Продукты из алюминиевого сплава и способ искусственного старения - RU2003122354A
Код документа: RU2003122354A
Реферат
1. Продукт из алюминиевого сплава, который обладает способностью обеспечивать:
(а) в продуктах с толстым сечением после тепловой обработки в твердом растворе, закаливания и искусственного старения и в деталях, изготовленных из указанных продуктов, улучшенные сочетания, по меньшей мере, двух свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к растрескиванию и сопротивление коррозии; или (b) в тонких продуктах, прошедших медленное закаливание, и в деталях, изготовленных из них, меньшее ухудшение прочности в результате указанного медленного закаливания, причем указанный сплав, по существу, состоит из:
около 6-10% мас. Zn; около от 1,2 до 1,9% мас. Mg; около от 1,2 до 2.2% мас. Cu;
причем один или несколько присутствующих элементов выбирают из группы, состоящей из: около до 0,4% мас. Zr, около до 0,4% мас. Sc и около до 0,3% мас. Hf; указанный сплав, необязательно, содержит до: около 0,06% мас. Ti, около 0,03% мас. Са, около 0,03% мас. Sr, около 0,002% мас. Be и около 0,3% мас. Mn, остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
2. Продукт из сплава по п.1, в котором указанный сплав содержит примерно от 6,4 до 9.5% мас. Zn; примерно от 1,3 до 1,7% мас. Mg; примерно от 1,3 до 1,9% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3) и примерно от 0,05 до 0,2% мас. Zr.
3. Продукт из сплава по п.2, который имеет в точке наибольшего поперечного сечения толщину, по меньшей мере, примерно 2 дюйма (5,1 см).
4. Продукт из сплава по п.3, который имеет в указанной точке наибольшего поперечного сечения толщину примерно от 3 до 10 дюймов (7,6-25,4 см).
5. Продукт из сплава по п.4, который имеет в указанной точке наибольшего поперечного сечения толщину примерно от 4 до 6 дюймов (10,2-15,2 см).
6. Продукт из сплава по п.2, в котором % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,2).
7. Продукт из сплава по п.6, в котором % мас. Mg ≤% мас. Cu+0,1).
8. Продукт из сплава по п.2, в котором % мас. Mg % мас. Cu.
9. Продукт из сплава по п.2, который дополнительно проявляет улучшенное сопротивление растрескиванию в условиях коррозии под нагрузкой.
10. Продукт из сплава по п.2, который представляет собой толстую плиту, полученную путем экструзии или ковки.
11. Продукт из сплава по п.2, который представляет собой тонкую плиту толщиной примерно 2 дюйма (5,1 см) или меньше.
12. Продукт из сплава по п.11, который дополнительно проявляет улучшенное сопротивление коррозии отслоения.
13. Продукт из сплава по п.11, который деформирован путем старения так, что ему придана форма конструкционного элемента, используемого в аэрокосмической промышленности.
14. Продукт из сплава по п.2, в котором сплав содержит в качестве примесей, около 0,15% мас. или меньше железа Fe и около 0,12% мас. или меньше кремния Si.
15. Продукт из сплава по п.14, в котором сплав содержит эффективное количество магния Mg, составляющее примерно от 1,3 до 1,65% мас., для общего измеримого содержания магния Mg, составляющего от около 1,47 до около 1,82% мас.
16. Продукт из сплава по п.14, в котором указанный сплав содержит эффективное количество меди Cu, составляющее примерно от 1,3 до 1,9% мас., для общего измеримого содержания меди Cu, составляющего от около 1,6 до около 2,2% мас.
17. Продукт из сплава по п.14, в котором сплав содержит около 0,08% мас. или меньше железа Fe и около 0,06% мас. или меньше кремния Si.
18. Продукт из сплава по п.17, в котором указанный сплав содержит примерно 0,04% мас. или меньше железа Fe и примерно 0,03% мас. или меньше кремния Si.
19. Продукт из сплава по п.2, в котором сплав содержит примерно 6,9 или больше % мас. Zn.
20. Продукт из сплава по п.2, в котором сплав содержит примерно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; примерно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; примерно от 1,3 до 1,9% мас. Cu и примерно от 0,05 до 0,2% мас. Zr.
21. Продукт из сплава по п.2, в котором сплав состоит, по существу из: примерно от 6,9 до 8% мас. Zn; примерно от 1,3 до 1,65% мас. Mg; примерно от 1,4 до 1,9% мас. Cu и примерно от 0,05 до 0,2% мас. Zr; при % мас. Mg< % мас. Cu.
22. Продукт из сплава по п.2, в котором (% мас. Mg + % мас. Cu)≤3,5.
23. Продукт из сплава по п.22, в котором (% мас. Mg + % мас. Cu)≤3,3.
24. Продукт из сплава по п.2, который рекристаллизован менее, чем около 50%.
25. Продукт из сплава по п.24, который рекристаллизован примерно на 35% или менее.
26. Продукт из сплава по п.25, который рекристаллизован примерно на 25% или менее.
27. Продукт из сплава по п.2, который приварен ко второму продукту из сплава и проявляет в подверженной воздействию тепла зоне сварки, надежное сохранение одного или нескольких свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к усталостным нагрузкам, стойкость к растрескиванию и сопротивление коррозии.
