铝合金产品及人工时效方法
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1.一种铝合金产品，其拥有如下能力：(a)对于进行固溶热处理、淬火和人工时效后的具有厚截面的产品中，和由所述产品制造的部件中获得具有改善的性能组合，所述性能包含至少两种性能，它们选自：强度、断裂韧性和耐腐蚀性；或者(b)在缓慢淬火的薄产品以及由所述产品制造的部件中获得因所述缓慢淬火引起的强度下降程度较小，所述合金基本组成为：
约6-10wt.％Zn；约1.2-1.9wt.％Mg；约1.2-2.2wt.％Cu；一种或多种以下元素：最多约0.4wt.％Zr，最多约0.4wt.％Sc和最多约0.3wt.％Hf；所述合金任选最多含有：约
0.06wt.％Ti，约0.03wt.％Ca，约0.03wt.％Sr，约0.002wt.％Be和约0.3wt.％Mn，余者为Al，附带的元素和杂质。
2.根据权利要求1的合金产品，其中，所述合金含有约6.4-9.5wt.％Zn；约
1.3-1.7wt.％Mg；约1.3-1.9wt.％Cu，其中，wt. ％Mg≤(wt.％Cu+0.3)以及 约
0.05-0.2wt.％Zr。
3.根据权利要求2的合金产品，其在最厚的横截面部位至少约2英寸厚。
4.根据权利要求3的合金产品，其在所述最厚部位至少约3-10英寸厚。
5.根据权利要求4的合金产品，其在所述最厚部位至少约4-6英寸厚。
6.根据权利要求2的合金产品，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.2)。
7.根据权利要求6的合金产品，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.1)。
8.根据权利要求2的合金产品，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
9.根据权利要求2的合金产品，其进一步具有改善的应力腐蚀抗力。
10.根据权利要求2的合金产品，其是一种厚板材、挤压或锻造产品。
11.根据权利要求2的合金产品，其是一种约2英寸或更薄的薄板材。
12.根据权利要求11的合金产品，其进一步具有改善的耐剥蚀性。
13.根据权利要求11的合金产品，其被时效成形为航空结构部件形状。
14.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金，作为杂质，含有约0.15wt.％或更低的Fe和约0.12wt.％或更低的Si。
15.根据权利要求14的合金产品，其中，所述合金中的有效Mg含量为约
1.3-1.65wt.％，可量测的总Mg含量为约1.47-1.82wt.％。
16.根据权利要求14的合金产品，其中，所述合金中的有Cu含量为约1.3-1.9wt.％，可量测的总Cu含量为约1.6-2.2wt.％。
17.根据权利要求14的合金产品，其中，所述合金含有约0.08wt.％或更低的Fe和约
0.06wt.％或更低的Si。
18.根据权利要求17的合金产品，其中，所述合金含有约0.04wt.％或更低的Fe和约
0.03wt.％或更低的Si。
19.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金含有约6.9wt.％或更高的Zn。
20.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金含有约6.9-8.5wt.％Zn；约
1.3-1.68wt.％Mg；约1.3-1.9wt.％Cu和约0.05-0.2wt.％Zr。
21.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金基本组成为：约6.9-8wt.％Zn；约
1.3-1.65wt.％Mg；约1.4-1.9wt.％Cu和约0.05-0.2wt.％Zr；其中，wt.％Mg＜wt.％Cu。
22.根据权利要求2的合金产品，其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.5。
23.根据权利要求22的合金产品，其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.3。
24.根据权利要求2的合金产品，其具有低于约50％的再结晶组织。
25.根据权利要求24的合金产品，其具有约35％或更低的再结晶组织。
26.根据权利要求25的合金产品，其具有约25％或更低的再结晶组织。
27.根据权利要求2的合金产品，其与第二合金产品焊接一起，并且，在其焊接热影响区具有一种或多种选自于强度、疲劳、断裂韧性和耐腐蚀性的性能的改善的保持能力。
28.根据权利要求27的合金产品，其采用固态方法进行焊接。
29.根据权利要求28的合金产品，其采用摩擦搅动焊接方法进行焊接。
30.根据权利要求27的合金产品，其采用熔化焊接方法进行焊接。
31.根据权利要求30的合金产品，其采用电子束方法进行焊接。
32.根据权利要求30的合金产品，其采用激光方法进行焊接。
33.根据权利要求27的合金产品，其中，所述第二种合金产品由与之焊接一起的同样的合金制成。
34.根据权利要求2的合金产品，其具有改善的钻孔裂纹萌生抗力。
35.一种可锻的铝合金产品，所述合金基本组成为：约6.9-8.5wt.％Zn；约
1.3-1.68wt.％Mg；约1.3-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；至少一种以下元素(最多约0.3wt.％Zr，最多约0.4wt.％Sc和最多约0.3wt.％Hf)；任选地，最多约
0.06wt.％Ti和最多约0.008wt.％Ca，余者为Al，附带的元素和杂质，所述合金产品的特征在于其具有低的淬火敏感性以及：(a)对于进行固溶热处理、淬火和人工时效的具有厚截面的产品，以及，由所述产品制造的部件获得改善的性能组合，所述性能组合包含至少两种性能，它们选自：强度、断裂韧性和耐腐蚀性；或者(b)在缓慢淬火的薄产品，以及，由所述薄产品制造的部件中获得更低的强度下降程度。
36.根据权利要求35的合金产品，其在最厚的横截面部位约3-12英寸厚。
37.根据权利要求36的合金产品，其在最厚的横截面部位约4-6英寸厚。
38.根据权利要求35的合金产品，其中，所述组成中的wt.％Mg不超过wt.％Cu。
39.根据权利要求35的合金产品，其是一种已进行固溶热处理和淬火处理的板材、挤压件或锻件。
40.根据权利要求35的合金产品，其中，所述合金中作为杂质的Fe和Si含量分别低于约0.25wt.％。
41.根据权利要求35的合金产品，其中，所述合金含有：约6.9-8wt.％Zn；约
