的平均裂纹长度(adev)。Kmax-dev是针对C(T)样本根据ASTM E647A1.5.1.1使用偏离时的平均裂纹长度(adev)、最大施加力(Pmax)和应力-强度因子表达式计算出的最大应力-强度因子(注：应根据如ASTM E6473.2.14中定义的应力比关系式R＝Kmin/Kmax和^K＝Kmax-Kmin，分别用Kmax-dev和Pmax替换ΔK和ΔP)。
通过仔细控制铝合金中特别是Zn、Cu和Mg的水平，以及当铝合金尤其被时效处理至T7状态时，锻制7xxx-系列铝合金产品因此提供了改善的高强度、高耐SCC性的平衡与良好的耐裂纹偏离性的组合。
在实施方案中，锻制铝合金产品具有最大7.30％并且优选最大7.10％的Zn-含量。优选的最小Zn-含量为6.50％，更优选6.60％，并且最优选6.75％，以获得足够的强度。
在实施方案中，锻制铝合金产品具有最大1.90％并且优选最大1.80％并且更优选最大1.75％并且最优选最大1.70％的Cu-含量。优选的最小Cu-含量为1.30％，并且更优选1.35％，以提供足够的强度与高的无裂纹偏离的最小Kmax-dev值的组合。
在实施方案中，锻制铝合金产品具有至少2.25％并且优选至少2.30％、更优选至少2.35％并且最优选至少2.45％的Mg-含量，以提供足够的强度与增加的无裂纹偏离的最小Kmax-dev值的组合。在实施方案中，锻制铝合金产品具有最大2.75％、优选最大2.60％并且更优选最大2.55％的Mg-含量。
在优选的实施方案中，锻制铝合金产品具有Zn 6.40％至7.30％、Mg 2.25％至2.75％和Cu 1.25％至1.90％，并且附带条件Cu+Mg<4.45且Mg<2.55+2(Cu–1.25)。
在更优选的实施方案中，锻制铝合金产品具有Zn 6.50％至7.20％、Mg 2.30％至2.60％和Cu 1.30％至1.80％。
在更优选的实施方案中，锻制铝合金产品具有Zn 6.75％至7.10％、Mg 2.35％至2.55％和Cu 1.35％至1.75％。
在最优选的实施方案中，锻制铝合金产品具有Zn 6.75％至7.10％、Mg 2.45％至2.55％和Cu 1.35％至1.75％。
下表1给出了根据本发明的锻制铝合金产品的优选的Zn、Cu和Mg范围的概述。
表1.根据本发明的锻制7xxx-系列铝合金产品中优选的Zn、Cu和Mg范围的概述。
Figure BDA0003166518530000051
Figure BDA0003166518530000061
在实施方案中，锻制铝合金产品进一步包含至多0.3％的一种或多种选自V、Ni、Co、Nb、Mo、Ge、Er、Hf、Ce、Y、Dy和Sr的组的元素。
铁和硅的含量应保持显著较低，例如不超过约0.15％Fe，并且优选小于0.10％Fe，并且不超过约0.15％Si并且优选0.10％Si或更小。在任何情况下均可以设想，略微较高的水平的这两种杂质，至多约0.25％的Fe和至多约0.25％的Si仍然是可以接受的，但是在本文中是不太优选的。
锻制铝合金产品任选地包含一种或多种选自由以下组成的组的形成弥散体的元素以控制晶粒结构和淬火敏感性：Zr至多0.3％、Cr至多0.3％、Mn至多0.45％、Ti至多0.25％、Sc至多0.5％。
Zr水平的优选最大值是0.25％。Zr水平的适合范围为约0.03％至0.25％，并且更优选为约0.05％至0.18％，并且最优选为约0.05％至0.13％。Zr是根据本发明的铝合金产品中的优选的形成弥散体的合金元素。
