ES2293813B2

ES2293813B2 - Una aleacion de al-zn-mg-cu.

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Publication number: ES2293813B2
Application number: ES200550064A
Authority: ES
Inventors: Christian Joachim Keidel; Rinze Benedictus; Nedia Telioui; Alfred Ludwig Heinz
Original assignee: Corus Aluminium Walzprodukte GmbH
Current assignee: Novelis Koblenz GmbH
Priority date: 2003-04-10
Filing date: 2004-04-09
Publication date: 2011-06-29
Anticipated expiration: 2024-04-09
Also published as: DE112004000603T5; AT502310A1; DE112004000603B4; CN100547098C; GB2415202B; ES2293813A1; WO2004090185A1; GB0520501D0; CN101693968A; JP5128124B2; CN101693968B; US20090269608A1; ES2393366B2; JP2012214905A; JP2006522871A; US10472707B2; GB2426979B; CN1780926A; GB2426979A; GB2415202A

Abstract

Una aleación de Al-Zn-Mg-Cu.

La presente invención se refiere a un producto de aleación de aluminio que consiste, esencialmente, en % en peso, en aproximadamente 6,5 a 9,5 de zinc (Zn), aproximadamente 1,2 a 2,2% de magnesio (Mg), aproximadamente 1,0 a 1,9% de cobre (Cu), preferiblemente (0,9 Mg -
0,6) \leq Cu \leq (0,9 Mg - 0,05), aproximadamente 0 a 0,5% de zirconio (Zr), aproximadamente 0 a 0,7% de escandio (Sc), aproximadamente 0 a 0,4% de cromo (Cr), aproximadamente 0 a 0,3% de hafnio (Hf), aproximadamente 0 a 0,4% de titanio (Ti), aproximadamente 0 a 0,8% de manganeso (Mn), siendo el resto aluminio (Al) y otros elementos incidentales. La invención se refiere también a un método para manufacturar una aleación de este tipo.

Description

Una aleación de Al-Zn-Mg-Cu.

Campo de la invención

La invención se refiere a un tipo de aleaciones de aluminio Al-Zn-Mg-Cu para forja (o aleaciones de aluminio de las series 7000 o 7xxx, según la designación de la Aluminum Association). Más específicamente, la presente invención se refiere a una aleación de aluminio bonificable, de alta resistencia y alta tenacidad a la fractura y muy resistente a la corrosión, así como a productos hechos de esta aleación. Los productos hechos de esta aleación son muy adecuados para aplicaciones aeroespaciales, pero no están limitados a este campo de aplicaciones. Esta aleación se puede procesar a varias formas del producto, por ejemplo, chapa fina, chapa, chapa gruesa, productos extruidos o forjados.

En cualquier forma de producto hecho con esta aleación, se pueden lograr combinaciones de propiedades de forma que se trata de productos con unas notables prestaciones entre las aleaciones actualmente conocidas. A causa de la presente invención, también en aplicaciones aeroespaciales se puede hacer uso del concepto de unialeación. Esto conducirá a una reducción significativa de los costes de producción en la industria aeroespacial. El reciclado de la chatarra de aluminio producida durante la producción de la pieza estructural o al final del ciclo de vida de la pieza estructural será significativamente más fácil a causa de este concepto de unialeación.

Antecedentes de la invención

En el pasado se han usado diferentes tipos de aleaciones para hacer por conformación varios productos para aplicaciones estructurales en la industria aeroespacial. Los diseñadores y fabricantes de la industria aeroespacial están tratando continuamente de mejorar la eficiencia del combustible para reducir los costes de manufactura y servicio. El método preferido para lograr las mejoras junto con la reducción de costes es el concepto de unialeación, esto es, una aleación de aluminio que sea capaz de tener un conjunto mejorado de propiedades en las formas de producto relevantes.

Las designaciones de las aleaciones y los estados de tratamiento que se usan aquí están de acuerdo con las normas, bien conocidas, de productos de aleaciones de aluminio de la Aluminum Association. Todos los porcentajes son en peso, a no ser que se indique lo contrario.

Corresponden al estado de la técnica en este momento las aleaciones AA2x4, muy tolerante frente a daños, (esto es, AA2524) o AA6x13 o AA7x75 para chapa fina del fuselaje; AA2324 o AAx75 para el intradós del ala; AA 7055 o AA7449 para el extradós del ala y AA7050 0 AA7010 para largueros o costillas de alas u otras partes mecanizadas a partir de chapa gruesa. La razón principal del uso de diferentes aleaciones para cada aplicación diferente es la diferencia del conjunto de propiedades para un comportamiento óptimo de la pieza estructural completa.

Para la piel del fuselaje, se consideran que son muy importantes las propiedades de tolerancia de daños bajo carga a tracción, esto es, una combinación de la velocidad de crecimiento de grietas a fatiga ("FCGR"), la tenacidad a la fractura bajo tensiones planas y la corrosión. Sobre la base de estos requerimientos de propiedades, para manufacturas de la aviación civil, la elección preferida sería la aleación AAx24-T351 (véase, por ejemplo, patente U.S. nº. 5.213.639 o solicitud EP-1026270-A1), que tolera daños, o la aleación AA6xxx-T6 que contiene Cu (véase, por ejemplo, patente U.S. nº. 4.589.932 y nº. 5.888.639 y documentos US-2002/0039664-A1 o EP-1143027-A1).