1.3-1.65wt.％Mg；约1.3-1.9wt.％Cu和约0.05-0.2wt.％Zr；其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.5。
42.根据权利要求41的合金产品，其中，所述合金主要含有：约7-8wt.％Zn；约
1.4-1.65wt.％Mg；约1.4-1.8wt.％Cu和约0.05-0.2wt.％Zr；其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.3。
43.一种厚铝合金产品，其厚截面时在进行固溶热处理、淬火和人工时效之后，具有改善的强度和韧性组合以及良好的耐腐蚀性，所述合金基本组成为：约6.9-8.5wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；约
0.05-0.2wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
44.根据权利要求43的合金产品，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
45.根据权利要求43的合金产品，其中，所述合金含有约0.15wt.％或更低的Fe和约
0.12wt.％或更低的Si。
46.根据权利要求43的合金产品，其中，所述合金含有：约7-8wt.％Zn；约
1.3-1.65wt.％Mg；约1.4-1.8wt.％Cu和约0.05-0.2wt.％Zr；其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.1)。
47.根据权利要求43的合金产品，其在横截面厚2英寸或更大时，纵(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面应变断裂韧性(K1C)位于图
7中的M-M线处或者其上方(向右侧)。
48.根据权利要求43的合金产品，其是一种板材产品，该产品在一种或多种如表12所示的最大施加应力水平下的最小开孔疲劳寿命(S/N)等于或大于所述表12中的相应循环失效值。
49.根据权利要求43的合金产品，其是一种板材产品，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
50.根据权利要求43的合金产品，其是一种锻件，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
51.根据权利要求43的合金产品，其在L-T试验方向的最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度等于或低于如表14所示的最大da/dN值中的至少一个，相应的K(应力强度因子)值在所述表14中等于或大于15ksiin。
52.根据权利要求43的合金产品，其在L-T试验方向具有最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度，K值为15ksiin或更大，其位于图14中的C-C线处或者其下方(右侧)。
53.根据权利要求43的合金产品，其能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，用3.5％Na溶液中，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
54.根据权利要求43的合金产品，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，海边暴露至少约100天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
55.根据权利要求54的合金产品，其具有在所述海边暴露条件下至少约180天不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
56.根据权利要求43的合金产品，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
57.根据权利要求43的合金产品，在对其实施一种或多种机加工操作之后，其同时具有厚截面和薄截面，所述薄截面表现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
58.根据权利要求43的合金产品，其具有改善的钻孔裂纹萌生抗力。
59.根据权利要求43的合金产品，其已经采用以下方法进行了人工时效，所述方法包括：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段；和
(iii)在约200-275℉下的第三时效阶段。
60.根据权利要求59的合金产品，其中，第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行。
61.根据权利要求59的合金产品，其中，第一时效阶段(i)进行约2-18小时。
62.根据权利要求59的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约300-325℉下进行。
63.根据权利要求59的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约300-325℉下进行约
4-18小时。
64.根据权利要求63的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约300-315℉下进行约
6-15小时。
65.根据权利要求63的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约310-325℉下进行约
7-13小时。
66.根据权利要求59的合金产品，其中，第三时效阶段(iii)在约230-260℉下进行。
67.根据权利要求66的合金产品，其中，第三时效阶段(iii)在约230-260℉下进行至少约6小时。
68.根据权利要求67的合金产品，其中，第三时效阶段(iii)在约240-255℉下进行约
18小时或更长。
69.根据权利要求59的合金产品，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个包括多种温度时效作用的整合。
70.根据权利要求43的合金产品，其是一种阶梯状挤压件。
71.根据权利要求43的合金产品，其是一种已进行压力淬火的挤压件。
72.根据权利要求43的合金产品，其是一种可以时效成型为航空结构部件的板材产品。
73.根据权利要求43的合金产品，其已经采用以下方法进行了人工时效，所述方法包括：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；和