Sc的添加量优选不大于约0.5％，并且更优选不大于约0.3％，并且最优选不大于约0.25％。Sc添加量的优选下限是0.03％，并且更优选0.05％。在实施方案中，当与Zr组合时，Sc+Zr的总和应该小于0.35％，优选小于0.30％。
可以单独地添加或与其他弥散体形成剂一起添加的另一种形成弥散体的元素是Cr。Cr水平应优选低于0.3％，并且更优选最大为约0.25％，并且最优选最大为约0.22％。Cr的优选下限为约0.04％。
在根据本发明的铝合金锻制产品的另一个实施方案中，它不含Cr，实际上，这意味着它被视为杂质并且Cr-含量为至多0.05％，并且优选至多0.04％，并且更优选仅至多0.03％。
Mn可以作为单种弥散体形成剂或与任一种其他提及的弥散体形成剂的组合加入。Mn添加量的最大值约为0.4％。Mn添加量的实际范围在约0.05％至0.4％的范围内，并且优选在约0.05％至0.3％的范围内。Mn添加量的优选下限约为0.12％。当与Zr组合时，Mn加Zr的总和应小于约0.4％，优选小于约0.32％，并且适合的最小值约为0.12％。
在根据本发明的铝合金锻制产品的另一个实施方案中，它不含Mn，实际上，这意味着它被视为杂质并且Mn-含量为至多0.05％，并且优选至多0.04％，并且更优选仅至多0.03％。
在另一个实施方案中，Cr和Mn中的每一者均仅以铝合金锻制产品中的杂质水平存在。优选地，Cr和Mn的组合存在量至多只能为0.05％，优选至多0.04％，并且更优选至多0.02％。
可以有意地添加至多0.5％范围内的银(Ag)，以进一步增强时效处理期间的强度。有意的Ag添加的优选的下限将为约0.05％，并且更优选为约0.08％。优选的上限将为约0.4％。
在实施方案中，Ag是杂质元素，并且它可以以最高0.05％，并且优选最高0.03％的量存在。
在实施方案中，优选具有至少12.7mm(0.5英寸)的规格的锻制7xxx-系列铝合金产品具有以wt.％.计的由以下组成的组成
Zn 6.40％至7.50％，
Mg 2.15％至2.85％，
Cu 1.20％至2.00％，
并且附带条件是Cu+Mg<4.50并且Mg<2.5+5/3(Cu–1.2)，
Fe 至多0.25％，
Si 至多0.25％，
以及任选的一种或多种选自由以下组成的组的元素：
Zr 至多0.3％，
Cr 至多0.3％，
Mn 至多0.45％，
Ti 至多0.25％，
Sc 至多0.5％，
Ag 至多0.5％，
余量为铝和杂质，它们各自<0.05％且总计<0.15％并且具有如本文所述和要求保护的优选的较窄的组成范围。
在另一个实施方案中，优选具有至少12.7mm(0.5英寸)的规格的锻制7xxx-系列铝合金产品具有以wt.％.计的由以下组成的组成
Zn 6.40％至7.50％，
Mg 2.15％至2.85％，
Cu 1.20％至2.00％，
并且附带条件是Cu+Mg<4.50并且Mg<2.5+5/3(Cu–1.2)，
Fe 至多0.25％，优选至多0.15％，
Si 至多0.25％，优选至多0.15％，
Zr 0.05％至0.18％，优选0.05％至0.13％，
Ti 至多0.25％，优选至多0.15％，
余量为铝和杂质，它们各自<0.05％且总计<0.15％并且具有如本文所述和要求保护的优选的较窄的组成范围。
为了在强度、耐SCC性和改善的耐裂纹偏离性方面提供最佳的平衡，锻制产品优选以经受了过度时效处理的T7状态提供。更优选地，T7状态选自由以下组成：T73、T74、T76、T77和T79。
在优选的实施方案中，所述锻制产品以T74回火物(T74 temper)，更特别地以T7451回火物，或者以T76回火物，更特别地以T7651回火物提供。