Para la piel del intradós del ala se desea un conjunto de propiedades similar, pero se permite sacrificar algo de la tenacidad a favor de una resistencia a tracción más alta. Por esta razón, se considera que las elecciones lógicas son AA2x24 (véase, por ejemplo, patentes U.S. nº. 5.865.914, U.S. nº. 5.593.516 o solicitud EP-1114877-A1) en el estado de maduración T39 o T8x, aunque también se aplica la aleación AA7x75 en el mismo estado de maduración.

El extradós del ala, en el que es más importante la carga a compresión que la carga a tracción, la resistencia a compresión, la fatiga (fatiga SN o tiempo de vida) y la tenacidad de fractura son las propiedades más importantes. Actualmente, la elección preferida sería las aleaciones AA7150, AA7055, AA7449 o AA7x75 (véase, por ejemplo, patentes U.S. nº. 5.221.377, nº. 5.865.911, nº. 5.560.789 o 5.312.498). Esta aleaciones tienen un alto límite elástico a compresión con una resistencia a la corrosión y una tenacidad de fractura de momento aceptables, aunque los diseñadores de aviones recibirían con agrado mejoras en estas combinaciones de propiedades.

Para partes de gran espesor, de un espesor de más de 7,5 cm, o piezas mecanizadas a partir de estos espesores, es importante un conjunto de propiedades en lo largo del espesor. Actualmente, para este tipo de aplicaciones se usan las aleaciones AA7050, o AA7010 o AA7040 (véase patente U.S. nº. 6.027.582) o C80A (véase solicitud US-2002/150498-A1). Una sensibilidad al temple reducida, esto es, un deterioro reducido de propiedades a lo largo del espesor con una velocidad de temple más baja o productos más gruesos, es un deseo importante de los fabricantes de aviones. Especialmente, las propiedades en las dirección del espesor ST es una preocupación importante de los proyectistas de fabricantes de piezas estructurales.

Se puede lograr un mejor comportamiento del avión, esto es, un coste de fabricación y un coste de mantenimiento reducidos, mejorando el conjunto de propiedades de las aleaciones de aluminio usadas en las partes estructurales y, preferiblemente, usando un solo tipo de aleación para reducir el coste de la aleación y reducir costes en el reciclado de la chatarra de aluminio y los desechos.

Consecuentemente, se cree que hay demanda de una aleación de aluminio capaz de lograr un apropiado conjunto mejorado de propiedades en cualquier forma de producto relevante.

Sumario de la invención

La presente invención está dirigida a una aleación de aluminio de la serie AAxxx que tiene la capacidad de lograr en cualquier producto relevante un conjunto de propiedades apropiado que es mejor que el conjunto de propiedades de la variedad de aleaciones comerciales de aluminio (AA2xxx, AA6xxx, AA7xxx) usadas hoy en día para esos productos.

Una composición preferida de la aleación de la presente invención comprende, o consiste esencialmente en (% en peso): aproximadamente de 7,2 a 7,43% de zinc (Zn), aproximadamente de 1,92 a 2,2% de magnesio (Mg), aproximadamente de 1,2 a 1,75% de cobre (Cu), aproximadamente de 0,04 a 0,3% de zirconio (Zr), aproximadamente de 0 a 0,7% de escandio (Se), aproximadamente de 0 a 0,4% de cromo (Cr), aproximadamente de 0 a 0,3% de hafnio (Hf), aproximadamente de 0 a 0,4% de titanio (Ti), aproximadamente 0 a 0,8% de manganeso (Mn), siendo el resto aluminio (Al) u otros elementos incidentales. Preferiblemente, (0,9 Mg-0,6) \leq Cu \leq (0,9 Mg+0,05).

Una composición más preferida de la aleación de acuerdo con la invención consiste esencialmente, en % en peso, de aproximadamente 7,2 a 7,43% de Zn, de aproximadamente 1,92 a 2,10% de Mg, aproximadamente de 1,2 a 1,75% de Cu, y en la que, preferiblemente, (0,9 Mg-0,5) \leq Cu \leq 0,9 Mg, aproximadamente de 0 a 0,5% de Zr, aproximadamente de 0,04 a 0,3% de Sc, aproximadamente de 0 a 0,4% de Cr, aproximadamente de 0 a 0,3% de Hf, aproximadamente de 0 a 0,4% de Ti, aproximadamente de 0 a 0,8% de Mn, siendo el resto Al u otros elementos incidentales.

Una composición más preferida de la aleación de acuerdo con la invención consiste esencialmente en, en porcentaje en peso, de aproximadamente 7,2 a 7,43% de Zn, aproximadamente de 1,92 a 1,95% de Mg, aproximadamente de 1,2 a 1,75% en peso de Cu y, preferiblemente, en la que (0,9 Mg-0,5) \leq Cu \leq (0,9 Mg-0,1), aproximadamente de 0,04 a 0,3% de Zr, aproximadamente de 0 a 0,7% de Sc aproximadamente de 0 a 0,4% de Cr, aproximadamente de 0 a 0,3% de Hf, aproximadamente de 0 a 0,4% de Ti, aproximadamente de 0 a 0,8% de Mn, siendo el resto Al y otros elementos incidentales.