28. Продукт из сплава по п.27, который приварен путем сварки в твердом состоянии.
29. Продукт из сплава по п.28, который приварен путем сварки трением при вращении.
30. Продукт из сплава по п.27, который приварен путем сварки плавлением.
31. Продукт из сплава по п.30, который приварен путем сварки электронным лучом.
32. Продукт из сплава по п.30, который приварен путем сварки лазером.
33. Продукт из сплава по п.27, в котором второй продукт изготовлен из того же сплава, к которому он приварен.
34. Продукт из сплава по п.2, который проявляет повышенное сопротивление началу растрескивания отверстия.
35. Кованый продукт из алюминиевого сплава, причем указанный сплав состоит, по существу, из: примерно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; примерно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; примерно от 1,3 до 1,9% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0.3); причем в нем присутствует, по меньшей мере, один элемент, выбранный из группы, состоящей из: (примерно до 0,3% мас. Zr; примерно до 0,4% мас. Sc и примерно до 0,3% мас. Hf); необязательно, до около: 0,06% масс Ti, и до около 0,008% мас. Са, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси, причем указанный продукт из сплава отличается низкой чувствительностью к закаливанию и: (а) в продуктах, имеющих толстое поперечное сечение, после тепловой обработки в твердом растворе, закаливания и искусственного старения, и в деталях, изготовленных из указанных толстых продуктов, улучшенным сочетанием, по меньшей мере, двух свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к растрескиванию и сопротивление коррозии; или (b) в тонких продуктах, которые медленно закаливали, и в деталях, изготовленных из указанных тонких продуктов, меньшей степенью ухудшения прочности.
36. Продукт из сплава по п.35, который имеет в точке наибольшего поперечного сечения толщину приблизительно от 3 до 12 дюймов (7,6-30,1 см).
37. Продукт из сплава по п.36, который имеет в точке наибольшего поперечного сечения толщину приблизительно от 4 до 6 дюймов (10,2-15,2 см).
38. Продукт из сплава по п.35, в котором % мас. Mg не превышает % мас. Cu в указанном составе.
39. Продукт из сплава по п.35, который представляет собой плиту, деталь, полученную путем экструзии или ковки, обработанную тепловой обработкой в твердом растворе, и подвергнутую закаливанию.
40. Продукт из сплава по п.35, в котором сплав содержит, в качестве примесей, менее чем приблизительно 0,25% мас. Fe и % мас. Si для каждого элемента.
41. Продукт из сплава по п.35, в котором сплав содержит приблизительно от 6,9 до 8% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,65% мас. Mg; приблизительно от 1,3 до 1,9% мас. Cu; и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, при (% мас. Mg + % мас. Cu)≤3,5.
42. Продукт из сплава по п.41, в котором сплав содержит приблизительно 7-8% мас. Zn; приблизительно от 1,4 до 1,65% мас. Mg; приблизительно от 1,4 до 1,8% мас. Cu;
и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, при (% мас. Mg + % мас. Cu)≤3,3.
43. Продукт из алюминиевого сплава с большой толщиной, прошедший тепловую обработку в твердом растворе, закаливание в поперечном сечении с большой толщиной и искусственное старение, обладающий улучшенной комбинацией прочности и стойкости, наряду с хорошими свойствами сопротивления коррозии, причем сплав, по существу, состоит из:
приблизительно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; приблизительно от 1, 3 до 1,68% мас. Mg; приблизительно от 1,3 до 2,1% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3);
приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr; остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
44. Продукт из сплава по п.43, в котором % мас. Mg % мас. Cu.
45. Продукт из сплава по п.43, в котором сплав содержит приблизительно 0,15% мас. или меньше железа Fe и приблизительно 0,12% мас. или меньше кремния Si.
46. Продукт из сплава по п.43, в котором сплав содержит приблизительно от 7 до 8% мас. Zn, приблизительно от 1,3 до 1,65% мас. Mg, приблизительно от 1,4 до 1,8% мас. Cu и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,1).
47. Продукт из сплава по п.43, который имеет в точке толщиной 2 дюйма (5,1 см) или более в поперечном сечении, предел текучести при растяжении TYS в плоскости четверти толщины (Т/4) в продольном направлении (L) и стойкость (Кic) к растрескиванию при плоской деформации в плоскости четверти толщины (Т/4) в направлении L-T на уровне или выше (справа от) линии М-М, показанной на фиг.7.
48. Продукт из сплава по п.43, который представляет собой продукт в форме плиты, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения с сквозным отверстием, при одном или нескольких уровнях приложенной максимальной нагрузки, приведенной в Таблице 12, равное или больше, чем соответствующее количество циклов для значения разрушения в указанной Таблице 12.
49. Продукт из сплава по п.43, который представляет собой продукт в форме плиты, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения с сквозным отверстием на уровне или выше (справа от) линии А-А, показанной на фиг.12.
50. Продукт из сплава по п.43, который представляет собой поковку, имеющую минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения с сквозным отверстием на уровне или выше (справа от) линии В-В, показанной на фиг.13.