在优选的实施方案中，所述锻制产品以T77回火物，更特别地以T7751回火物，或者以T79回火物，更特别地以T7951回火物提供。
在一个优选的实施方案中，根据本发明的锻制产品具有至少12.7mm(0.5英寸)的标称厚度。在进一步的实施方案中，所述厚度为至少25.4mm(1.0英寸)。在又进一步的实施方案中，所述厚度为至少38.1mm(1.5英寸)，并且优选为至少76.2mm(3.0英寸)。在一个实施方案中，最大厚度为304.8mm(12.0英寸)。在一个优选的实施方案中，最大厚度为254mm(10.0英寸)并且更优选203.2mm(8.0英寸)。
锻制产品可以以各种形式提供，特别是作为轧制产品、挤压产品或作为锻造产品提供。
在一个优选的实施方案中，锻制产品作为轧制产品，更特别地作为轧制板产品提供。
在一个实施方案中，锻制产品是航空航天产品，更特别地是飞行器结构部件，如机翼梁、机翼肋、机翼蒙皮、地板梁或机身框架。
在一个特定的实施方案中，锻制产品作为轧制产品，理想地作为飞行器结构部件提供，它们的厚度在38.4mm(1.5英寸)至307.2mm(12.0英寸)的范围内并且具有如本文所述和要求保护的优选的较窄范围；并且以T7状态提供，更优选以T74或T76状态提供。在该实施方案中，轧制产品具有如本文所述和要求保护的性能。
在一个特定的实施方案中，锻制产品作为轧制产品，理想地作为飞行器结构部件提供，它们的厚度在38.1mm(1.5英寸)至304.8mm(12.0英寸)的范围内并且具有如本文所述和要求保护的优选的较窄范围；并且以T76状态提供，更优选以T7651状态提供。在该实施方案中，轧制产品具有如本文所述和要求保护的性能。
在本发明的进一步的方面，本发明涉及生产优选具有至少12.7mm(0.5英寸)规格的锻制7xxx-系列铝合金产品的方法，该方法包括依次如下的步骤：
a.铸造根据本发明的AA7000-系列铝合金的锭块的坯料，
b.将铸造的坯料预热和/或匀质化，
c.通过选自由轧制、挤压和锻造组成的组的一种或多种方法对坯料进行热加工；
d.任选地对热加工过的坯料进行冷加工；
e.对经受了热加工和任选冷加工的坯料进行固溶热处理(“SHT”)；
f.优选地通过在水中或其他淬火介质中的喷雾淬火或浸没淬火中的一者来冷却SHT坯料；
g.任选地对经受了冷却的SHT坯料进行拉伸或压缩或者以其他方式对经受了冷却的SHT坯料进行冷加工以减轻应力，例如对经受了冷却的SHT坯料进行整平或拉伸或冷轧；
h.对经受了冷却和任选拉伸或压缩或者以其他方式进行的冷加工的SHT坯料进行人工时效处理以实现所需的回火度，优选以达到T7状态。
所述铝合金可以锭块或板坯或方坯的形式提供，以通过铸造产品领域中常规的铸造技术(例如直接冷铸(DC)-铸造、电磁铸造(EMC)-铸造、电磁搅拌(EMS)-铸造)制造成合适的锻制产品。也可以使用由连续铸造(如带式铸造机或辊式铸造机)产生的板坯，这在生产更薄规格的最终产品时可能尤其有利。如本领域众所周知的，也可以使用晶粒细化剂，如含有钛和硼，或钛和碳的那些。铝合金中的Ti-含量为至多0.25％，并且优选至多0.15％，并且更优选在0.01％至0.1％的范围内。任选地，可以例如通过将铸造的锭块保持在约350℃至450℃的温度范围内，然后缓慢冷却至环境温度来消除所述铸造的锭块的应力。在铸造合金坯料后，通常对锭块进行修整，以去除锭块铸态表面附近的偏析区域。
匀质化热处理的目的具有以下目标：(i)尽可能多地溶解在凝固期间形成的粗可溶相，以及(ii)降低浓度梯度以利于溶解步骤。预热处理也实现这些目标中的一些。
