專利名稱：老化7000系列鋁的方法
技術領域：
本發明涉及用于宇航應用的鋁合金領域，特別是被鋁業協會(Aluminum Association)稱為7000系列或7xxx合金領域。更特別地，本發明涉及對以已知的優選方式回火的7000系列鋁合金賦予更好的屈服強度的改進方法。該方法實現了這種強度改進，而沒有不利地影響耐腐蝕性，特別是抗剝離腐蝕性。相反，在處于或接近相同的屈服程度下，可使用本發明的方法賦予這些7000系列鋁制宇航合金更好的耐腐蝕性。對于這些產品的片材和板材種類來說，本發明可在位于它們各自模具內的產品上進行操作，以進一步對此實現一定的老化成型改進。應理解也應當會得在7000系列擠出制品(extrusions)和鍛件的強度/腐蝕性方面的類似改進。
背景技術：
大型商業噴氣式客機的制造商一段時間以來已嘗試改進它們的航線客機的目前和將來的翼型(lines)性能。當前他們正在考慮適用于這些飛機模型的上部機翼部分的新的板材和擠出產品。一個制造商已積極地尋求改進下一代材料的強度和腐蝕性能，特別地在現有的7150-“T79”板材產品上。在人工老化過程中，通過將單個的預-機加工板老化-成型成典型地所需輪廓的部件形狀，從而生產如此回火的“T79”。
大型飛機機翼板材的典型老化成型操作通常涉及以W51回火的(溶液熱處理且應力消除過的)板材產品作為起始。或者，所述相同W51回火的部件可由材料供應商、中間銷售者/管理者或終端用戶/消費者，即最終的飛機制造商/裝配者進行數步回火操作中的第一步，同時仍然保持扁平。注意一般不進行這第一步人工老化步驟，而將合金材料保持在它的最終成型模具具內。相反，鋸開后一板材產品并機加工成所需形狀和厚度，用于由其制造的特定的機翼板組件部件。然后在成型模具具上調整機加工板，隨后向所述板施加壓力，以確保它的最終形狀或接近最終形狀，即模具本身的形狀。然后可根據規定的操作，將模具和板一起老化。或者，在多步老化操作中的該第一步回火可與位于其成型模具內的鋸開并機加工的部件一起進行，之后將部件和模具二者進一步一起人工老化。
典型的7xxx老化成型操作需要一步或兩步。若使用兩步操作，則在比低二步低的溫度下進行第一步。第一步的操作典型地為約200-250°F經約3-12小時。第二步的操作目標為介于約280-350°F間的一個或多個溫度經約6-24小時，和在一些情況下高達30小時。若僅使用一步操作，則典型地在介于約280-320°F間的一個或多個目標溫度下蒸發(transpire)約6-24小時。
對于大多數大型飛機的上部機翼板來說，高強度和抗剝離腐蝕性二者都是關鍵的。在典型的老化成型操作中，已知抗剝離腐蝕性隨漸進的過老化而得到改進。然而強度相應降低或犧牲。正因為如此，對改進的老化操作存在明確的工業-驅動需求，該操作將在接近相同程度的耐腐蝕性情況下提供較高的強度，或在接近相同強度的程度下提供較高水平的耐腐蝕性。本發明強調這兩種工業需求。
已知許多三步老化操作用于提高耐腐蝕性，同時沒有退化7000系列鋁制宇航合金的強度。U.S.專利Nos.3856584、3957542、4477292、4863528和5108520中的現有技術公開內容屬于這些。對于這些公開內容中的一些來說，在約250°F進行第一步老化步驟，和在高于約350或360°F進行第二步。接著在第二步之后，在類似于它們的第一步溫度約250°F進行第三步。這些參考文獻中的一些述及在較低的第二步溫度下它們被觀察到的有益效果減少。注意兩步操作也是已知的，并在美國專利No.3881966中被公開。相反，本發明兩步中的優選第一步、或三步中的優選第二步的老化操作步驟在顯著較低的溫度，比如上所述的現有技術的回火低約40-50°F進行。正因為如此，本發明的結果甚至更令人驚奇，因為按照此處優選實施方案的300°+的操作，使用較低溫度的老化處理，沒有預料到強度的增加。