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段。
74.商用飞机的铝合金结构部件，所述结构部件采用已进行固溶热处理、淬火和人工时效的厚板材、挤压或锻造产品制成，所述结构部件具有强度、韧性和应力腐蚀开裂抗力性能的改善的组合，所述合金基本组成为：约6.9-9.5wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约
1.2-2.2wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；约0.05-0.2wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
75.根据权利要求74的结构部件，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
76.根据权利要求74的结构部件，其中，所述板材、挤压或锻造产品最厚的横截面部位约3-12英寸厚。
77.根据权利要求76的结构部件，其中，所述板材、挤压或锻造产品最厚的横截面部位约4-6英寸厚。
78.根据权利要求74的结构部件，其与其7050铝合金对应物相比，淬火敏感性下降。
79.根据权利要求74的结构部件，其中，所述合金含有低于约0.15wt.％Fe和低于约
0.12wt.％Si。
80.根据权利要求74的结构部件，其中，所述合金含有约7-8wt.％Zn；约
1.3-1.68wt.％Mg；约1.4-1.8wt.％Cu和约0.05-0.2wt.％Zr；其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)3.3。
81.根据权利要求74的结构部件，其选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合。
82.根据权利要求74的结构部件，其是整体成型的。
83.根据权利要求74的结构部件，其在横截面厚2英寸或更大处，纵(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面应变断裂韧性(KIC)位于图
7中的M-M线处或者其上方(右侧)。
84.根据权利要求74的结构部件，其是一种板材产品，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
85.根据权利要求74的结构部件，其是一种锻件，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
86.根据权利要求74的结构部件，其在L-T试验方向具有最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度，K(应力强度因子)值为15ksiin或更大，其位于图14中的C-C线处或者其下方(右侧)。
87.根据权利要求74的结构部件，其能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，用3.5％Na溶液，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
88.根据权利要求74的结构部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，海边暴露至少约100天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
89.根据权利要求74的结构部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
90.根据权利要求74的结构部件，其同时具有厚截面和薄截面，所述薄截面表现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
91.根据权利要求74的结构部件，其具有改善的钻孔裂纹萌生抗力。
92.根据权利要求74的结构部件，其中，所述飞机是一种民用或军用喷气飞机。
93.根据权利要求74的结构部件，其中，所述飞机是一种涡轮螺浆飞机。
94.根据权利要求74的结构部件，其中，在人工时效之前，对所述板材、挤压或锻造产品进行拉伸和/或压缩。
95.根据权利要求74的结构部件，其中，已经采用以下方法对所述板材、挤压或锻造产品进行了人工时效，所述方法包括：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段；和
(iii)在约200-275℉下的第三时效阶段。
96.根据权利要求95的结构部件，其中，第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行。
97.根据权利要求96的结构部件，其中，第一时效阶段(i)在约235-255℉下进行6小时或更长。
98.根据权利要求95的结构部件，其中，第一时效阶段(i)进行约2-12小时。
99.根据权利要求95的结构部件，其中，第二时效阶段(ii)在约3.00-325℉下进行约
4-18小时。
100.根据权利要求99的结构部件，其中，第二时效阶段(ii)在约300-315℉下进行约
6-15小时。
101.根据权利要求99的结构部件，其中，第二时效阶段(ii)在约310-325℉下进行约
7-13小时。
102.根据权利要求95的结构部件，其中，第三时效阶段(iii)在约230-260℉下进行至少约6小时。
103.根据权利要求102的结构部件，其中，第三时效阶段(iii)在约240-255℉下进行约18小时或更长。
104.一种商用飞机结构部件，其选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或外壳、机身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合，所述部件采用厚板材、挤压件或锻件加工而成，并且具有改善的强度、韧性和耐腐蚀性，所述合金基本组成为：约6.9-8.2wt.％Zn；
约1.3-1.68wt.％Mg；约1.4-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及约
0.05-0.2wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
105.根据权利要求104的结构部件，其中，所述合金含有约0.15wt.％或更低的Fe和约0.12wt.％或更低的Si。
106.根据权利要求104的结构部件，其与第二种结构部件焊接一起，并且，在其焊接热影响区具体一种或多种选自于强度、疲劳、断裂韧性和耐腐蚀性的性能的改善的保持性。