51. Продукт из сплава по п.43, который имеет максимальную скорость роста (FCG) усталостной трещины в ориентации испытаний L-T на уровне или ниже, по меньшей мере одного из максимальных значений da/dN, представленных в Таблице 14, для соответствующего значения К (показателя интенсивности нагрузки) на уровне или больше, чем 15 тысяч фунтов на квадратный дюйм·дюйм, приведенного в указанной Таблице 14.
52. Продукт из сплава по п.43, который имеет максимальную скорость роста (FCG) усталостной трещины в ориентации испытаний L-T, для значения К 15 тысяч фунтов на квадратный дюйм·дюйм или больше, или на уровне ниже (справа от) линии С-С по фиг.14.
53. Продукт из сплава по п.43, который позволяет осуществлять чередующееся погружение в течение, по меньшей мере, 30 дней при испытаниях на растрескивание в результате коррозии под нагрузкой (SCC) в 3,5% раствор Na при уровне нагрузки в коротком поперечном направлении (ST), составляющем приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
54. Продукт из сплава по п.43, который имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания из-за коррозии под нагрузкой, после выдержки, по меньшей мере, приблизительно 100 дней при воздействии морской атмосферы при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST), составляющем приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
55. Продукт из сплава по п.54, который имеет минимальный срок службы без разрушения под действием растрескивания из-за коррозии под нагрузкой, после выдержки, по меньшей мере, приблизительно 180 дней в указанной морской атмосфере.
56. Продукт из сплава по п.43, который имеет минимальный срок службы без разрушения под действием растрескивания из-за коррозии под нагрузкой, после выдержки, по меньшей мере, приблизительно 180 дней в промышленных условиях, при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST), составляющем приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
57. Продукт из сплава по п.43, который после одной или нескольких операций механической обработки содержит одновременно толстое и тонкое поперечное сечение, причем указанное тонкое поперечное сечение проявляет свойство сопротивления коррозии ЕХСО на отметке "ЕВ" или лучше.
58. Продукт из сплава по п.43, который проявляет повышенное сопротивление началу растрескивания отверстия.
59. Продукт из сплава по п.43, который прошел обработку путем искусственного старения, содержащего:
(i) первый этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С);
(ii) второй этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 335°F(149-168°С);и
(iii) третий этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С).
60. Продукт из сплава по п.59, в котором первый этап (i) старения проходит в пределах диапазона температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
61. Продукт из сплава по п.59, в котором первый этап (i) старения проходит в течение приблизительно от 2 до 18 часов.
62. Продукт из сплава по п.59, в котором второй этап (ii) старения проходит в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 325° F(149-163°С).
63. Продукт из сплава по п.59, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 4 до 18 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 325°F(149-163°С).
64. Продукт из сплава по п.63, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 6 до 15 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 315°F(149-157°С).
65. Продукт из сплава по п.63, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 7 до 13 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 310 до 325°F(154-163°С).
66. Продукт из сплава по п.59, в котором третий этап (iii) старения проходит в пределах диапазона температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
67. Продукт из сплава по п.66, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение, по меньшей мере, приблизительно 6 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
68. Продукт из сплава по п.67, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение приблизительно 18 часов или больше в пределах диапазона температур приблизительно от 240 до 255°F(116-124°С).
69. Продукт из сплава по п.59, в котором один или более из указанных первого, второго и третьего этапов старения содержит объединение воздействия множества этапов теплового старения.
70. Продукт из сплава по п.43, который представляет собой деталь, сформованную путем пошаговой экструзии.
71. Продукт из сплава по п.43, который представляет собой деталь, полученную путем экструзии, прошедшую обработку путем закаливания под давлением.
72. Продукт из сплава по п.43, который представляет собой продукт в форме плиты, который сформирован путем старения в виде конструкционного элемента, используемого в аэрокосмической промышленности.
73. Продукт из сплава по п.43, который прошел обработку путем искусственного старения, содержащего:
(i) первый этап старения в пределах диапазона температур от приблизительно 200 до 275°F(93-135°С);и
(ii) второй этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 335°F(149-168°С).
74. Конструкционный элемент из алюминиевого сплава, предназначенный для коммерческих самолетов, причем указанный конструкционный элемент изготовлен из толстой плиты, продукта, полученного путем экструзии, или кованого продукта, который прошел тепловую обработку в твердом растворе, закаливание и искусственное старение, причем указанный конструкционный элемент обладает улучшенной комбинацией свойств прочности, стойкости и сопротивления растрескиванию в условиях коррозии под нагрузкой, указанный сплав, по существу состоит из:
приблизительно от 6,9 до 9,5% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg;
приблизительно от 1,2 до 2,2% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3); и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
75. Конструкционный элемент по п.74, в котором % мас. Mg % мас. Cu.
76. Конструкционный элемент по п.74, в котором указанный продукт в форме плиты, продукт, полученный путем экструзии, или кованый продукт имеет в точке наибольшего поперечного сечения толщину приблизительно от 3 до 12 дюймов (7,6-30,1 см).
77. Конструкционный элемент по п.76, в котором продукт в форме плиты, продукт, полученный путем экструзии или кованый продукт в указанной точке наибольшего поперечного сечения имеет толщину приблизительно от 4 до 6 дюймов (10,2-15,2 см).