發明概述簡而言之，本發明涉及人工老化7000系列鋁制宇航合金的改進方法。在相同的耐腐蝕性能水平下，該方法賦予改進的強度性能，或在相同強度水平下，賦予改進的耐腐蝕性。通過有目的地向典型的一步回火工藝中添加第二步老化步驟或階段，或向已知的兩步老化操作中添加有目的的第三步/階段，可實現這些性質。有目的地添加的步驟/階段(兩步中的第二步或三步中的第三步)在約225-275°F持續約3-24小時，或更優選在約250°F持續約6小時或更長時間。本發明特別地賦予片材、板材、擠出制品或甚至煅制產品形式的7055鋁制合金產品(鋁業協會的命名)改進的強度與抗剝離腐蝕性的組合。
7xxx老化成型的上部機翼板的商業噴氣式客機制造商的說明書稱為“-T7951”回火操作。至本專利申請的申請日，該回火回火操作仍沒有在鋁業協會官方注冊。如上所述用于“-T7951”的標準操作包括一步或兩步老化操作。在本發明中，將第二步有目的地添加到用于“-T79”的已知的典型一步老化操作中。所述第二步在約225-275°F持續約3-24小時，或更優選在約250°F持續約6小時。由于添加了第二步老化步驟，本發明者觀察到在耐腐蝕程度，特別地抗剝離腐蝕性相同的情況下，在強度方面令人驚奇和顯著地增加。這種觀察到的改進的另一方式或換而言之(restating)是在接近相同程度的強度情況下，以上添加的第二步老化步驟賦予耐腐蝕性，特別地抗剝離腐蝕性的顯著增加。
或者本發明包括將第三步添加到用于“-T7951”的兩步老化操作中。該第三步同樣在約225-275°F持續約3-24小時，或更優選在約250°F持續約6小時。由于在比通常的第二步溫度低的老化操作之后添加第三步老化步驟，結果在耐腐蝕程度，特別地抗剝離腐蝕性相同的情況下，在強度方面觀察到令人驚奇和顯著的增加。或再一次換而言之，在接近相同程度的強度情況下，以上添加的第三步老化步驟賦予耐腐蝕性，特別地抗剝離腐蝕性的顯著增加。
在任一情況下，向用于7000系列鋁合金的一步老化步驟中添加第二步，或向已知的兩步老化操作中添加第三步，應當充分注意到本發明的“額外步驟”(1)總是低于它緊跟的老化步驟；和(2)前面的步驟本身不管當時是兩步老化步驟中的第一步，還是當時是三步老化步驟中的第二步，它在比已知用于7000系列合金的其它T77老化操作低的溫度下進行。
附圖的簡要說明
圖1(a)-(c)是本發明的三幅兩步老化流程的圖示；圖2(a)-(g)是本發明的七幅代表性的三步老化流程的圖示；圖3是描述對于0.75英寸厚的各種樣品，即在通過已知的一步和兩步操作(中空三角形數據點)以及本發明的優選老化操作人工老化之后的7055板來說，強度，特別地縱向拉伸屈服強度(TYS)對在T/2處測量的導電率(單位％IACS)的改進作為抗剝離腐蝕性代表的相對改進圖，其中在本發明的優選老化操作中，有目的地向前述已知的操作中適當地添加控制的第二步或三步(以實心圓數據點示出)。
圖4是與圖3相同的圖，其中使用二次統計方程方法作出實心曲線A-A和B-B，以預測本發明的7055板以及已知的7055板(一步和兩步老化)產品的強度/EC斜率，并在這兩條曲線周圍，以虛線形式畫出95％的置信度條帶。
圖5是根據以上圖4中的每個方程曲線，通過本發明老化的7055板相對于它的已知(一步和兩步老化)對應7055板所預測的拉伸屈服強度(ksi)值的數值增加圖。