通常，预热是指将锭块加热至设定温度并在这个温度下均热设定的时间，然后在此温度左右开始热轧制。匀质化是指应用于轧制锭块的具有一个或多个均热步骤的加热、均热和冷却循环，其中匀质化之后的最终温度为环境温度。
在根据本发明方法中使用的AA7xxx-系列合金的典型预热处理将为390℃至450℃的温度，并且均热时间在2至50小时，更通常2至20小时的范围内。
首先，使用常规的工业实践将合金坯料中的可溶共晶相和/或金属间相(诸如S-相、T-相和M-相)溶解。这通常通过将坯料加热至小于500℃，通常在450℃至485℃)范围内的温度下来进行，因为S-相(Al2MgCu-相)在AA7xxx-系列合金中的熔化温度为约489℃并且M-相(MgZn2-相)的熔点为约478℃。这可以通过在所述温度范围内进行匀质化处理并允许冷却至热轧制温度来实现，或者在匀质化之后，随后将坯料冷却并再加热，然后进行热轧制。匀质化过程还可以两个或更多个步骤进行(如果需要的话)，并且这些步骤对于AA7xxx-系列合金而言通常在430℃至490℃的温度范围内进行。在一个特别有利的实施方案中，运用两步匀质化过程，第一步在455℃至470℃之间，并且第二步在470℃至485℃之间，以根据精确的合金组成优化各相的溶解过程。
在匀质化温度下的均热时间在1至50小时，并且更通常2至20小时的范围内。可以运用的加热速率为本领域中常规的加热速率。
在预热和/或匀质化实践之后，通过一种或多种选自由轧制、挤压和锻造组成的组的方法对坯料进行热加工。对于本发明而言，热轧制的方法是优选的。
可以进行热加工，尤其是热轧制至优选12.7mm(0.5英寸)或更大的最终规格。
在一个实施方案中，将板材在第一热轧制步骤中热轧制至中间热轧制规格，随后进行中间退火步骤，然后在第二热轧制步骤中热轧制至最终热轧制规格。
在另一个实施方案中，将板材在第一热轧制步骤中热轧制至中间热轧制规格，然后在高达SHT温度范围的温度下进行重结晶退火处理，然后在第二热轧制步骤中热轧制至最终热轧制规格。这将改善性能的各向同性，并可以进一步提高抗裂纹偏离性。
替代地，可以执行热加工步骤以提供中间规格的坯料。此后，可以将中间规格的这种坯料例如通过轧制而冷加工至最终规格。根据冷加工的数量，可以在冷加工操作之前或期间使用中间退火。
下一工艺步骤是对经受了热加工和任选冷加工的坯料进行固溶热处理(“SHT”)。应加热产品，以使尽可能多的所有或几乎所有部分的可溶性锌、镁和铜进入溶液中。SHT优选在与如本说明书中所阐述的根据本发明的匀质化处理相同的温度范围和时间范围内，以及优选的较窄范围内进行。然而，据信较短的均热时间也仍然可能是非常有用的，例如在约2至180分钟的范围内。SHT通常在间歇或连续炉中进行。在SHT之后，重要的是将铝合金以高冷却速率冷却至175℃或更低的温度，优选至环境温度，以防止或最大程度地减少次生相(如Al2CuMg和Al2Cu，和/或MgZn2)的不受控制的沉淀。另一方面，冷却速率优选不应过高以允许产品具有足够的平整度和低水平的残余应力。适合的冷却速率可以使用水，例如水浸或喷水来实现。
可对坯料进一步冷加工(例如通过在其原始长度的约0.5％至8％范围内拉伸来进行)，以减轻其中的残余应力并改善产品的平整度。优选地，拉伸在约0.5％至6％，更优选约1％至3％的范围内。冷却后，对将坯料进行人工时效处理，优选以提供T7状态，更优选T7x51状态。
然后，从这些经受了热处理的板段中机械加工出所需结构形状或近净形结构形状，例如更经常一般地在人工时效处理之后进行。
在通过挤压或锻造加工步骤制造的型材的制造中，还遵循了SHT、淬火、任选的应力消除操作和人工时效处理。
现在将参考根据本发明的非限制性实施例说明本发明。
实施例1.