78. Конструкционный элемент по п.74, который проявляет пониженную чувствительность к закаливанию по сравнению с таким же элементом, изготовленным из алюминиевого сплава 7050.
79. Конструкционный элемент по п.74, в котором сплав содержит менее, чем приблизительно 0,15% мас. Fe и менее чем приблизительно 0,12% мас. Si.
80. Конструкционный элемент по п.74, в котором сплав содержит приблизительно от 7 до 8% мас. Zn, приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg, приблизительно от 1,4 до 1,8% мас. Cu и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, при (% мас. Mg + % мас. Cu)≤3,3.
81. Конструкционный элемент по п.74, который выбирают из группы, состоящей из лонжерона, ребра, стенки, стрингера, панели или обшивки крыла, рамы фюзеляжа, балки пола, шпангоута, балки посадочного шасси или их комбинации.
82. Конструкционный элемент по п.74, который сформирован как цельная деталь.
83. Конструкционный элемент по п.74, который имеет в точке поперечного сечения толщиной 2 дюйма (5,1 см) или более предел текучести при растяжении TYS в плоскости четверти толщины (Т/4) профиля в продольном направлении (L) и значение стойкости (Kic) к растрескиванию в условиях плоской деформации в плоскости четверти толщины (Т/4) профиля в направлении L-T на уровне или выше (справа от) линии М-М по фиг.7.
84. Конструкционный элемент по п.74, который представляет собой продукт в форме плиты, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения при сквозном отверстии на уровне или выше (справа от) линии А-А по фиг.12.
85. Конструкционный элемент по п.74, который представляет собой продукт, полученный ковкой, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения при сквозном отверстии на уровне или выше (справа от) линии В-В по фиг.13.
86. Конструкционный элемент по п.74, который имеет максимальную скорость роста (FCG) усталостной трещины в направлении испытаний L-T для значения К (показателя интенсивности нагрузки) 15 тысяч фунтов на квадратный дюйм·дюйм или выше, на уровне или ниже (справа от) линии С-С по фиг.14.
87. Конструкционный элемент по п.74, который позволяет пройти, по меньшей мере, 30-дневные испытания на растрескивание (SCC) в результате коррозии под нагрузкой с чередующимся погружением в 3,5% раствор Na при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
88. Конструкционный элемент по п.74, который имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой после, по меньшей мере, приблизительно 100-дневной выдержки в условиях морской
атмосферы при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
89. Конструкционный элемент по п.74, который имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой после, по меньшей мере, приблизительно 180-дневной выдержки в промышленных условиях при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
90. Конструкционный элемент по п.74, который одновременно имеет и толстое и тонкое сечения, причем указанное тонкое сечение проявляет показатель стойкости к коррозии ЕХСО на отметке "ЕВ" или лучше.
91. Конструкционный элемент по п.74, который проявляет улучшенное сопротивление началу растрескивания отверстия.
92. Конструкционный элемент по п.74, в котором самолет представляет собой гражданский или военный реактивный самолет.
93. Конструкционный элемент по п.74, в котором самолет представляет собой турбовинтовой самолет.
94. Конструкционный элемент по п.74, в котором продукт в форме плиты, продукт, полученный путем экструзии, или кованый продукт вытягивают и/или сжимают перед проведением искусственного старения.
95. Конструкционный элемент по п.74, в котором продукт в форме плиты, продукт, полученный путем экструзии, или кованый продукт подвергают искусственному старению, содержащему:
(i) первый этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С);
(ii) второй этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 335°F(149-168°С);и
(iii) третий этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С).
96. Конструкционный элемент по п.95, в котором первый этап (i) старения проходит в пределах диапазона температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
97. Конструкционный элемент по п.96, в котором первый этап (i) старения проходит в течение 6 часов или больше в пределах диапазона температур приблизительно от 235 до 255°F(113-124°С).
98. Конструкционный элемент по п.95, в котором первый этап (i) старения проходит в течение приблизительно 2-12 часов.
99. Конструкционный элемент по п.95, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 4 до 18 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 325°F(149-163°С).
100. Конструкционный элемент по п.99, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 6 до 15 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 315°F(149-157°С).
101. Конструкционный элемент по п.99, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 7 до 13 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 310 до 325°F(154-163°С).
102. Конструкционный элемент по п.95, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение, по меньшей мере, 6 часов в пределах диапазона температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
103. Конструкционный элемент по п.102, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение 18 часов или больше в пределах диапазона температур приблизительно от 240 до 255°F(116-124° С).
104. Конструкционный элемент коммерческого самолета, выбранный из группы, состоящей из: лонжерон, ребро, стенка, стрингер, панель или обшивка крыла, рама
фюзеляжа, балка пола, шпангоут, балка посадочного шасси или их комбинации, причем указанный элемент изготовлен путем машинной обработки из толстой плиты, заготовки, полученной путем экструзии, или кованой заготовки и обладает улучшенными свойствами прочности, стойкости к растрескиванию и сопротивлению коррозии, причем сплав, по существу, состоит из:
приблизительно: от 6,9 до 8,2% мас. Zn; от 1,3 до 1,68% мас. Mg; от 1,4 до 1,9% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3); и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
105. Конструкционный элемент по п.104, в котором указанный сплав содержит приблизительно 0,15% мас. или меньше железа Fe и приблизительно 0,12% мас. или меньше кремния Si.