Se prefiere en particular el límite inferior del contenido de Mg de 1,92% cuando el producto de la aleación se usa para un producto de chapa fina, por ejemplo, una chapa para el fuselaje, y cuando se usa en piezas hechas a partir de chapa gruesa.

Las aleaciones de aluminio mencionadas antes pueden contener impurezas o adiciones incidentales o intencionales tales como, por ejemplo, hasta 0,3% de Fe, preferiblemente hasta 0,14% de Fe, hasta 0,2% de silicio (Si), preferiblemente hasta 0,12% de Si, hasta 1% de plata (Ag), hasta 1% de germanio (Ge), hasta 0,4% de vanadio (V). Generalmente, las otras adiciones están gobernadas por los intervalos de 0,05-0,15% en peso según lo definido por la Aluminum Association; así, cada impureza inevitable está en un intervalo de menos de 0,05%, siendo el total de impurezas menor que 0,15%.

Los contenidos de hierro y silicio se deben mantener significativamente bajos, por ejemplo, de no más de aproximadamente 0,08% de Fe y de aproximadamente 0,07% de silicio o menos. En cualquier caso, es concebible que se puedan tolerar niveles más altos de ambas impurezas, de hasta 0,14% de Fe y hasta de 0,12% de Si, aunque sobre una base menos preferida al respecto. En particular, para realizaciones de chapas de moldes o de herramientas, son tolerables incluso niveles más altos, de hasta 0,3% de Fe y hasta 0,2% de Si o menos.

Los elementos que forman dispersoides, como por ejemplo, Zr, Sc, Hf, Cr y Mn, se añaden para controlar la estructura granular y la sensibilidad al temple. Los niveles óptimos de formadores de dispersoides dependen del proceso de tratamiento, pero cuando se escoge una sola química de los elementos principales (Zn, Cu y Mg) dentro del marco preferido y esa química se usa para todas las formas de producto relevantes, por lo general, preferiblemente los niveles de Zr son inferiores a 0,11%.

Un máximo preferido para los niveles de Zr es 0,3% y más preferiblemente de 0,15%. Un intervalo adecuado del nivel de Zr es el de 0,04 a 0,15%. Un límite superior más preferido de la adición de Zr es el de 0,13% y es aún mas preferido, el de no más de 0,11%.

Preferiblemente, la adición de Sc es de no más de 0,3% y, preferiblemente, de no más de 0,18%. Cuando se combina con Sc, la suma de Sc+Zr debe ser inferior a 0,3%, preferiblemente inferior a 0,2% y, más preferiblemente, el máximo es de 0,17%, en particular cuando la relación de Zr y Sc está entre 0,7 y 1,4.

Otros formador de dispersoides que se puede añadir, solo o con otros formadores de dispersoides, es el Cr. Preferiblemente, los niveles de Cr deben ser inferiores a 0,3%, más preferiblemente el máximo es de 0,20% y, aún más preferiblemente, de 0,15%. Cuando se combina con Zr, la suma de Zr+Cr no debe ser superior a 0,20% y preferiblemente, no debe ser de más de 0,17%.

La suma preferida de Sc+Zr+Cr no debe ser mayor que 0,4% y, más preferiblemente, no debe ser mayor que 0,27%.

También se puede añadir Mn solo o en combinación con uno de los otros formadores de dispersoides. Un máximo preferido de la adición de Mn es 0,4%. Un intervalo adecuado de la adición de Mn es el intervalo de 0,05 a 0,40% y, preferiblemente, el de 0,05 a 0,30%, siendo aún más preferible, el de 0,12 a 0,30%. Un límite inferior preferido para la adición de Mn es 0,12% y, más preferiblemente, de 0,15%. Cuando se combina con Zr, la suma de Mn+Zr debe ser inferior a 0,4%, preferiblemente inferior a 0,32%, y un mínimo adecuado es 0,14%.

En otra realización del producto de aleación de aluminio de acuerdo con la invención, la aleación está exenta de Mn, lo que en términos prácticos significarla que el contenido de Mn es <0,02% y, preferiblemente, < 0,01%; más preferiblemente, la aleación está "sustancialmente exenta" de Mn. "Sustancialmente exenta" y "esencialmente exenta" significa que este elemento de aleación no se añadió a propósito a la composición pero que, debido a impurezas y/o arrastre por contacto con el equipo de fabricación, se pueden encontrar oligocantidades de este elemento en el producto de aleación final.

En una realización particular del producto de aleación de forja de esta aleación, la aleación consiste esencialmente en, en porcentaje en peso:

Zn: de 7,2 a 7,7 y, típicamente, aproximadamente 7,43

Mg: de 1,79 a 1,92 y, típicamente, aproximadamente 1,83

Cu: de 1,43 a 1,92 y, típicamente, aproximadamente 1,48

Zr o Cr de 0,04 a 0,15, preferiblemente de 0,06 a 0,10 y, típicamente, 0,08

Mn: opcionalmente en un intervalo de 0,05 a 0,19 y, preferiblemente, de 0,09 a 0,19; o, en una realización alternativa <0,02, preferiblemente <0,01

Si: <0,07 y, típicamente, aproximadamente 0,04

Fe: <0,08 y, típicamente, aproximadamente 0,05

Ti: <0,05 y, típicamente, aproximadamente 0,01

siendo el resto aluminio e impurezas inevitables, cada una <0,05 y el total <0,15.