在工业规模的生产中，6种不同铝合金的轧制锭块已经被DC-铸造成尺寸为1470x440 mm并且长度为几米，尺寸为1260x440 mm的合金A3除外。铝组成(以wt.％计)在表2中列出，其中合金A1、A2和A3是对比合金，而合金A4、A5和A6是根据本发明的合金。合金A1在AA7475的组成范围内，合金A2在AA7181的组成范围内，并且合金A3在AA7010的组成范围内。按照本领域的常规对锭块进行应力消除，然后进行两步匀质化热处理。将合金A1在470℃下匀质化2小时，然后在495℃下匀质化15小时，并且将合金A2至A6各自在470℃下匀质化12小时，然后在475℃下匀质化25小时。出于逻辑上的原因，匀质化后，使用本领域常规的冷却速率将该锭块冷却至环境温度，对其进行修整以改善锭块平整度并去除铸造表面，并且将其重新加热至410℃，然后以多次轧制步骤将其热轧制成100mm厚度的轧制产品。从热轧制板产品中获取子样品，并将其在实验室规模的熔炉中于470℃下固溶热处理24小时并进行冷水淬火。随后将样品在120℃下人工时效处理5小时，然后在165℃下人工时效处理15小时。所运用的人工时效处理实践使轧制产品达到T76回火。接下来，用机器从经受了人工时效处理的材料中加工出子样品，从相关位置取出至一定尺寸，以根据相关规范进行测试。
表2.所测试的六种合金的合金组成(以wt.％计)。铝和不可避免的杂质构成了余量。
合金 Zn Mg Cu Zr Ti Fe Si Cr
A1 5.87 2.40 1.62 - 0.03 0.06 0.04 0.20
A2 7.38 1.96 1.64 0.12 0.03 0.04 0.02 -
A3 6.37 2.33 1.76 0.12 0.03 0.05 0.03 -
A4 6.49 2.52 1.76 0.11 0.03 0.03 0.016 -
A5 6.57 2.30 1.76 0.11 0.03 0.03 0.016 -
A6 6.99 2.48 1.57 0.11 0.03 0.03 0.017 -
L-和ST-方向上的机械性能(拉伸屈服强度(TYS)、极限拉伸强度(UTS)和伸长率A50mm)是根据适用的标准EN 2002-1在四分之一厚度处测定的。表3列出了三个样品的平均值。
测试了根据ASTM G47-98在170MPa的短横向(ST)应力水平下测量的无因应力腐蚀裂纹化(SCC)引起的失效的最小寿命(以天计)。结果也列于表3中，并且所有样品的无失效的寿命时间均不超过30天。
另外已经测试在标准大气中在室温下根据ASTM E647-13e01在L-S方向上对CT样品测试的无因裂纹扩展引起的裂纹偏离的最小Kmax-dev值，其是在载荷控制的疲劳测试中进行测试的并且裂纹偏离被定义为与预期断裂平面偏离超过20°裂纹。如本文中所使用，“耐裂纹偏离性”是通过根据题为“Standard Test Method for Measurement of FatigueCrack Growth Rates”(“ASTM E647”)的ASTM E647-13e01制备至少一式三份C(T)样本来确定的。所述至少一式三份的C(T)样本是从材料的宽度/3与2宽度/3之间沿L-S方向获取的，其中样本的“B”尺寸为6.35mm(0.25英寸)，并且样本的“W”尺寸为至少25mm(0.98英寸)，是从T/2位置获取的。根据ASTM E647的恒定载荷振幅测试方法以R＝0.1(等于Pmin/Pmax)、在环境或高湿度的空气中、在室温下对测试样本进行测试。预裂纹必须满足ASTM E647的所有有效性要求，并且预裂纹化必须按照ASTM E647的要求执行。使用Kmax>10MPa√m.(9.098ksi√英寸)开始测试，并且起始力必须足够大，以使裂纹偏离发生在该测试不再满足ASTM E647C(T)样本有效性要求((W-a)≥(4/π)*(Kmax-dev/TYS)2)之前。该测试必须根据ASTM E647是有效的，直到裂纹偏离点为止。当C(T)样本的裂纹在任何方向上都明显偏离预期的断裂平面(如，偏离20-110°)时，裂纹“偏离”，并且该偏离会导致样本沿非预期断裂平面分离。通过使用两个表面值(前值和后值)的平均值推导出偏离时的平均裂纹长度(adev)。Kmax-dev是针对C(T)样本根据ASTM E647 A1.5.1.1使用偏离时的平均裂纹长度(adev)、最大施加力(Pmax)和应力-强度因子表达式计算出的最大应力-强度因子(注：应根据如ASTM E6473.2.14中定义的应力比关系式R＝Kmin/Kmax和^K＝Kmax-Kmin，分别用Kmax-dev和Pmax替换ΔK和ΔP)。
表3.所有六种合金的测试结果。
Figure BDA0003166518530000161
从表3的结果可以看出，所有铝合金产品都具有良好的耐SCC性，这是在许多航空航天应用中使用的先决条件。
从表3的结果可以看出，合金A1提供了非常良好的耐SCC性与良好的耐裂纹偏离性的组合。然而，至少L方向上的强度水平非常低，导致该铝合金对于尤其结构性航空航天应用不是理想的候选者。
合金A2具有显著增加的Zn-含量，并在L方向上提供了更高的强度水平。然而，与合金A1和合金A3相比，耐裂纹偏离性明显较低。