106. Конструкционный элемент по п.104, который приварен ко второму конструкционному элементу и проявляет улучшенное сохранение одного или нескольких свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к усталости, стойкость к растрескиванию и сопротивление коррозии в зоне сварки, подвергшейся воздействию тепла.
107. Элемент отсека крыла самолета, изготовленный из продукта в форме плиты, продукта, полученного путем экструзии, или кованого продукта из алюминиевого сплава толщиной, по меньшей мере, приблизительно 2 дюйма (5,1 см), причем указанный сплав, по существу, состоит из:
приблизительно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,65% мас. Mg;
приблизительно от 1,4 до 2% мас. Cu, при (% мас. Mg + % мас. Cu)≤3,5; и приблизительно от 0,05 до 0,25% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
108. Элемент отсека крыла по п.107, в котором сплав содержит менее, чем приблизительно 0,15% мас. Fe и менее чем приблизительно 0,12% мас. Si.
109. Элемент отсека крыла по п.107, в котором сплав содержит менее чем приблизительно 8% мас. Zn и менее чем приблизительно 1,9% мас. Cu.
110. Элемент отсека крыла по п.107, который представляет собой цельный лонжерон.
111. Элемент отсека крыла по п.110, сформированный в процессе старения.
112. Элемент отсека крыла по п.107, который представляет собой ребро, стенку или стрингер.
113. Элемент отсека крыла по п.107, который представляет собой панель или обшивку крыла.
114. Элемент отсека крыла по п.113, сформированный в процессе старения.
115. Элемент отсека крыла по п.107, изготовленный путем поэтапной экструзии.
116. Элемент отсека крыла по п.107, обработанный путем экструзии с закаливанием под давлением.
117. Элемент отсека крыла по п.107, который приварен ко второму элементу отсека крыла и проявляет в зоне сварки, которая подвергалась воздействию тепла, повышенное сохранение одного или нескольких свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к усталости, стойкость к растрескиванию и сопротивление растрескиванию при коррозии под нагрузкой.
118. Элемент отсека крыла по п.107, в котором продукт в форме плиты, продукт, полученный путем экструзии, или кованый продукт прошел тепловую обработку в твердом растворе и его преднамеренно обработали при медленном закаливании для снижения степени искажения при закаливании.
119. Элемент отсека крыла по п.107, который имеет в точке поперечного сечения толщиной 2 дюйма (5,1 см) или больше предел текучести при растяжении TYS в плоскости четверти толщины профиля (Т/4) в продольном направлении (L) и стойкость
(Kic) к растрескиванию в плоскости четверти толщины профиля (Т/4) в направлении L-T на уровне или выше (справа от) линии М-М по фиг.7.
120. Элемент отсека крыла по п.107, сформированный из плиты и имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения со сквозным отверстием на уровне или выше (справа от) линии А-А по фиг.12.
121. Элемент отсека крыла по п.107, сформованный из кованой заготовки и имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения с открытым отверстием на уровне или выше (справа от) линии В-В по фиг.13.
122. Элемент отсека крыла по п.107, который имеет максимальную скорость роста (FCG) усталостной трещины в направлении L-T для значения К (показатель интенсивности нагрузки), равного 15 тысяч фунтов на квадратный дюйм·дюйм или выше, на уровне или ниже (справа от) линии С-С по фиг.14.
123. Элемент отсека крыла по п.107, который позволяет пройти, по меньшей мере, 30-дневные испытания на растрескивание (SCC) в результате коррозии под нагрузкой с чередующимся погружением в 3,5% раствор Na, при уровне нагрузки в коротком поперечном направлении (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
124. Элемент отсека крыла по п.107, который имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой, после, по меньшей мере, приблизительно 100 дней выдержки в условиях морской атмосферы при уровне нагрузки в коротком поперечном направлении (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
125. Элемент отсека крыла по п.124, который имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой после выдержки, по меньшей мере, приблизительно 180 дней в указанных условиях морской атмосферы.
126. Элемент отсека крыла по п.107, который имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой, после выдержки, по меньшей мере, приблизительно 180 дней в промышленных условиях, при уровне нагрузки в коротком поперечном направлении (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
127. Элемент отсека крыла по п.107, который одновременно содержит толстые и тонкие сечения, и указанные тонкие сечения проявляют уровень сопротивления коррозии ЕХСО на отметке "ЕВ" или выше.
128. Элемент отсека крыла по п.107, который проявляет повышенное сопротивление началу растрескивания отверстия.
129. Пластинчатая форма, изготовленная из толстого продукта из алюминиевого сплава, состоящего, по существу, из: приблизительно 6-10% мас. Zn; приблизительно от 1,2 до 1,9% мас. Mg; и приблизительно от 1,2 до 2,2% мас. Cu; с возможным содержанием, приблизительно до 0,4% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
130. Отформованная плита по п.129, в которой сплав содержит приблизительно 0,25% мас. или меньше железа Fe и приблизительно 0,25% мас. или меньше кремния Si.
131. Отформованная плита по п.129, в которой сплав содержит приблизительно от 6,5 до 8,5% мас. Zn, приблизительно от 1,3 до 1,65% мас. Mg и приблизительно от 1,4 до 1,9% мас. Cu.