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En otra realización del producto de aleación de forja de acuerdo con esta invención, la aleación consiste esencialmente en, en porcentaje en peso:

Zn: de 7,2 a 7,7 y, típicamente, aproximadamente 7,43

Mg: de 1,90 a 1,97, preferiblemente de 1,92 a 1,97 y, típicamente, aproximadamente 1,94

Cu: de 1,43 a 1,92 y, típicamente, aproximadamente 1,48

Zr o Cr de 0,04 a 0,15, preferiblemente de 0,06 a 0,10 y, típicamente, 0,08

Si: <0,07 y, típicamente, aproximadamente 0,05

Fe: <0,08 y, típicamente, aproximadamente 0,06

Ti: <0,05 y, típicamente, aproximadamente 0,01

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El producto de aleación de acuerdo con la invención se puede preparar por fusión convencional y se puede colar a lingote (colada continua, D.C.). También se pueden usar afinadores de grano tales como boruro de titanio o carburo de titanio. Después de eliminar la capa superficial y una posible homogeneización, los lingotes se conforman mediante, por ejemplo, extrusión, forja o laminación en caliente en una o más etapas. Este proceso se puede interrumpir para recocidos intermedios. Posteriormente puede efectuarse una conformación en frío que puede ser unas laminación o estiramiento en frío. El producto se somete a un tratamiento térmico de solubilización y temple por inmersión, por proyección de agua fría o enfriamiento rápido, a una temperatura inferior a 95ºC. El producto se puede conformar luego mediante laminación o estiramiento por ejemplo, de hasta 8%, o puede ser sometido a relajación de tensiones mediante estirado o compresión de hasta 8%, por ejemplo, de aproximadamente 1 a 3%, y/o ser madurado a un estado de bonificación final o intermedio. El producto puede ser conformado o mecanizado a la estructura final o intermedia antes o después de la maduración final o incluso antes del tratamiento térmico de solubilización.

Descripción detallada de la invención

El proyectista de aviones comerciales requiere diferentes conjuntos de propiedades para diferentes tipos de partes estructurales. Una aleación, cuando se procesa para obtener varias formas de producto (esto es, chapa fina, chapa o chapa gruesa, perfiles forjados o extruidos, etc.) a usar en una amplia variedad de partes estructurales con diferentes secuencias de carga durante la vida en servicio y, consecuentemente, que satisfacen diferentes requerimientos de los materiales para todas estas formas de producto, debe ser versátil de una forma de la que no hay precedentes.

Las propiedades importantes para un producto de chapa fina para el fuselaje son las propiedades de tolerancia de daños bajo cargas a tracción (esto es, FCGR, tenacidad a la fractura y resistencia a la corrosión).

Las propiedades importantes para un producto de hoja para el endós de un ala en una avión comercial de reacción de gran capacidad son similares a las del producto de hoja para el fuselaje, pero típicamente, los fabricantes de aviones desean una resistencia a tracción más alta. También la vida a fatiga es una propiedad importante de los materiales.

A causa de que el avión vuela a una altitud grande, en la que la temperatura es baja, la tenacidad a la fractura a -54ºC es una preocupación en los nuevos diseños de aviones comerciales. Son otras características adicionales deseables, la capacidad de conformación en estado bonificado, que permite que el material pueda ser conformado durante la maduración artificial, junto con un buen comportamiento frente a la corrosión en las zonas de resistencia a la corrosión bajo tensiones y la resistencia a la corrosión por exfoliación.

Las propiedades importantes del material de un producto para la piel del extradós de ala son las propiedades bajo cargas a compresión, esto es, límite elástico a compresión, vida a fatiga y resistencia a la corrosión.

Las propiedades importantes para piezas mecanizadas de chapa gruesa dependen de la pieza mecanizada. Pero, por lo general, el gradiente de las propiedades del material en la dirección del espesor debe ser muy pequeño y las propiedades del material tales como la resistencia, la tenacidad de fractura, la resistencia a la fatiga y la corrosión deben tener un nivel alto.

La presente invención está dirigida a una composición de aleación que, cuando se conforma para obtener una variedad de productos tales como chapa fina, chapa, chapa gruesa etc, satisfará o superará las propiedades del material deseadas. El conjunto de propiedades del producto superará el conjunto de propiedades del producto hecho con las aleaciones comerciales actualmente usadas.

Se ha encontrado muy sorprendentemente un marco de la composición química dentro del campo de las aleaciones AA7000, no explorado antes, que satisface esta capacidad singular.

La presente invención es resultado de una investigación sobre el efecto de los niveles de Cu, Mg y Zn, combinados con varios niveles y tipos de formadores de dispersoides (por ejemplo, Zr, Cr, Sc, Mn), sobre las fases formadas durante la conformación. Algunas de estas aleaciones se conformaron obteniéndose chapa fina y chapa y se ensayaron en cuanto a la resistencia a tracción, la tenacidad en el ensayo de desgarramiento de Kahn y la resistencia a la corrosión. La interpretación de estos resultados condujo al conocimiento de que una aleación de aluminio con una composición química dentro de un determinado marco tendría excelentes propiedades tanto para chapa fina como para chapa o chapa gruesa, así como para extrusiones o forjados.