与合金A1相比，合金A3由于至少Zn-含量更高而在L方向上还具有更高的强度。耐裂纹偏离性略低于合金A1，这符合预期，因为人们期望随着强度的增加，特别是随着拉伸屈服强度的增加，Kmax，dev将会降低。根据本发明的合金A4、A5和A6提供了良好的耐SCC性、增加的强度水平和增加的耐裂纹偏离性的有利组合。图1中绘制了所有测试的合金的Kmax，dev相对于L方向上的TYS的曲线图。从该图可以看出，合金A6提供了最有利的平衡。
本发明不限于之前描述的实施方案，并且可以在如由所附权利要求书限定的本发明的范围内广泛地变化。

Claims (25)

1.一种锻制7xxx-系列铝合金产品，其具有以wt.％.计的包括以下的组成：
Zn 6.40至7.50，
Mg 2.15至2.85，
Cu 1.20至2.00，
并且其中Cu+Mg<4.50，其中Mg<2.5+5/3(Cu–1.2)，
Fe至多0.25，
Si至多0.25，
以及任选的一种或多种选自由以下组成的组的元素：
Zr至多0.3，
Cr至多0.3，
Mn至多0.45，
Ti至多0.25，
Sc至多0.5，
Ag至多0.5，
余量为铝和杂质。
并且其中所述产品经时效处理而实现：
-在四分之一厚度处在L方向上测量的常规拉伸屈服强度(以MPa计)大于485-0.12*(t–100)MPa(t是所述产品的厚度，以mm计)；
-在170MPa的短横向(ST)应力水平下，根据ASTM G47-98测量的无因应力腐蚀裂纹化(SCC)引起的失效的最小寿命为至少30天；
-在标准大气中在室温下根据ASTM E647-13e01在L-S方向上对CT样品测试的无因裂纹扩展引起的裂纹偏离的最小Kmax-dev值为平均至少40MPa√m，优选平均至少45MPa√m，其是在载荷控制的疲劳测试中进行测试的，并且裂纹偏离被定义为裂纹与预期断裂平面偏离大于20°。
2.根据权利要求1所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中Mg-含量为至少2.25％，并且优选为至少2.30％。
3.根据权利要求1或2所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中Zn-含量为至少6.50％，并且优选为至少6.60％。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中Zn含量为最高7.30％，并且优选为最高7.10％。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中
Zn 6.40至7.30，
Mg 2.25至2.75，
Cu 1.25至1.90，
并且其中Cu+Mg<4.45，且其中Mg<2.55+2(Cu–1.25)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中
Zn 6.50至7.20，
Mg 2.30至2.60，
Cu 1.30至1.80。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中
Zn 6.75至7.10，
Mg 2.35至2.55，
Cu 1.35至1.75。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中
Zn 6.75至7.10，
Mg 2.45至2.55，
Cu 1.35至1.75。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的Zr-含量在0.03％至0.25％的范围内，并且优选在0.05％至0.18％的范围内。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的Cr-含量在0.04％至0.3％的范围内，并且优选在0.04％至0.25％的范围内。
11.根据权利要求1至9中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的Cr-含量为至多0.05％，优选至多0.03％。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的Mn-含量在0.05％至0.4％的范围内，并且优选在0.05％至0.3％的范围内。
13.根据权利要求1至11中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的Mn含量为至多0.05％，并且优选至多0.03％。
14.根据权利要求11和13所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的Mn+Cr总和为至多0.05％。
15.根据权利要求1至14中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的厚度为至少12.7mm。
16.根据权利要求1至15中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品是航空航天产品。
17.根据权利要求1至16中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品处于T7状态。
