[发明专利]铝合金产品及人工时效方法

说明书

本申请是最早优先权日为2000年12月21日，发明名称为“铝合金产品及人工时效方法”的中国发明专利申请(中国专利申请号为01822516.0，且相应的国际申请号为PCT/US01/30895)的分案申请。

技术领域

本发明涉及铝合金，特别是铝业协会(Aluminum Association)指定的7000系列(或者7XXX)铝(“Al”)合金。更具体地，本发明涉及尺寸较厚，即约2-12英寸厚的Al合金产品。虽然本发明典型地应用于轧制板材产品，但是其也可用于挤压或锻造产品。通过实施本发明，由此类厚截面原材料/产品制成的部件具有更优的强度-韧性组合，从而使其适合作为航空航天场合中的厚尺寸结构部件或者由厚材料加工而成的薄截面部件。本发明也能有效改善耐腐蚀性能，尤其是应力腐蚀开裂(或“SCC”)抗力。由所述合金制造的代表性结构组件包括整体翼梁(integral spar)组件等，它们均由厚变形型材，包括轧制板材加工而成。这种翼梁组件可用于运载量大的飞机的翼箱。本发明特别适合制造挤压和锻造的高强度飞机组件，例如主起落架臂。这种飞机包括商用喷气客机、货机(例如用于隔夜邮政服务)和某些军用飞机。在较低程度上，本发明的合金适合用于其它飞机，其中包括(但不限于)涡轮螺浆飞机。此外，根据本发明也可以制造非航空航天部件，如各种厚模铸板(mold plate)。

背景技术

随着新型喷气飞机的尺寸越来越大，或者随着目前的喷气机型的有效负载变得更重和/或飞行范围变得更长，以便改善飞机性能和经济效益，不断要求结构部件如机身、机翼和翼梁的重量降低。航空工业正在通过指定强度更高的金属部件，降低其截面厚度作为降低重量的权宜之计来满足这一要求。除了强度之外，材料的耐久性和破坏容限对于飞机的可靠性结构设计也很关键。对在飞机应用场合材料多种特性的这种考虑最终导致了如今的破坏耐受设计技术，它将破损安全设计原理与周期性检测技术相结合。

传统的飞机机翼结构包括一个翼箱，它在附图1中一般用数字2表示。它作为机翼的主要强度构件由机身向外延伸，并且一般与图1的平面垂直。此翼箱2包括上机翼蒙皮4和下机翼蒙皮6，所述上、下机翼蒙皮被在二者之间延伸或者将二者连接一起的垂直结构组件或者翼梁12和20隔开。翼箱也包括能够在翼梁间延伸的翼肋(rib)。所述翼肋与图1的平面平行，而机翼蒙皮和翼梁则与所述图1的平面垂直。飞行期间，商用飞机机翼的上机翼结构受到压应力作用，要求高的压缩强度，同时又具有可接受的断裂韧性。今天最大型飞机的上机翼蒙皮典型地由7XXX系列铝合金例如7150(美国再发布专利34,008)或者7055铝(美国专利5,221,377)制成。由于相同飞机机翼的下机翼结构在飞行期间受拉应力作用，因此，比相应的上机翼部件要求更高的破损极限。尽管可以要求使用强度更高的合金设计下机翼，以使重量效率最大，但是，这种合金的破损极限经常不能满足设计要求。为此，如今，大多数的商用喷气飞机制造商指定破损极限更高的2XXX系列合金如2024或2324铝(美国专利4,294,625)用于制造下机翼，采用所述2XXX合金制造的下机翼的强度比采用7XXX合金的上机翼低。自始至终使用的合金成员和特性的标示均依据著名的铝业协会的产品标准。

附图1中的上、下机翼蒙皮4和6分别采用纵向延伸的桁条构件8和10加固。这种桁条(stringer)构件可以设计成各种形状，包括“J”，“I”，“L”，“T”和/或“Z”型横截面结构。这种桁条构件典型地固定至机翼蒙皮内表面上，如图1所示。固定件典型地是铆钉。上机翼桁条构件8以及上翼梁缘条14和22目前采用7XXX系列合金制造，而下机翼桁条构件10以及下翼梁缘条16和24，由于前述同样的结构上的原因，考虑到相对强度和破损极限，目前采用2XXX系列合金制造。垂直翼梁腹板构件18和26也由7XXX合金制成，它们固定至上下翼梁缘条上，而同时又在由构件翼梁12和20构成的机翼纵向延伸。这种传统的翼梁设计也被称作“组合”翼梁，其包括上翼梁缘条14或22、腹板18或20和下翼梁缘条16或24，以及紧固件(未示出)。显然，与翼梁接头处的紧固件和紧固件孔是结构的薄弱环节。为了确保组合翼梁如18或20的结构整体性，许多组成部件如腹板和/或翼梁缘条必须加厚，从而增加了整个结构的重量。