En otro aspecto de la invención, se proporciona un método para fabricar un producto de aleación de aluminio de acuerdo con la invención. El método para fabricar un producto de aluminio de la serie AA7000 de alta resistencia, alta tenacidad, que tiene una buena resistencia a la corrosión, comprende las etapas de tratamiento:

(a): colar un lingote que tiene una composición señalada en la presente invención;

(b): homogeneizar y/o precalentar el lingote después de colarlo;

(c): trabajar en caliente el lingote para producir un producto pretrabajado por uno o más métodos seleccionados entre el grupo consistente en laminación, extrusión y forja;

(d): opcionalmente, volver a calentar el producto pretrabajado y

(e): conformar en caliente el producto y/o en frío a la forma de la pieza deseada;

(f): someter la pieza conformada a un tratamiento térmico de solubilización (SHT) a una temperatura y durante un tiempo suficientes para que pasen a solución sólida los constituyentes solubles de la aleación;

(g): templar la pieza sometida al tratamiento térmico de solubilización por temple por proyección de agua o mediante temple por inmersión en agua u otro medio de temple;

(h): estirar o comprimir la pieza templada o deformarla de otra manera en frío para relajar tensiones, por ejemplo, igualación de productos de chapa fina:

(i): madurar artificialmente la pieza templada y opcionalmente estirada o comprimida para conseguir el estado de bonificado deseado, por ejemplo, los estados de bonificado seleccionados entre el grupo que comprende T6, T74, T76, T751, T7451, T7651, T77 y T79.

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Los productos de aleación de la presente invención convencionalmente se preparan por fusión o se pueden hacer lingotes por colada continua (D.C.) u otras técnicas de colada adecuadas. El tratamiento de homogeneización se realiza típicamente en una etapa o en múltiples etapas, teniendo cada etapa una temperatura preferiblemente en el intervalo de 460 a 490ºC. La temperatura de precalentamiento implica calentar el lingote a laminar a la temperatura de entrada de la laminadora en caliente, que típicamente está en un intervalo de temperaturas de 400 a 460ºC. La conformación en caliente del producto de aleación se puede hacer por uno o más métodos seleccionados entre el grupo consistente en laminación, extrusión y forja. Para la presente aleación se prefiere la laminación en caliente. El tratamiento térmico de solubilización típicamente se realiza en el mismo intervalo de temperaturas usado para la homogeneización, aunque los tiempos de mantenimiento se pueden escoger algo más cortos.

En una realización del método de acuerdo con la invención, la etapa de maduración artificial (i) comprende una primera etapa de maduración en el intervalo de 105ºC a 135ºC preferiblemente durante un tiempo de 2 a 20 horas, y una segunda etapa de maduración a una temperatura en el intervalo de 135ºC a 210ºC preferiblemente durante un tiempo de 4 a 20 horas. En otra realización, se puede aplicar una tercera etapa de maduración a una temperatura en el intervalo de 105ºC a 135ºC y, preferiblemente, durante un tiempo de 20 a 30 horas.

Se obtiene un conjunto de propiedades sorprendentemente excelente en cualquier espesor que se produzca. En el intervalo de espesores de chapa de hasta 3,8 cm, las propiedades serán excelentes para chapa fina del fuselaje y, preferiblemente, el espesor es de hasta 2,5 cm. En el intervalo de chapa de un espesor de 1,8 a 13,5 cm, las propiedades serán excelentes para chapa de las alas, por ejemplo, el intradós. El intervalo de chapa fina se puede usar también para rigidizadores o para formar un panel integral de ala y rigidizador para uso en la estructura del ala del avión. Un material más madurado al pico dará una excelente chapa para el extradós, mientras que un material ligeramente sobremadurado dará unas propiedades excelentes para chapa del intradós. Cuando se producen unos espesores de más de 6,4 hasta aproximadamente 28 cm o más, se obtendrán excelentes propiedades para partes integrales mecanizadas de chapas, o para formar un larguero integral para uso en la estructura del ala del avión, o en forma de una costilla para uso en una estructura del ala del avión. Los productos de mayor espesor se pueden usar también como chapa para herramientas o chapa para moldes, por ejemplo, moldes para producir productos plásticos conformados por colada en molde metálico o moldeo por inyección. Cuando se dan aquí los intervalos de espesor, a las persona expertas en la técnica les será patente que éste es el espesor en el punto de la sección transversal más gruesa del producto de aleación hecho con tal chapa fina, chapa o chapa gruesa. Los productos de aleación de acuerdo con la invención se pueden proporcionar también en forma de un producto escalonado para extruir o un larguero extruido para uso en una estructura del avión, o en forma de un larguero forjado para uso en una estructura del ala del avión. Sorprendentemente, se pueden obtener todos estos productos con excelentes propiedades con una sola aleación de una sola química.

En la realización por la que se hacen componentes estructurales, por ejemplo, costillas, con el producto de aleación de acuerdo con la invención que tiene un espesor de 6,4 cm o más, el componente aumentó el alargamiento en comparación con la correspondiente aleación de aluminio AA7050. En particular, el alargamiento (o A50) en la dirección de ensayo ST es de 5% o más y, en los mejores resultados, de 5,5% o más.

Además, en la realización en la que se hacen componentes estructurales del producto de aleación de acuerdo con la invención que tienen un espesor de 6,4 cm o más, el componente tiene una tenacidad de fractura Kapp en la dirección de ensayo L-T a temperatura ambiente que, cuando se mide en S/4 de acuerdo con ASTM E561 usando paneles de 46 cm agrietados en el centro (M(T) o CC(T)), presenta una mejora de como mínimo 20% en comparación con la correspondiente aleación de aluminio AA7050; y en los mejores ejemplos, se encuentra una mejora de 25%
o más.