18.根据权利要求17所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品处于选自由T73、T74、T76、T77和T79组成的组并且优选选自由T7451、T7651、T7751和T7951组成的组的T7状态。
19.根据权利要求1至18中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品的厚度为至少25.4mm，更优选为至少38.1mm，并且最优选为至少76.8mm，并且优选最多为304.8mm。
20.根据权利要求1至19中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品为轧制、挤压或锻造产品的形式。
21.根据权利要求1至20中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品呈轧制产品的形式。
22.根据权利要求1至21中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述产品经时效处理而实现以下的一项或多项：
-在四分之一厚度处在L方向上测量的常规拉伸屈服强度(以MPa计)大于500-0.12*(t–100)MPa(t是所述产品的厚度，以mm计)并且优选大于510-0.12*(t–100)MPa；
-在标准大气中在室温下根据ASTM E647-13e01在L-S方向上对CT样品测试的无因裂纹扩展引起的裂纹偏离的最小Kmax-dev值为平均至少50MPa√m，其是在载荷控制的疲劳测试中测试的，并且裂纹偏离被定义为裂纹与预期断裂平面偏离大于20°；
-在205MPa的短横向(ST)应力水平下，并且优选在240MPa的短横向(ST)应力水平下，根据ASTM G47-98测量的无因应力腐蚀裂纹化(SCC)引起的失效的最小寿命为至少30天。
23.根据权利要求1至22中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述锻制产品是飞行器结构部件。
24.根据权利要求1至23中任一项所述的锻制7xxx-系列铝合金产品，其中所述锻制产品是选自由机翼梁、机翼肋、机翼蒙皮、地板梁和机身框架组成的组的飞行器结构部件。
25.制造优选具有至少12.7mm规格的根据权利要求1至24中任一项所述的轧制铝合金产品的方法，所述方法包括以下步骤：
(a)铸造具有根据权利要求1至14中任一项所述的组成的锭块；
(b)将铸造的锭块匀质化；
(c)将所述铸造的锭块热轧制成厚度为至少12.7mm的热轧制产品；
(d)任选地对所述热轧制产品进行冷加工；
(e)对所述轧制产品进行固溶热处理；
(f)优选地通过在水中或其他淬火介质中的喷雾淬火或浸没淬火中的一者来冷却经受了固溶热处理的产品；
(g)拉伸经受了固溶热处理和冷却的产品，优选在其原始长度的0.5％至6％内拉伸；和
(h)进行人工时效处理以达到优选选自由T7451、T7651、T7751和T7951组成的组的T7状态，以实现：
-在四分之一厚度处在L方向上测量的常规拉伸屈服强度(以MPa计)大于485-0.12*(t–100)MPa(t是所述产品的厚度，以mm计)；
-在170MPa的短横向(ST)应力水平下，根据ASTM G47-98测量的无因应力腐蚀裂纹化(SCC)引起的失效的最小寿命为至少30天；
-在标准大气中在室温下根据ASTM E647-13e01在L-S方向上对CT样品测试的无因裂纹扩展引起的裂纹偏离的最小Kmax-dev值为平均至少40MPa√m，优选平均至少45MPa√m，其是在载荷控制的疲劳测试中进行测试的，并且裂纹偏离被定义为裂纹与预期断裂平面偏离大于20°。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113373354B (zh) * 2021-03-26 2022-05-17 沈阳工业大学 一种超高强Al-Zn-Mg-Cu-Sc-Zr合金板材及其制备工艺
CN113462937A (zh) * 2021-06-11 2021-10-01 山东南山铝业股份有限公司 一种抗冲击的高强韧铝合金材料及制备方法
AU2022315631A1 (en) * 2021-07-22 2023-12-21 Novelis Koblenz Gmbh Armour component produced from a 7xxx-series aluminium alloy
CN114182145A (zh) * 2021-12-17 2022-03-15 湖南顶立科技有限公司 一种稀土强化型铝合金及其制备方法
CN114686735A (zh) * 2022-03-11 2022-07-01 山东南山铝业股份有限公司 一种具有梯度结构变形铝合金及其制备方法
CN117127130B (zh) * 2023-10-27 2024-02-20 中铝材料应用研究院有限公司 铝合金的多级均匀化处理方法及铝合金