132. Отформованная плита по п.129, в которой продукт представляет собой катанную плиту или продукт, полученный ковкой, и указанный сплав содержит приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr.
133. Отформованная плита по п.129, в которой продукт представляет собой отливку.
134. Способ изготовления конструкционного элемента, который обладает улучшенным сочетанием, по меньшей мере, двух свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к усталости, стойкость к растрескиванию и сопротивление коррозии, причем указанный способ содержит:
(a) приготовление сплава, который состоит, по существу, из: приблизительно от 6,9 до 9% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; приблизительно от 1,2 до 1,9% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3); и приблизительно от 0,05 до 0,3% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси;
(b) гомогенизацию и горячее формообразование из указанного сплава заготовки с использованием одного или нескольких способов, выбранных из группы, состоящей из: прокатка, экструзия и ковка;
(c) тепловую обработку в твердом растворе указанной заготовки;
(d) закаливание указанной заготовки, прошедшей тепловую обработку в твердом растворе; и
(e) искусственное старение указанной закаленной заготовки.
135. Способ по п.134, который дополнительно содержит: (f) механическую обработку указанного конструкционного элемента из заготовки, полученной в результате искусственного старения,
136. Способ по п.134, который дополнительно содержит: снятие напряжения в заготовке после этапа (d) закаливания, проводимое путем вытягивания, сжатия и/или холодной обработки.
137. Способ по п.134, который, необязательно, содержит: формование путем старения заготовки в форме конструкционного элемента.
138. Способ по п.134, в котором закаленная заготовка имеет толщину приблизительно от 3 до 12 дюймов (7, 6-30,1 см) в точке наибольшего поперечного сечения.
139. Способ по п.134, в котором этап (d) закаливания включает распыление или погружение в воду или в другую среду.
140. Способ по п.134, в котором заготовку преднамеренно подвергают медленному закаливанию после этапа (с) тепловой обработки в твердом растворе.
141. Способ по п.134, в котором сплав содержит меньше чем приблизительно 8% мас. Zn и меньше чем приблизительно 1,8% мас. Cu.
142. Способ по п.134, в котором % мас. Mg ≤ % мас. Cu.
143. Способ по п.134, в котором сплав содержит в качестве примесей менее, чем приблизительно 0,15% мас. Fe и менее, чем приблизительно 0,12% мас. Si.
144. Способ по п.134, в котором заготовка представляет собой продукт в форме плиты.
145. Способ по п.134, в котором заготовка представляет собой продукт, полученный путем экструзии.
146. Способ по п.134, в котором заготовка представляет собой кованый продукт.
147. Способ по п.134, в котором этап (е) искусственного старения содержит:
(i) первый этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С);и
(ii) второй этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 335° F(149-168°С).
148. Способ по п.134, в котором этап (е) искусственного старения содержит:
(i) первый этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С);и
(ii) второй этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 300 до 335°F(149-168°С);и
(iii) третий этап старения в пределах диапазона температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С).
149. Способ по п.148, в котором первый этап (i) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
150. Способ по п.148, в котором первый этап (i) старения проходит в течение приблизительно от 2 до 12 часов.
151. Способ по п.148, в котором первый этап (i) старения проходит в течение 6 или более часов в диапазоне температур приблизительно от 235 до 255°F(113-124°С).
152. Способ по п.148, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 4 до 18 часов в диапазоне температур приблизительно от 310 до 325°F(154-163° С).
153. Способ по п.152, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 6 до 15 часов в диапазоне температур приблизительно от 300 до 315° F(149-157°С).
154. Способ по п.152, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 7 до 13 часов в диапазоне температур приблизительно от 310 до 325°F(154-163°С).
155. Способ по п.148, в котором третий этап (iii) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
156. Способ по п.148, в котором один или несколько из указанных первого, второго и третьего этапов старения содержит объединение воздействия множества этапов теплового старения.
157. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент предназначен для коммерческого реактивного самолета.
158. Способ по п.157, в котором конструкционный элемент выбирают из группы, состоящей из: лонжерон, ребро, стенка, стрингер, панель или обшивка крыла, рама фюзеляжа, балка пола, шпангоут, балка посадочного шасси или их комбинация.
159. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент имеет в точке поперечного сечения толщиной 2 дюйма (5,1 см) или больше предел текучести при растяжении TYS в плоскости четверти толщины профиля (Т/4) в продольном направлении (L) и стойкость (Kic) к растрескиванию при плоской деформации в плоскости четверти толщины профиля (Т/4) в направлении L-T на уровне или выше (справа от) линии М-М, представленной на фиг.7.
160. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент представляет собой продукт в форме плиты, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения при сквозном отверстии, при одном или нескольких максимальных уровнях нагрузки, представленных в Таблице 12, равный или выше, чем соответствующие значения циклов до усталостного разрушения в указанной Таблице 12.
161. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент представляет собой продукт в форме плиты, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения при сквозном отверстии на уровне или выше (справа от) линии А-А, представленной на фиг.12.
162. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент представляет собой кованый продукт, имеющий минимальное значение наработки (S/N) до усталостного разрушения при сквозном отверстии на уровне или выше (справа от) линии В-В, представленной на фиг.13.
163. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент имеет максимальную скорость роста (FCG) усталостной трещины в ориентации испытаний L-T на уровне или ниже, по меньшей мере, одного из максимальных значений da/dN, представленных в Таблице 14, для соответствующих значений К на уровне или выше 15 тысяч фунтов на квадратный дюйм·дюйм в указанной Таблице 14.
164. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент имеет максимальную скорость роста (FCG) усталостной трещины в ориентации испытаний L-T для значения К
(показатель интенсивности нагрузки) 15 тысяч фунтов на квадратный дюйм·дюйм или выше, на уровне или ниже (справа от) линии С-С, представленной на фиг.14.
165. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент способен пройти испытания в течение, по меньшей мере, 30 дней на растрескивание в результате коррозии под нагрузкой (SCC) при чередующемся погружении в 3,5% раствор Na при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST) приблизительно от 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
166. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой после выдержки, по меньшей мере, приблизительно 100 дней в условиях морской атмосферы при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
167. Способ по п.166, в котором конструкционный элемент имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии под нагрузкой после выдержки, по меньшей мере, 180 дней в указанных условиях морской атмосферы.
168. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент имеет минимальный срок службы без разрушения в результате растрескивания под действием коррозии в условиях нагрузки после выдержки, по меньшей мере, 180 дней в промышленных условиях, при уровне нагрузки в направлении короткого поперечного сечения (ST) приблизительно 30 тысяч фунтов на квадратный дюйм (207 МПа) или выше.
169. Способ по п.134, в котором конструкционный элемент одновременно имеет толстое и тонкое сечения, причем указанное тонкое сечение проявляет уровень сопротивления коррозии ЕХСО на отметке "ЕВ" или выше.
170. Способ изготовления конструкционного элемента реактивного самолета, выбранного из группы, состоящей из: лонжерон, ребро, стенка, стрингер, панель или
обшивка крыла, рама фюзеляжа, балка пола, шпангоут, балка посадочного шасси или их комбинации, причем указанный элемент имеет улучшенное сочетание двух или нескольких свойств, выбранных из группы, состоящей из: прочность, стойкость к усталости, стойкость к растрескиванию и сопротивление растрескиванию под действием коррозии под нагрузкой, причем указанный способ содержит:
(a) приготовление кованого сплава, состоящего, по существу, из: приблизительно от 6,9 до 9% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; приблизительно от 1,2 до 1,9% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3); и приблизительно от 0,05 до 0,3% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси;
(b) гомогенизацию и горячее формообразование из сплава заготовки с использованием одного или нескольких способов, выбранных из группы, состоящей из:
прокатка, экструзия и ковка;
(c) тепловую обработку в твердом растворе заготовки, сформированной в горячем состоянии;
(d) закаливание заготовки, прошедшей тепловую обработку в твердом растворе; и
(e) искусственное старение закаленной заготовки с использованием способа, содержащего:
(i) первый этап старения в диапазоне температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135° С);
(ii) второй этап старения в диапазоне температур приблизительно от 300 до 335°F(149-168°С);и
(iii) третий этап старения в диапазоне температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С).
171. Способ по п.170, который, необязательно, содержит снятие напряжения в заготовке после этапа (d) закаливания, проводимое путем вытягивания, сжатия и/или холодной обработки.
172. Способ по п.170, который, необязательно, содержит формование старения заготовки в форме, приближающейся к форме конструкционного элемента.
173. Способ по п.170, который дополнительно содержит:
(f) механическую обработку конструкционного элемента из заготовки, прошедшей обработку путем искусственного старения.
174. Способ по п.170, в котором первый этап (i) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
175. Способ по п.174, в котором первый этап (i) старения проходит в течение приблизительно от 2 до 12 часов в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
176. Способ по п.170, в котором второй этап (ii) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 300 до 325°F(149-163°С).
177. Способ по п.176, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 4 до 18 часов в диапазоне температур приблизительно от 300 до 325°F(149-163°С).
178. Способ по п.177, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от б до 15 часов в диапазоне температур приблизительно от 300 до 315°F(149-157°С).
179. Способ по п.177, в котором второй этап (ii) старения проходит в течение приблизительно от 7 до 13 часов в диапазоне температур приблизительно от 310 до 325°F(154-163°С).
180. Способ по п.170, в котором третий этап (iii) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
181. Способ по п.180, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение, по меньшей мере, приблизительно 6 часов в диапазоне температур приблизительно от 235 до 255°F(113-124°C).
182. Способ по п.180, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение приблизительно 18 часов или больше в диапазоне температур приблизительно от 240 до 255°F(116-124°C).
183. Способ по п.170, в котором один или несколько из указанных первого, второго и третьего этапов старения содержит объединение воздействия множества этапов теплового старения.