En la realización en la que el producto de aleación ha sido extruido, preferiblemente los productos de aleación han sido extruidos a perfiles que tienen en el punto más grueso de su sección transversal un espesor en el intervalo de hasta 10 mm y, preferiblemente, en el intervalo de 1 a 7 mm. Sin embargo, en la forma extruida, el producto de aleación puede reemplazar también un material de placa gruesa que se ha mecanizado convencionalmente por técnicas de mecanización a alta velocidad o fresado en un componente estructural conformado. En esta realización, el producto de aleación extruido tiene preferiblemente en el punto de máximo espesor de la sección transversal un espesor en el intervalo de 2 a 6 cm.

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Breve descripción de los dibujos

La Fig. 1 es un diagrama de Mg-Cu en el que se representa el intervalo de Cu-Mg de la aleación de acuerdo con esta invención, junto con los intervalos más estrechos preferidos.

La Fig. 2 es un diagrama en el que se compara la tenacidad de fractura frente al límite elástico a tracción para el producto de aleación de acuerdo con la invención frente a varias referencias.

La Fig. 3 es un diagrama de comparación del límite elástico a tracción del producto de aleación de acuerdo con la invención para un espesor de 30 mm frente a dos referencias.

La Fig. 4 es un diagrama de comparación de la tenacidad a la fractura en deformación plana frente al límite elástico a tracción para los productos de aleación de acuerdo con la invención usando diferentes rutas del proceso de tratamiento.

La Fig. 1 presenta esquemáticamente los intervalos de los contenidos de Cu y Mg de la aleación de acuerdo con la presente invención en sus realizaciones preferentes como se indica en las reivindicaciones dependientes 2 a 4. También se señalan dos intervalos más preferidos, más estrechos. Los intervalos se pueden identificar también usando los puntos de esquina A, B, C, D, E y F de un marco hexagonal Los intervalos preferentes se identifican por A' a F', y los más preferentes, por A'' a F''. Las coordenadas se recogen en la Tabla 1. También se ilustra en la Tabla 1, para puntos individuales, la composición de la aleación de acuerdo con esta invención según se menciona en los ejemplos posteriores.

TABLA 1 Coordenadas (en % en peso) para los puntos de esquina de los intervalos de Cu-Mg para los intervalos preferidos del producto de aleación de acuerdo con la invención

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Ejemplos Ejemplo 1

Se colaron aleaciones a escala de laboratorio para comprobar el principio de la presente invención y se. procesaron a chapa fina de 4,0 mm o chapa de 30 mm. Las composiciones de las aleaciones se indican en la Tabla 2; para todos los lingotes, Fe < 0,06, Si < 0,04, Ti 0,01; resto, aluminio. De los lingotes redondos colados en el laboratorio a laminar, de aproximadamente 12 kg, se cortaron bloques para laminar de aproximadamente 80 x 80 x 100 mm (altura x anchura x longitud). Los lingotes se homogeneizaron a 460\pm5ºC durante aproximadamente 12 horas y luego a 475\pm5ºC durante aproximadamente 24 horas; seguidamente se enfriaron lentamente al aire para simular un proceso industrial de homogeneización. Los lingotes para laminar se precalentaron durante aproximadamente 6 horas a 410\pm5ºC. Para espesores en un intervalo intermedio de aproximadamente 40 a 50 mm, los bloques se volvieron a calentar a 410\pm5ºC. Algunos bloques se laminaron en caliente a un espesor final de 30 mm, en tanto que otros se laminaron en caliente a un espesor final de 4,0 mm. Durante todo el proceso de laminación en caliente se tuvo cuidado en imitar una laminación en caliente industrial. Los productos laminados en caliente se sometieron a un tratamiento térmico de solubilización y se templaron. La mayoría se templó en agua, pero algunos se templaron en aceite para imitar la velocidad de temple de mitad y media del espesor de una chapa de 15 mm de espesor. Los productos se estiraron en frío en aproximadamente 1,5% para relajar las tensiones residuales. Se investigó el comportamiento de las aleaciones en la maduración. Los productos finales se sobremaduraron a una resistencia madurada próxima al pico (por ejemplo, estado de bonificado T76 o T77).

Las propiedades a tracción se han determinado de acuerdo con EN10.002. Las probetas de ensayo a tracción de la chapa de 4 mm de espesor eran probetas según EURO-NORM de 4 mm de espesor. Las probetas para los ensayos de tracción de la chapa de 30 mm de espesor eran probetas cilíndricas para tracción tomadas del centro del espesor. Los resultados de los ensayos a tracción de la Tabla 1 son de la dirección L (longitudinal). La tenacidad al desgarramiento Kahn se ensayó de acuerdo con la norma ASTM B871-96. La dirección de ensayo de los resultados de la Tabla 2 es la dirección T-L (espesor-long.). La denominada tenacidad a la entalla se puede obtener dividiendo la resistencia al desgarramiento (TS), obtenida por el ensayo de desgarramiento de Kahn, por la resistencia en el límite elástico ("TS/Rp"). Este resultado típico del ensayo Kahn de desgarramiento se considera en la técnica que es un buen indicador de la tenacidad a la fractura real. La energía de propagación unidad ("UPE"), también obtenida por el ensayo Kahn de desgarramiento, es la energía necesaria para el crecimiento de la grieta. Se cree que cuanto más alta es la UPE, más difícil será el crecimiento de la grieta, lo que es una característica deseada del
material.