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0829552A1 (en) * 1996-09-11 1998-03-18 Aluminum Company Of America Aluminium alloy products suited for commercial jet aircraft wing members
EP0863220A1 (de) * 1997-03-06 1998-09-09 Alusuisse Technology &amp; Management AG Verbindungselement
JP2011058047A (ja) * 2009-09-10 2011-03-24 Furukawa-Sky Aluminum Corp 強度および延性に優れたアルミニウム合金厚板の製造方法
JP2012214905A (ja) * 2003-04-10 2012-11-08 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1173277A (en) 1979-09-29 1984-08-28 Yoshio Baba Aircraft stringer material and method for producing the same
FR2645546B1 (fr) 1989-04-05 1994-03-25 Pechiney Recherche Alliage a base d'al a haut module et a resistance mecanique elevee et procede d'obtention
CA2020829C (en) 1989-07-21 1993-08-31 Tsunesuke Takano Connector attachment device
US7060139B2 (en) 2002-11-08 2006-06-13 Ues, Inc. High strength aluminum alloy composition
US8133331B2 (en) 2005-02-01 2012-03-13 Surface Treatment Technologies, Inc. Aluminum-zinc-magnesium-scandium alloys and methods of fabricating same
WO2006086534A2 (en) 2005-02-10 2006-08-17 Alcan Rolled Products - Ravenswood Llc Al-zn-cu-mg aluminum base alloys and methods of manufacture and use
US8608876B2 (en) * 2006-07-07 2013-12-17 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh AA7000-series aluminum alloy products and a method of manufacturing thereof
US8002913B2 (en) 2006-07-07 2011-08-23 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh AA7000-series aluminum alloy products and a method of manufacturing thereof
RU2443793C1 (ru) 2010-10-08 2012-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Высокопрочный сплав на основе алюминия и способ получения изделия из него
CN103233148B (zh) 2012-08-23 2016-01-20 北京有色金属研究总院 一种适用于结构功能一体化用铝合金制品及制备方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0829552A1 (en) * 1996-09-11 1998-03-18 Aluminum Company Of America Aluminium alloy products suited for commercial jet aircraft wing members
EP0863220A1 (de) * 1997-03-06 1998-09-09 Alusuisse Technology &amp; Management AG Verbindungselement
JP2012214905A (ja) * 2003-04-10 2012-11-08 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金
JP2011058047A (ja) * 2009-09-10 2011-03-24 Furukawa-Sky Aluminum Corp 強度および延性に優れたアルミニウム合金厚板の製造方法

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