107.至少约2英寸厚的铝合金板材、挤压或锻造产品加工而成的飞机翼箱部件，所述合金基本组成为：约6.9-8.5wt.％Zn；约1.3-1.65wt.％Mg；约1.4-2wt.％Cu，其中，(wt.％Mg+wt.％Cu)≤3.5；以及约0.05-0.25wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
108.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其中，所述合金含有低于约0.15wt.％Fe和低于约0.12wt.％Si。
109.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其中，所述合金含有低于约8wt.％Zn和低于约1.9wt.％Cu。
110.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种整体桁条。
111.根据权利要求110的飞机翼箱部件，其已被时效成型。
112.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种翼肋、腹板或纵梁。
113.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种机翼板或蒙皮。
114.根据权利要求113的飞机翼箱部件，其已被时效成型。
115.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其由一种阶梯状挤压件制成。
116.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种压力淬火的挤压件。
117.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其与第二种飞机翼箱部件焊接一起，并且，在其焊接热影响区具有一种或多种选自于强度、疲劳、断裂韧性和应力腐蚀开裂抗力的性能的改善的保持性。
118.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其中，对所述板材、挤压或锻造产品进行固溶热处理和有意进行的缓慢淬火，以减小淬火扭曲。
119.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其在横截面厚2英寸或更大处，纵(L)向的
1/4平面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)断裂韧性(KIC)位于图7中的M-M线处或者其上方(右侧)。
120.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其由板材制备而成，该部件的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
121.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其由锻件制备而成，该部件的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
122.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其在L-T试验方向具有最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度，K(应力强度因子)值为15ksiin或更大，其位于图14中的C-C线处或者其下方(右侧)。
123.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，在3.5％Na溶液中，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
124.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，海边暴露至少约100天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
125.根据权利要求124的飞机翼箱部件，其具有在所述海边暴露条件下，至少约180天不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
126.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
127.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其同时具有厚截面和薄截面，所述薄截面表现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
128.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其具有改善的穿孔裂纹萌生抗力。
129.由一种厚铝合金产品制成的模具板材，所述产品基本组成为：约6-10wt.％Zn；约
1.2-1.9wt.％Mg和约1.2-2.2wt.％Cu；任选最多约0.4wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
130.根据权利要求129的模具板材，其中，所述合金含有约0.25wt.％或更低的Fe和约0.25wt.％或更低的Si。
131.根据权利要求129的模具板材，其中，所述合金含有约6.5-8.5wt.％Zn；约
1.3-1.65wt.％Mg和约1.4-1.9wt.％Cu。
132.根据权利要求129的模具板材，其中，所述产品是一种轧制板材或锻件，所述合金含有约0.05-0.2wt.％Zr。
133.根据权利要求129的模具板材，其中，所述产品是一种铸件。
134.一种结构部件的制备方法，所述部件具有改善的性能组合，所述性能包含至少两种选自强度、疲劳、断裂韧性和耐腐蚀性的性能，所述方法包括：
(a)提供一种合金，该合金基本组成为约6.9-9wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约
1.2-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及约0.05-0.3wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质；
(b)对所述合金均匀化处理，并且采用选自于轧制、挤压和锻造的一种或多种方法将其热加工成工件；
(c)对所述工件进行固溶热处理；
(d)对所述已固溶热处理的工件进行淬火；和
(e)对所述已淬火的工件进行人工时效。
135.根据权利要求134的方法，其进一步包括：(f)由所述已人工时效的工件加工出所述结构部件。