Para calificar de bueno un comportamiento frente a la corrosión, la resistencia a la corrosión por exfoliación ("EXCO"), cuando se mide de acuerdo con ASTM G34-97, debe se "EA" como mínimo, o mejor. Preferiblemente, no hay corrosión intergranular ("IGC"), cuando se mide de acuerdo con MIL-H-6088. Es aceptable que haya alguna picadura, pero es preferible que no esté presente.

Con el fin de que una aleación pueda ser candidato adecuado para una variedad de productos, debe satisfacer los siguientes requerimientos a escala de laboratorio: un límite elástico aparente (Rp) de como mínimo 510 MPa, una resistencia a la rotura (Rm) de como mínimo 560 MPa, una tenacidad en probeta entallada de como mínimo 1,5 y una UPE de como mínimo 200 kJ/m^{2}. En la Tabla 2 se dan también los resultados de las varias aleaciones en función de algunos tratamientos.

Con el fin de satisfacer todas las propiedades deseadas de los materiales, se ha ajustado cuidadosamente la química de la aleación. De acuerdo con los resultados obtenidos, se encontró que unos valores demasiado altos de los contenidos de Cu, Mg y Zn eran perjudiciales para la tenacidad y la resistencia a la corrosión. En tanto que se encontró que unos valores demasiado bajos eran perjudiciales para niveles altos de resistencia mecánica.

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TABLA 2

2

TABLA 2 (continuación)

3

Pero, sorprendentemente, un nivel más alto de Zn aumenta la tenacidad y la resistencia al crecimiento de la grieta. Por tanto, es deseable usar un nivel alto de Zn y combinar éste con niveles más bajos de Mg y Cu. Se ha encontrado que el contenido de Zn no debe ser inferior a 6,5% y, preferiblemente, no debe ser inferior a 6,7%, muy preferiblemente, no debe ser inferior a 6,9%.

Se requiere Mg para tener unos niveles de resistencia mecánica aceptables. Se ha encontrado que una relación Mg/Zn de aproximadamente 0,27 o menor parece que da la mejor combinación de resistencia-tenacidad. Sin embargo, los niveles de Mg no deben exceder de 2,2%, y preferiblemente no excederá de 2,1%, e incluso más preferiblemente no excederá de 1,97%, siendo más preferible un límite superior de 1,95%. Este límite superior es más bajo que el los marcos o intervalos de AA convencionales usados actualmente en las aleaciones comerciales para aplicaciones aeroespaciales, tales como AA7050, AA7010 y, AA7075.

Con el fin de tener una resistencia muy alta al crecimiento de grietas (o UPE), lo que es deseable, se deben ajustar muy cuidadosamente los niveles de Mg y deben ser, preferiblemente, del mismo orden o ligeramente mayores que los niveles de Cu; además, preferiblemente, (0,9xMg - 0,6) \leq Cu \leq (0,9xMg + 0,05). El contenido de Cu no debe ser demasiado alto. Se ha encontrado que el contenido de Cu no debe ser mayor que 1,9% y, preferiblemente, no debe exceder de 1,80, más preferiblemente, no debe exceder de 1,75%.

Típicamente, los formadores de dispersoides usados en las aleaciones de la serie AA7xxx son Cr, como por ejemplo, en la aleación AA7x75, o Zr, por ejemplo en las aleaciones AA7x5O y AA7x1O. Convencionalmente, se cree que el Mn es perjudicial para la tenacidad; pero sorprendentemente, una combinación de Mn y Zr presenta aún unas características muy buenas de resistencia-tenacidad.

Ejemplo 2

Se obtuvo por colada continua a escala industrial un lote de lingotes para laminar de tamaño entero con un espesor de 440 mm, de la composición química (en % en peso) siguiente: 7,43% de Zn, 1,83% de Mg, 1,48% de Cu, 0,08% de Zr, 0,02% de Si y 0,04% de Fe, siendo el resto hasta el total aluminio e impurezas inevitables. Uno de estos lingotes se saneó por mecanización en su superficie, se homogeneizó durante 12 horas a 470ºC y luego durante 24 horas a 475ºC; seguidamente se enfrió al aire a temperatura ambiente. El lingote se precalentó durante 8 horas a 410ºC y luego se laminó en caliente a aproximadamente 65 mm. Se giró luego el bloque a laminar 90º y se laminó en caliente a 10 mm de espesor. Finalmente, el bloque se laminó en frío a un espesor de 5,0 mm. La chapa fina obtenida se sometió a tratamiento térmico de solubilización a 475ºC durante aproximadamente 40 minutos y luego se templó proyectando agua. Las chapas finas resultantes se sometieron a tratamiento de relajación de tensiones mediante estiramiento de aproximadamente 1,8% en frío. Se han producido dos variantes de maduración: variante A, 5 horas a 120ºC + 9 horas a 155ºC; variante B, 5 horas a 120ºC + 9 horas a 165ºC.