圖6是描述通過本發明老化的7055板相對于它的已知(一步和兩步老化)對應7055板所預測的拉伸屈服強度值的增加圖(改進百分數)。
圖7是用數值描述通過本發明老化的7055板相對于它的已知(一步和兩步老化)對應7055板所預測的導電率的改進圖(％IACS)。
圖8是描述通過本發明老化的7055板的預測導電率值(％)對它的已知(一步和兩步老化)對應7055板的同樣改進圖。
發明詳述在附圖1和2中描述了本發明老化操作的多種變化。特別地，圖1(a)-(c)是本發明的三幅兩步老化流程的圖示，其中圖1(a)表示在控制步驟/階段之間具有部分(空氣)冷卻的兩步或兩段方法。在圖1(b)中，示出了代表性的兩步法，它在第一和第二步驟/階段之間具有控制的隨爐跳降(furnace ramping down)。最后，圖1(c)圖示了在各步驟/階段之間具有顯著充分的分開冷卻(通過空氣或冷水驟冷“CWQ”)的兩步/階段方法。
圖2(a)-(g)是本發明的七幅代表性的三步老化流程的圖示。在圖2(a)中，示出了三步/階段方法，其中在控制步驟2與3之間部分(空氣)冷卻。圖2(b)示出了具有控制的隨爐跳降的三步法，以實現與較早所述的等溫三步法相同的效果。圖2(c)表示2(b)的變通方案，其具有如步驟1一樣的控制溫度跳升(ramping up)。在圖2(d)中，示出了2(a)的變通方案，其中在步驟1與2之間具有控制的中斷的冷卻。類似地，圖2(e)描述了2(b)的變通方案，其中在步驟1與2之間充分冷卻并具有控制的隨爐跳降，以實現與較早所述的等溫三步法相同的效果。圖2(f)描述了以上2(c)的三步操作的變通方案，但在步驟2與3之間具有顯著充分的分開冷卻(通過空氣或冷水驟冷“CWQ”)，最后，代表性的圖2(g)示出了2(f)的又一變通方案，其中在各個步驟1、2與3之間具有顯著充分的分開冷卻(通過空氣或冷水驟冷“CWQ”)。重要的是應注意在各個前述老化實例，即圖1和2二者中，可在成型模具內或成型模具外進行本發明的任何這種操作的后一階段。
下述實施例闡述了在7055板產品上，在本發明的操作中觀察到的相對TYS強度增加。對0.75英寸厚的7055板樣品進行第一步和第二步老化操作的各種組合。[注意當根據本發明，追加僅一步操作時，表1所列數據實際上列舉“第一步”的溫度和時間視為“沒有”，實際上根據本發明，這使得表1所列舉的“第二步”是兩步中的第一步，接著降低40-50°F，為第二(兩個)步/階段]。為了性能比較目的，一些表1的樣品給出額外的老化步驟。在附表1的“第三步”欄中，那些處理樣品總是列舉這一添加的步驟。但該步驟是指兩步中的第二步，或三步老化處理中的第三步，這取決于在其上是否進行了真正的第一步老化。
測量表1各樣品的拉伸屈服強度、導電率和抗剝離腐蝕性(或“EXCO”)值，其中后者EXCO數據根據ASTM標準No.G-34，在此引入其公開內容。關于該表，應當注意導電率“EC”充當耐腐蝕性的指示劑，即所測量的EC值越高(以％IACS值表示)，該產品應當越耐腐蝕。在附表1中也列舉了與EXCO腐蝕測試一起收集的破壞(attack)超聲深度數據。小(或窄)的破壞深度表明改進的耐腐蝕性。在幾乎所有情況下，強度和耐腐蝕性二者隨本發明添加的老化操作得到改進。
表1在T/2處，本發明(添加老化操作)對7055，0.75英寸的板的強度和抗剝離腐蝕性的影響
評價表1數據的一個主要方式是在恒定的導電率EC值下比較相對樣品強度。附圖3-7有助于這一比較。在任何給定的導電率數值下，根據圖3可注意到當根據本發明使用另一步驟(兩步中的第二步或三步中的第三步)時，TYS值高約1.5ksi。根據表1/圖3的另一評價得出關于本發明的另一結論，即在恒定的TYS值下，根據本發明的添加的步驟或階段(再次地，兩步中的第二步或三步中的第三步)，觀察到相對較高的導電率值(并因此相對改進的耐腐蝕性)。