136.根据权利要求134的方法，其任选包括：通过拉伸、压缩和/或冷加工对经淬火步骤(d)处理后的工件进行应力消除。
137.根据权利要求134的方法，其任选包括：将所述工件时效成型为所述结构部件形状。
138.根据权利要求134的方法，其中，所述淬火的工件的最厚横截面部位约3-12英寸厚。
139.根据权利要求134的方法，其中，所述淬火步骤(d)包括采用水或其它介质进行喷洒或浸泡。
140.根据权利要求134的方法，其中，在固溶热处理步骤(c)之后，有意对工件进行缓慢淬火。
141.根据权利要求134的方法，其中，所述合金含有低于约8wt.％Zn和低于约
1.8wt.％Cu。
142.根据权利要求134的方法，其中，wt.％Mg wt.％Cu。
143.根据权利要求134的方法，其中，所述合金含有作为杂质的低于约0.15wt.％Fe和低于约0.12wt.％Si。
144.根据权利要求134的方法，其中，所述工件是一种板材产品。
145.根据权利要求134的方法，其中，所述工件是一种挤压件。
146.根据权利要求134的方法，其中，所述工件是一种锻造产品。
147.根据权利要求134的方法，其中，所述人工时效步骤(e)包括：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；和
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段。
148.根据权利要求134的方法，其中，所述人工时效步骤(e)包括：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段；和
(iii)在约200-275℉下的第三时效阶段。
149.根据权利要求148的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行。
150.根据权利要求148的方法，其中，所述第一时效阶段(i)进行约2-12小时。
151.根据权利要求148的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约235-255℉下进行6小时或更长。
152.根据权利要求148的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约310-325℉下进行约4-18小时。
153.根据权利要求152的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-315℉下进行约6-15小时。
154.根据权利要求152的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约310-325℉下进行约7-13小时。
155.根据权利要求148的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260℉下进行。
156.根据权利要求148的方法，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个包括多个温度时效作用的综合。
157.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是用于商用喷气飞机。
158.根据权利要求157的方法，其中，所述结构部件选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合。
159.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件在横截面厚2英寸或更大处，纵(L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面应变断裂韧性(KIC)位于图7中的M-M线处或者其上方(右侧)。
160.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是一种板材产品，该产品在一种或多种如表12所示的最大施加应力水平下的最小开孔疲劳寿命(S/N)等于或大于所述表12中的相应失效循环次数。
161.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是一种板材产品，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
162.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是一种锻件，该部件的最小开孔疲劳寿命(S/N)位于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
163.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件在L-T试验取向上的最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度等于或低于如表14所示的最大da/dN值中的至少一个，相应的K值在所述表14中等于或大于15ksiin。
164.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件在L-T试验取向上具有的最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度位于图14中的C-C线处或者其下方(右侧)，K(应力强度因子)值为
15ksiin或更大。
165.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力水平作用下，采用3.5％Na溶液条件下，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
166.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力水平作用下在海边暴露至少约100天后而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
167.根据权利要求166的方法，其中，所述结构部件具有在所述海边暴露条件下至少约180天后不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
168.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力水平作用下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