184. Способ изготовления конструкционного элемента из алюминиевого продукта в виде плиты, продукта, полученного путем экструзии, или кованого продукта, причем сплав продукта, по существу, не содержит Cr и, по существу, состоит из: приблизительно от 5,7 до 9,5% мас. Zn; приблизительно от 1,2 до 2,7% мас. Mg; приблизительно от 1,3 до 2,7% мас. Cu, и приблизительно от 0,05 до 0,3% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси, указанный способ содержит следующие этапы: (а) тепловую обработку в твердом растворе указанного продукта; (b) закаливание продукта, прошедшего тепловую обработку в твердом растворе; и (с) искусственное старение закаленного продукта, улучшения, которые придают конструкционному элементу повышенное сочетание прочности и стойкости вместе с хорошим сопротивлением коррозии, причем указанные улучшения содержат искусственное старение продукта с использованием способа, содержащего:
(i) первый этап старения в диапазоне температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С);
(ii) второй этап старения в диапазоне температур приблизительно от 300 до 335°F(149-168°С); и
(iii) третий этап старения в диапазоне температур приблизительно от 200 до 275°F(93-135°С).
185. Этап улучшения по п.184, в котором сплав выбирают из группы, состоящей из: алюминиевых сплавов 7050, 7040, 7150 и 7010 (обозначения Алюминиевой Ассоциации).
186. Этап улучшения по п.184, в котором первый этап (i) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
187. Этап улучшения по п.186, в котором первый этап (i) старения проходит в течение приблизительно от 2 до 12 часов в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°С).
188. Этап улучшения по п.184, в котором первый этап (i) старения проходит в течение периода приблизительно 6 часов или больше.
189. Этап улучшения по п.184, в котором второй этап (и) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 300 до 325°F(149-163° С).
190. Этап улучшения по п.184, в котором второй этап (И) старения проходит в течение приблизительно от 6 до 30 часов в диапазоне температур приблизительно от 300 до 330° F(149-166°С).
191. Этап улучшения по п.190, в котором второй этап (и) старения проходит в течение приблизительно от 10 до 30 часов в диапазоне температур приблизительно от 300 до 325°F(149-163°С).
192. Этап улучшения по п.184, в котором третий этап (iii) старения проходит в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260° F(110-127°С).
193. Этап улучшения по п.192, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение, по меньшей мере, 6 часов в диапазоне температур приблизительно от 230 до 260°F(110-127°C).
194. Этап улучшения по п.193, в котором третий этап (iii) старения проходит в течение приблизительно 18 часов или больше в диапазоне температур приблизительно от 240 до 255°F(116-124°C).
195. Этап улучшения по п.184, в котором один или несколько из указанных первого, второго и третьего этапов старения содержит объединение воздействия множества этапов теплового старения.
196. Этап улучшения по п.184, в котором продукт имеет, по меньшей мере, толщину приблизительно 2 дюйма (5,1 см) в точке наибольшего поперечного сечения.
197. Этап улучшения по п.196, в котором продукт имеет толщину приблизительно от 4 до 8 дюймов (10,2-20,3 см) в указанной точке наибольшего поперечного сечения.
198. Этап улучшения по п.184, в котором конструкционный элемент выбирают из группы, состоящей из: лонжерон, ребро, стенка, стрингер, панель или обшивка крыла, рама фюзеляжа, балка пола, шпангоут и/или балка посадочного шасси для коммерческого самолета.
199. Крыло крупного самолета, причем указанное крыло содержит отсек крыла, содержащий верхнюю и нижнюю обшивки крыла, причем, по меньшей мере, одна из обшивок содержит множество усилительных элементов стрингера, причем отсек крыла дополнительно содержит элементы лонжерона, на которых установлены обшивки крыла, расположенные на определенном расстоянии между ними, причем, по меньшей мере, один из элементов лонжерона представляет собой цельный лонжерон, изготовленный путем удаления, по существу, некоторого количества металла из алюминиевого продукта с большим поперечным сечением, изготовленного из сплава, состоящего, по существу, из:
приблизительно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; приблизительно от 1,3 до 2,1% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3); и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
200. Крыло крупного самолета, причем указанное крыло содержит отсек крыла, состоящий их верхней и нижней обшивок крыла, причем, по меньшей мере, одна из обшивок содержит множество усилителей стрингера, причем отсек крыла дополнительно
содержит верхнюю и нижнюю обшивки крыла, по меньшей мере, одна из обшивок содержит усиление из цельного стрингера, выполненного путем механической обработки с удалением, по существу, некоторого количества металла из кованого продукта с большим поперечным сечением, сплав которого, по существу, состоит из:
приблизительно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; приблизительно от 1,3 до 2,1% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,1); и приблизительно от 0,05 до 0,2% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
201. Крупный самолет, имеющий несколько крупных конструкционных элементов, причем указанные элементы изготовлены путем удаления, по существу, определенного количества металла из алюминиевой заготовки с большим поперечным сечением, сплав которой состоит, по существу, из:
приблизительно от 6,9 до 8,5% мас. Zn; приблизительно от 1,3 до 1,68% мас. Mg; приблизительно от 1,3 до 2,1% мас. Cu, при % мас. Mg≤(% мас. Cu+0,3); и приблизительно от 0,05 до 0, 2% мас. Zr, причем остальное содержание составляют алюминий, случайные элементы и примеси.
202. Крупный самолет по п.201, в котором, по меньшей мере, один из элементов представляет собой элемент шпангоута.
203. Крупный самолет по п.201, в котором два или несколько из элементов представляют собой лонжероны крыла.