在附表1/圖3中包括的一些數據基于在美國臨時申請之后進行的試驗，本申請要求該臨時申請的優先權。在附圖4-8中，為了在其上進行統計分析，使用常稱為協方差分析(ANCOVA)的二次統計方法，對所有前述對比數據作圖。在下表2(a)-(c)中概述了這種二次方程評價的配合(fit)。
表2a配合二次方程的概述
2b方差分析
2C參數評價
預測的TYS＝-632.3417+39.9710·EC-0.55335·EC2本發明預測的TYS＝-634.0201+39.9710·EC-0.55335·EC2無本發明本發明導致TYS的增加，在EC范圍內(36.0-39.2％IACS)為1.678ksi。
在圖4中用虛線畫出這些二次預計強度對EC的曲線，即圖4中A-A和B-B曲線的95％置信度間隔。根據這兩條預計曲線，即本發明的A-A(和它的95％條帶)對已知的一步和兩步曲線B-B和它的95％條帶)的比較數據，在統計學上值得注意的是在95％置信度條帶之間沒有重疊部分。扁平7055板產品在二次計算曲線之間的這一距離進一步證明通過本發明的操作，觀察到相對于現有技術的改進。
使用圖4的A-A和B-B曲線，附圖5表明通過本發明老化的7055板相對于它的已知(一步和兩步老化的)對應7055板所預測的在拉伸屈服強度(ksi)方面的數值增加。圖6預計以百分數計而不是以觀察到的實際ksi值計時，強度隨導電率的變化的同樣改進。下表3得到支持圖5和6的數據。
表3由于本發明導致拉伸屈服強度的預計增加
使用導電率(“EC”)作為并排的對比統計分析用標準，圖7示出了本發明相對于它的已知(一步和兩步老化的)對應板所預測的EC數值改進(％IACS值)。圖8預計以百分數計而不是以觀察到的實際EC值(％IACS值)計時，強度隨導電率的變化的同樣改進。注意到對于圖7和8二者來說，在整個拉伸屈服強度范圍內不可能確定EC的增加，這是由于反轉(inverting)的二次計算的數學結果導致的。下表4得到支持圖7和8的數據。
表4由于本發明導致導電率的預計增加
在宇航、航海或其它結構應用中，結構和材料工程師通常基于“最弱關聯(weakest link)”故障模型選擇用于特定部件的材料。例如，大型飛機的上部機翼合金主要接受壓縮應力。則然后，抗應力腐蝕裂開(或“SCC”)不是大的一個設計問題。正因為如此，通常由具有相對較低的抗SCC水平的較高強度Al合金制造上部機翼的表皮合金。在該相同的機翼外殼組件內，翼梁構件接受比壓縮應力更大的拉伸應力。常規地由更耐腐蝕但強度較低的回火材料如通過已知的T74-型操作老化的那些材料制造這種翼梁構件。
與由厚的板材產品制造的機翼翼梁相比，典型地由較薄的樣板制造機翼表皮。較薄的樣板產品擁有因較大的軋制壓縮而引起的薄且窄寬度的粒料(grain)，這種粒料傾向于被高度層壓。不幸的是，在使用過程中，腐蝕引起沿著這些粒料邊界發生脫層。因此，抗剝離腐蝕性是對當今大型飛機的上部機翼表皮的重要要求。至于SCC，抗剝落性隨著漸進的過老化而得到改進。本發明試圖維持抗剝離腐蝕性，同時仍然設法改進強度值，特別是各種TYS值。或者，本發明將在處于或基本上處于相同強度值水平的情況下，賦予改進的抗剝離腐蝕性。