169.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件同时具有厚截面和薄截面，所述薄截面表现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
170.一种制造喷气飞机结构部件的方法，所述部件选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合，所述部件具有改善的两种或多种性能的组合，所述性能选自强度、疲劳、断裂韧性和应力腐蚀抗力，所述方法包括：
(a)提供一种可锻合金，该合金基本组成为约6.9-9wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约
1.2-1.9wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及约0.05-0.3wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质；
(b)对所述合金均匀化处理，并且采用选自于轧制、挤压和锻造的一种或多种方法将其热成形为工件；
(c)对所述热成形的工件进行固溶热处理；
(d)对对所述已固溶热处理的工件进行淬火；和
(e)对所述已淬火的工件进行人工时效，所述人工时效方法包括：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段；和
(iii)在约200-275℉下的第三时效阶段。
171.根据权利要求170的方法，其任选包括：通过拉伸、压缩和/或冷加工对经淬火步骤(d)处理后的工件进行应力消除。
172.根据权利要求170的方法，其任选包括：将所述工件时效成型为近似所述结构部件形状。
173.根据权利要求170的方法，其进一步包括：(f)将所述已人工时效的工件加工成所述结构部件。
174.根据权利要求170的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行。
175.根据权利要求174的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行约
2-12小时。
176.根据权利要求170的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325℉下进行。
177.根据权利要求176的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325℉下进行约4-18小时。
178.根据权利要求177的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-315℉下进行约6-15小时。
179.根据权利要求177的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约310-325℉下进行约7-13小时。
180.根据权利要求170的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260℉下进行。
181.根据权利要求180的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约235-255℉下至少进行约6小时。
182.根据权利要求180的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约240-255℉下进行约18小时或更长。
183.根据权利要求170的方法，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个包括多个温度时效作用的综合。
184.在由铝合金板材、挤压件或锻造产品制造结构部件的方法中，所述产品的合金组成中基本没有Cr，并且基本组成为约5.7-9.5wt.％Zn；约1.2-2.7wt.％Mg；约
1.3-2.7wt.％Cu和约0.05-0.3wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质，所述方法包括如下步骤：(a)对所述产品进行固溶热处理；(b)对所述已固溶热处理的产品进行淬火；和(c)对所述已淬火的产品进行人工时效，所述方法的改进使所述结构部件获得改善的强度和韧性的组合以及良好的耐腐蚀性，所述改进包括对所述产品采用包括以下步骤的方法进行人工时效：
(i)在约200-275℉下的第一时效阶段；
(ii)在约300-335℉下的第二时效阶段；和
(iii)在约200-275℉下的第三时效阶段。
185.根据权利要求184的改进，其中，所述合金选自于7050，7040，7150和7010铝(铝业协会牌号)。
186.根据权利要求184的改进，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行。
187.根据权利要求186的改进，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260℉下进行约
2-12小时。
188.根据权利要求184的改进，其中，所述第一时效阶段(i)进行约6小时或更长。
189.根据权利要求184的改进，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325℉下进行。
190.根据权利要求184的改进，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-330℉下进行约6-30小时。
191.根据权利要求190的改进，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325℉下进行约10-30小时。
192.根据权利要求184的改进，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260下进行。
193.根据权利要求192的改进，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260℉下至少进行约6小时。
194.根据权利要求193的改进，其中，所述第三时效阶段(iii)在约240-255℉下进行约18小时或更长。
195.根据权利要求184的改进，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个包括多个温度时效作用的综合。
196.根据权利要求184的改进，其中，所述产品最厚的横截面部位至少约2英寸厚。
197.根据权利要求196的改进，其中，所述产品中所述最厚部位约4-8英寸厚。
198.根据权利要求184的改进，其中，所述结构部件选自于商用飞机的翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁和/或起落架梁。
199.一种大飞机的机翼，所述机翼包括由上、下机翼蒙皮构成的机翼箱，至少一个所述蒙皮包含多个桁条加固件，所述翼箱还包括隔开所述机翼蒙皮的翼梁组件，至少一个所述翼梁组件是一种通过从厚铝产品中将大量金属去除制备的整体翼梁，制备所述厚铝产品的合金基本组成为：约6.9-8.5wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及约0.05-0.2wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
200.一种大飞机的机翼，所述机翼包括由上、下机翼蒙皮构成的机翼箱，至少一个所述蒙皮包含多个桁条加固件，所述翼箱还包括上、下机翼蒙皮，至少一个所述蒙皮具有一种整体桁条加强件，该整体桁条加强件通过从厚可锻产品中将大量金属加工去除制备而成，所述厚可锻产品的合金基本组成为：约6.9-8.5wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约
1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.1)；以及约0.05-0.2wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
201.具有几个大结构部件的大飞机，所述部件通过从厚铝工件中将大量金属加工去除制备而成，所述厚铝工件的合金基本组成为：约6.9-8.5wt.％Zn；约1.3-1.68wt.％Mg；约
1.3-2.1wt.％Cu，其中，wt.％Mg≤(wt.％Cu+0.3)；以及约0.05-0.2wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
202.根据权利要求201的大飞机，其中，至少一个所述部件是舱壁组件。
203.根据权利要求201的大飞机，其中，两个或多个所述部件是机翼翼梁。
铝合金产品及人工时效方法
发明领域
应变断裂韧性或者KIC(L-T)为24ksi in 。对于同样的合金特性和厚度，横向(LT和T-L)
1/2
的规定值分别为60ksi和22ksi in 。比较而言，最近开发的上机翼合金是7055-T7751铝，厚度为约0.375-1.5英寸，它能够满足根据MIL-HDBK-5H的最小屈服强度86ksi。如果最小屈服强度为60ksi的7050-T74的整体翼梁与上述的7055合金一起使用，则为了使重量效率最大，上机翼蒙皮的总体强度水平不能得到充分利用。因此，需要具有充分断裂韧性的更高强度的厚铝合金制造现在新喷气机设计要求的整体翼梁结构。这仅仅是高强度和韧性的厚截面铝材料 的益处的一个具体实例。在现代飞机上还存在许多其它应用实例，例如机翼翼肋(Wing rib)、腹板或桁条、翼板或蒙皮、机身框架、地板梁或舱壁(bulkhead)、甚至起落架梁(landing gear beam)或者上述各种飞机部件的各种组合。
7055部分地通过使用7.6-8.4wt.％的更高Zn含量，类似的Cu含量以及稍稍降低的Mg含量(1.8-2.3wt.％)，其压缩屈服强度提高10％。
0.1wt.％Mn。而且，对于本发明的合金而言，可能存在一个或多个特定应用场合，这时，Mn的有意添加可能起有利作用。
任选地，所述后面的组成可以含有最多0.03，0.04或0.06wt％Ti，最多约0.4wt％Sc和最多约0.008wt％Ca。
7050，7010或7040铝板材产品指定的含量高的多。
是其断裂韧性KQ(L-T)较低，约23ksi in 。比较而言，试样#6含有7.56wt％Zn，1.57wt％
1/2
Cu和1.51wt％Mg(Mg＜Cu)，其在图3中表现出比75ksi高的TYS强度和约34ksi in 的高断裂韧性(实际上韧性提高48％)。这一比较数据表明了如下重要性：(1)保持Mg含量等于或低于约1.68或1.7wt.％，以及(2)保持所述Mg含量低与或等于Cu含量+0.3wt.％，并且更优选比Cu含量低，或者至少不高于本发明合金的Cu含量。
处于本发明的组成范围内的合金试样能够达到这种平衡。具体地，#1，#6，11#和18#试样
1/2
均具有超过约34ksi in 的断裂韧性值KQ(L-T)和大于约69ksi的TYS；或者这些试样均
1/2
具有高于约29ksi in 的断裂韧性和约75ksi或更高的高TYS值。
B(厚度)＞2.5(KQ/σYS)(偶尔判据)，其中，KQ，σYS，PMAX和PQ根据ASTM标准E399-90确定。这些差异是本发明合金观察到具有高断裂韧性的结果。为了获得有效平面应变KIC结果，过去本来会要求采用比挤压棒(1.25英寸厚×4英寸宽)更厚更宽的试样。一般认为有效KIC是一种与试样尺寸和形状相对无关的材料性能。另一方面，KQ在最严格的学术意义上可能不是一种真实的材料性能，因 为它可能随试样尺寸和几何形状而变。然而，尺寸比要求值更小的试样的典型KQ值与KIC相比过低。换言之，与满足ASTM标准E399-90中的与试样尺寸相关的有效性判据的标准KIC相比，断裂韧性(KQ)的报告值一般比获得的标准KIC值低。本文依据ASTM E399使用紧凑拉伸试样(其厚度B是1.25英寸，宽度依据不同试样在2.5-3.0英寸之间变化)获得KQ值。将试样疲劳预开裂至1.2-1.5英寸的裂纹长度A(A/W＝0.45-0.5)。下面将讨论的工厂实验材料的试验的确满足ASTM标准E399中关于KIC的有效性判据，该实验使用的紧凑拉伸试样的厚度B＝2.0英寸，宽度W＝4.0英寸。这些试样被疲劳预开裂至2.0英寸的裂纹长度(A/W＝0.5)。所有不同合金组成之间的比较数据均由尺寸相同且试验条件类似的试样的结果获得。
对所述铸锭进行清理，在885-890℉下均匀化处理24小时，并且热轧成6英寸厚的板材。
然后，将轧制板材在885-890℉下固溶热处理140分钟，喷水淬火至室温，并且进行变形量约1.5-3％的冷拉伸，以消除残余应力。对由所述板材切制的型材进行两阶段时效处理，该时效处理包括6小时/250℉的第一阶段时效，随后，在320℉下进行第二阶段时效，时间分别为6，8和11小时，上述三种时间在后面的表中分别表示为T1，T2和T3。下面的表3中给出了拉伸、断裂韧性、交替浸没SCC、EXCO和导电性试验的结果。图7示出了L-T平面应变断裂韧性(KIC)与纵向拉伸屈服强度TYS(L)的交汇图，所用两种试样均取自板材的1/4平面(T/4)处。通过所述代表性的第二阶段时效时间的数据，确定强度-韧性的线性关系趋势(直线T3-T2-T1)。还画出了优选的最小性能直线(M-M)。图7中还包括了根据工业规范BMS7-323C制备的6英寸厚7050-T7451板 的典型性能，以及按AMS D99AA规范草案(参考文献：Preliminary Materials Properties Handbook)的6英寸板材7040-T7451的典型值，这两种规范在本领域均共知。由两阶段时效板材的该初步数据，本发明的合金组合物清楚地表现出比7050或7040合金板材好得多的强度-韧性组合。例如，与7050-T7451板材相比，本发明的两阶段时效的合金的TYS提高约11％(72ksi对64ksi)，而KIC相当，为