盡管在7055鋁(鋁業協會的命名)上，特別地在根據已知的“T79”操作人工老化的7055鋁上，完成了此處的多數數據，但本發明的方法也適于在其它7xxx或7000系列鋁制宇航合金(它包括，但不限于7050、7150，甚至7075鋁)上操作。換而言之，最佳地在含約5-10wt％Zn、約1-3wt％Mg和約1-3wt％Cu作為它的主要合金成分，同時具有支持元素如Zr，Cr和/或Sc以及向其中加入晶粒細化添加劑如Ti，B和/或C的鋁合金上操作本發明。
應當進一步注意當本發明的方法包括向已知的兩步老化操作如“T79”回火操作中添加第三步老化步驟，但并不總是需要在獨立、不同的階段中操作本發明。換句話說，可在緩慢地跳升的老化操作中以可控的方式，通過一步或多步，其中第一階段的溫度在沒有任何真正的中止或保持點(holding point)的情況下，一樣容易地操作本發明的方法。通過逐漸經過第一“價段”，人們仍可在實際上沒有在其上使用獨立不同的加熱爐操作情況下實現第一步熱處理溫度的效果。
相反，在其后沒有有目的的冷卻時間段或驟冷(空氣、冷水或其它)情況下，從兩步熱處理步驟/階段中的第一步或三步熱處理步驟/階段中的第二步開始緩慢然而可控地跳降，也可實現本發明的相同效果。從較高的在前的熱處理(兩步中的第一步或三步中的第二步)階段開始可控地跳降，并通過本發明優選添加的熱處理時間和溫度，經約3-24小時，最終達到約225-275°F的7000系列鋁合金產品暴露的總計累積結果，可觀察到相同的相對性能改進。
盡管已描述了目前的優選實施方案，但應理解本發明可另外概括在所附的權利要求內。
權利要求
1.一種在大約相同的耐腐蝕性性能水平下賦予7000系列鋁制宇航合金產品改進的強度的方法，該合金產品已在約290-330°F的一個或多個溫度下人工老化約2-30小時，所述方法包括(a)在在前的較高溫度的人工老化之后，在約225-275°F進行約3-24小時的額外老化步驟。
2.權利要求1的方法，其中所述在前的人工老化包括在約295-310°F加熱合金產品約4-18小時。
3.權利要求1的方法，其中所述在前的人工老化包括典型的“T79”回火操作。
4.權利要求1的方法，其中在所述在前的人工老化本身之前，在約225-275°F進行約3-28小時的第一步熱處理。
5.權利要求4的方法，其中在所述第一步熱處理之后，緊跟著用空氣或冷水驟冷。
6.權利要求4的方法，其中所述第一步熱處理在上述步驟(a)之前的人工老化中可控地跳升。
7.權利要求1的方法，其中步驟(a)包括在約250°F加熱合金產品至少約6小時。
8.權利要求1的方法，其中在步驟(a)之前，用空氣或冷水驟冷。
9.權利要求1的方法，其中所述在前的人工老化在額外的老化步驟(a)中可控地跳降。
10.權利要求1的方法，其中所述合金產品是片材或板材。
11.權利要求1的方法，其中所述合金產品是宇航擠出制品。
12.權利要求1的方法，其中所述7000系列合金是7055鋁(鋁業協會的命名)。
13.權利要求1的方法，其中在成型模具內對合金產品進行步驟(a)。
14.一種在大約相同的強度水平下賦予7000系列鋁制宇航合金產品改進的耐腐蝕性的方法，該合金產品已在約290-330°F的一個或多個溫度下人工老化，所述方法包括(a)在在前的較高溫度的人工老化之后，在約225-275°F進行約3-24小時的額外老化步驟。
15.權利要求14的方法，其中在前的人工老化包括在約295-310°F加熱合金產品約4-18小時。
16.權利要求14的方法，其中在在前的人工老化本身之前，在約225-275°F進行約4-28小時的第一步熱處理。
17.權利要求16的方法，其中所述第一步熱處理在緊跟其后的較高溫度的人工老化中可控地跳升。
18.權利要求14的方法，其中步驟(a)包括在約250°F加熱合金產品至少約6小時。