1/2
35ksi in 。换句话说，在相同的TYS水平下，本发明获得了显著提高的KIC值。例如，与在
66.6ksi同样TYS(L)水平下的7040-T7451对等合金相比，所述板材产品的两阶段时效形式
1/2 1/2
的KIC(L-T)韧性提高28％(32.3ksi in 对41ksi in )。
7050合金锻件在尺寸较厚时，其对比的强度性能下降。
表3中T1时效时间处的约75ksi的屈服强度与约33ksi in 的断裂韧性；或者在表3中
1/2
T2时效时间处的约72ksi的屈服强度与约35ksi in 的断裂韧性；或者在表3中T3时效
1/2
时间处的约67ksi的屈服强度与约40ksiin 的断裂韧性。
40.5％IACS)和T73(具有约45ksi的典型SCC保证值和41.5％IACS)制备出7050商品合金。
更优选地，在所述处理温度下，第二阶段时效进行的时间总计约10或 11小时，甚至13个小时。在约320℉的第二时效阶段温度下，第二阶段的总时间可以为约6-10小时，其中优选为约7或8至10或11小时。还可根据优选的目标性能选择第二阶段时效的时间和温度。
最为明显地，在给定温度下，较短的处理时间有利于获得较高强度，而较长的暴露时间有利于获得更好的耐腐蚀性能。
10∶1的横截面积压下比(挤压比)。这里也可以使用锻件。
250℉的炉中并且保持6-24小时。这种更连续的时效制度不涉及在由第一阶段时效转至第二阶段时效处理和由第二阶段时效转至第三阶段时效处理时，在至室温过渡这一阶段。
美国专利3,645,804中对这种时效综合作了更详细介绍，在此引入其全部内容作为参考。
对于升温及其相应的时效综合而言，板材产品人工时效时的两阶段，或者，可能地，三阶段(较少优选)都可能在单一的程序可控炉中进行。然而，为了方便和易于理解，在对本发明的优选实施方案已作的更详细介绍中，假定 每个步骤、工序或阶段都与人工时效工艺中的其它两个明显不同。一般而言，可以认为所述三阶段或步骤中的第一个是对所研究的合金产品进行析出硬化；第二(高温)阶段是然后将本发明的合金暴露至一个或多个更高温度下，以便提高该合金在通常、工业和海边模拟气氛条件下的耐腐蚀性，特别是应力腐蚀开裂(SCC)抗力。第三及最后阶段是然后进一步将本发明合金析出强化至更高强度水平，同时也使其耐腐蚀性进一步提高。
疲劳紧凑拉伸试样测量KIC的标准试验方法，其中，KIC的单位是ksi in 。该试验通常用来测量厚材料的断裂韧性，因为只要满足适当的宽度、裂纹长度和厚度标准，就可以认为断裂韧性与试样形状无关。KIC中使用的符号K称作应力强度因子。
用于计算称作KR25的断裂韧性量度。切割位移为20％时，称作KR20。其单位也是ksi in 。
著名的ASTM E561涉及R曲线的确定，而且，在本领域对此普遍认可。
但是，当采用施加载荷之前的裂纹长度计算应力强度因子时，计算结果被称作材料的表观断裂韧性Kapp。因为计算KC时使用的裂纹长度较长，对于给定材料，KC值通常比Kapp值大。
1/2
断裂韧性的这两种量度的单位均为ksi in 。对于韧性材料，本领域已认识到：这类试验获得的数值一般随着试样宽度的增加或其厚度的减小而增大。除非另有说明，此处提及的平面应力(KC)值指的是16英寸宽的试板。 本领域的专业人员认识到试验结果可能会随试板宽度的变化而不同，而且，本发明意图包括所有这类涉及韧性的试验。因此，本领域的专业人员将意识到：在大多数情况下是指16英寸板试验的情况下：在评价本发明产品中与KC或Kapp最小值基本相当或者相对应的韧性均包括使用不同厚度的板获得的KC或Kapp的不同值。
在-65℉时的韧性KIC约45ksiin ，或者KR20为95ksi in ，并且优选100ksi in 或更高。由于韧性值较高，因此由这种合金制造的下机翼可以取代今天的具有相应的性能(即：
强度/韧性)平衡的2000(或2XXX系列)合金制造的下机翼。通过实施本发明，也能够由同样合金单独制造上机翼蒙皮，或者与整体成型的部件如加固件、翼肋和桁条一起制造。 [0139] 根据本发明的改善的产品的韧性非常高，在某些情况下，可以允许飞机设计者将对材料耐久性和破坏容限的关注放在疲劳抗力以及断裂韧性的测量上。疲劳开裂抗力是一种非常期望的性能。当重复进行加载和卸载循环，或者例如机翼上升和下降时受到高载和低载的循环时，出现所述的疲劳开裂。在飞行期间由于阵风或其它突然的气压变化，或者当飞机负载时，也会出现这种载荷循环。疲劳失效占飞机部件失效原因的大部分。这种失效很危险，因为它是在正常的工作条件，没有过量过载和没有警告的情况下发生的。由于材料的不均匀部位作为裂纹萌生部位或者促进较小裂纹的环节，从而加速了裂纹扩展。因此，通过降低有害不均匀部位的严重性或数量来改善金属质量的工艺或组成变化，有助于疲劳寿命的提高。
差的作用的量度称作循环应力强度因子范围或者ΔK，其单位是ksi in ，与用于测量断裂韧性的应力强度因子类似。该应力强度因子范围(ΔK)是最大载荷与最小载荷处的应力强度因子的差值。另一个影响疲劳裂纹扩展的量度是循环期间最小载荷与最大载荷之比。
该比值被称作应力比，用R表示。比值为0.1意味最大载荷是最小载荷的10倍。该应力或载荷比可以为正或者为负或者是零。疲劳裂纹扩展速度试验典型地根据本领域著名的ASTME647-88(以及其它规范)进行。此处使用的Kt指的是ASTM E1823中介绍的理论应力集中因子。
材料的疲劳裂纹扩展速度可以由中心部位开裂的拉伸板确定。在相对湿度高于90％，ΔK为约4-20或30和R＝0.1的对比试验中，本发明材料表现出较好的疲劳裂纹扩展抗力。然而，更优的S-N疲劳性能使本发明材料更适于制造埋藏或隐蔽的部件，例如机翼翼梁。 [0144] 除了非常好的强度和韧性以及破断容限性能之外，本发明的产品还具有非常好的耐腐蚀性。在EXCO试验中，本发明的产品的耐剥蚀性能可以是EB或者更好(意指“EA”或仅仅有麻点)，该试验的试样取自厚度中部(T/2)或者距表面1/10厚度(T/10)处(“T”为厚度)，或者这两种部位均有。EXCO试验已为本领域共知，并且在著名的ASTM标准G34中进行了介绍。EXCO等级“EB”可认为具有良好的耐腐蚀性，它对于某些商用飞机是可接受的。“EA”更好。
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