19.權利要求14的方法，其中所述較高溫度的人工老化步驟在所述額外的老化步驟(a)中逐漸地跳降。
20.權利要求14的方法，其中在前的高溫人工老化在步驟(a)中可控地跳降。
21.權利要求14的方法，其中所述7000系列合金含有約5-10wt％的Zn、約1-3wt％的Mg和約1-3wt％的Cu。
22.權利要求21的方法，其中所述7000系列合金是7055鋁(鋁業協會的命名)。
23.權利要求14的方法，其中在成型模具內進行步驟(a)。
24.在對“T79”型回火的7000系列鋁制宇航合金產品人工老化的方法中，增加所述合金的屈服強度和/或耐腐蝕性能的改進，包括(a)在最后的T79型回火步驟之后，在約225-275°F進行約3-24小時的額外老化步驟。
25.權利要求24的改進，其中步驟(a)包括在約250°F加熱合金產品至少約6小時。
26.權利要求24的改進，其中從最后的T79型回火步驟開始通過可控地跳降進行步驟(a)。
27.權利要求24的改進，其中所述合金產品是片材或板材。
28.權利要求24的改進，其中所述合金產品是飛機機翼組件。
29.權利要求24的改進，其中由7055鋁(鋁業協會的命名)制造所述合金產品。
30.一種改進7000系列鋁合金板材產品的強度和/或耐腐蝕性能的方法，其中所述鋁合金板材產品含有約5-10wt％的Zn、約1-3wt％的Mg和約1-3wt％的Cu，所述方法包括(a)在介于約290-330°F的一個或多個溫度下人工老化所述板材產品約2-30小時，和(b)在約225-275°F，在所述板材產品上進行約3-24小時的額外老化。
31.權利要求30的方法，其中所述7000系列合金是7055鋁(鋁業協會的命名)。
32.權利要求30的方法，其中在成型模具內進行步驟(b)。
33.權利要求30的方法，其中步驟(b)包括在約250°F加熱板材產品至少約6小時。
34.權利要求30的方法，其中步驟(a)包括在約295-310°F加熱板材產品至少約4-18小時。
35.一種改進7000系列鋁合金板材產品的強度和/或耐腐蝕性能的方法，其中所述鋁合金板材產品含有約5-10wt％的Zn、約1-3wt％的Mg和約1-3wt％的Cu，所述方法包括(a)在約225-275°F人工老化所述板材產品至少約6小時，(b)在介于約290-330°F的一個或多個溫度下人工老化所述板材產品約2-30小時，和(c)在約225-275°F，在所述的板材產品上進行約3-24小時的進一步的人工老化。
36.權利要求35的方法，其中所述7000系列合金是7055鋁(鋁業協會的命名)。
37.權利要求35的方法，其中步驟(b)包括在介于約295-310°F加熱板材產品至少約4-18小時。
38.權利要求35的方法，其中在成型模具內進行步驟(c)。
39.權利要求35的方法，其中步驟(c)包括在約250°F加熱板材產品至少約6小時。
全文摘要
本發明涉及人工老化7000系列鋁制宇航合金的方法，以賦予其改進的強度和/或耐腐蝕性。該方法有目的地向一步回火操作中添加第二步/階段，或向低－高兩步老化操作中添加第三步/階段。添加的步驟/階段在約225－275°F持續約3－24小時。更優選地，添加的階段在約250°F持續約6小時。
文檔編號C22F1/053GK1531603SQ02806935
公開日2004年9月22日 申請日期2002年3月20日 優先權日2001年3月20日
發明者D·K·登澤, D·J·查克拉巴蒂, J·劉, L·E·奧斯瓦德, R·W·韋斯特倫德, D K 登澤, 奧斯瓦德, 查克拉巴蒂, 韋斯特倫德 申請人:阿爾科公司