Los resultados a tracción se han medido de acuerdo con EN 10.002. El límite elástico a compresión ("CYS") se ha medido de acuerdo con ASTM E9-89a. La resistencia al cizallamiento se ha medido de acuerdo con ASTM B831-93. La tenacidad de fractura, Kapp, se ha medido de acuerdo con ASTM E561-98 en paneles de 40,6 cm de anchura agrietados en el centro [M (T) o CC (T)]. La Kapp se ha medido a temperatura ambiente (RT) y a -54 C. Como material de referencia, se ha ensayado también la aleación tolerante a un dañado alto ("HDT") AA2x24-T351. Los resultados se presentan en la Tabla 3.

4

La resistencia a la corrosión por exfoliación se ha medido de acuerdo con ASTM G34-97. Ambas variantes A y B tuvieron una puntuación EA.

La corrosión intergranular medida de acuerdo con MIL-H-6088 era de aproximadamente 70 \mum para la variante A y de aproximadamente 45 \mum para la variante B. Ambas son significativamente más bajas que la de 200 \mum medida para la referencia AA2x24-T351.

Se puede ver en la Tabla 3 que hay una mejora significativa en la aleación de acuerdo con la invención. Hay un aumento significativo de la resistencia a niveles comparables o incluso más altos de la tenacidad de fractura. También, la aleación de la invención, a una temperatura de -54ºC, supera a la aleación tolerante a un dañado alto hoy en día estándar, la AA2x24-T351 para fuselaje. Nótese también que la resistencia a la corrosión de la aleación de la invención es significativamente mejor que la de la AA2x24-T351.

La velocidad de crecimiento de la grieta a fatiga ("FCGR") se ha medido de acuerdo con ASTM E647-99 en paneles compactos de 10,2 cm de ancho a tracción [C(T)] con una relación de R de 0,1. En la Tabla 3, se compara da/dn por ciclo en un intervalo de tensiones de \DeltaK \approx 30 MPa.m^{0,5} de la aleación de la invención con la aleación de referencia AA2x24-T351, que tolera un dañado alto.

De los resultados de la Tabla 4 puede deducirse claramente que la crecimiento de la grieta en la aleación de la invención es mejor que la de la aleación AA2x24-T351, que tolera un dañado alto.

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TABLA 4 Crecimiento de la grieta por ciclo a un intervalo de tensiones de \DeltaK \approx 30 MPa.m^{0,6}

5

Ejemplo 3

Otro lingote obtenido a gran escala del lote preparado por colada continua del Ejemplo 2 se transformó en chapa de 15,2 cm de espesor. Este lingote se saneó en la superficie por mecanización y se homogeneizó a 470ºC durante 12 horas + durante 24 horas a 475ºC y luego se enfrió a temperatura ambiente. El lingote se precalentó durante 8 horas a 140ºC y seguidamente se laminó en caliente a aproximadamente 152 mm. La chapa laminada en caliente así obtenida se sometió a tratamiento térmico de solubilización a 475ºC durante aproximadamente 7 horas y seguidamente se templó por proyección de agua. Las chapas se sometieron a relajación de tensiones por estirado de aproximadamente 2,0% en frío. Se han aplicado diferentes procesos de maduración en dos etapas.

Los resultados de los ensayos a tracción se han medido de acuerdo con EN 10.002. Las probetas se extrajeron de la posición T/4. La tenacidad a la fractura con deformación plana, Kq, se ha medido de acuerdo con ASTM E399-90. Si se satisfacen los requerimientos según se dan en ASTM E399-90, estos valores de Kq son una propiedad real del material y se designan K_{1c}. La K_{1c} se ha medido a temperatura ambiente ("RT"). La resistencia a la corrosión por exfoliación se ha medido de acuerdo con ASTM G34-97. Los resultados se dan en la Tabla 5. Todas las variantes de maduración dadas en la Tabla 5 tenían una puntuación de EA.

En la Fig. 2, se da una comparación con resultados presentados en la solicitud US-2002/0150498-A1, Tabla 2, incorporada aquí por referencia. En esta solicitud de patente U.S. se da un ejemplo (ejemplo 1) de un producto similar, pero con una química diferente que se afirma que se ha optimizado para la sensibilidad al temple. En la aleación de la presente invención, se ha obtenido una relación similar de resistencia a tracción frente a tenacidad a la de la solicitud de la patente U.S. Pero la aleación de la invención tiene una resistencia EXCO significativamente superior.

Además, también el alargamiento de la aleación de la invención es superior a la descrita en la solicitud US-2002/0150498-A1, Tabla 2. El conjunto global de propiedades de la aleación de acuerdo con la invención, cuando se procesa a chapa de 15 mm de espesor, es mejor que el descrito en la solicitud US-2002/0150498-A1. En la Fig. 2 se presentan también datos documentados para espesores gruesos de 75 a 200 mm de la aleación AA7050/7010 (véase AIMS 03-02-022, diciembre de 2001), la aleación AA7050/7040 (véase AIMS 03-02-019, septiembre de 2001) y la aleación AA7085 (véase AIMS 03-02-025, septiembre de 2002).

TABLA 5

6

Ejemplo 4

Otro lingote obtenido a gran escala del lote preparado por colada continua del Ejemplo 2 se laminó a placas de 63,5 y 30 mm de espesor, respectivamente. Se saneó por mecanización la superficie del lingote, se homogeneizó a 470ºC durante 12 horas + a 475ºC durante 24 horas y se enfrió a temperatura ambiente. El lingote se precalentó durante 8 h a 410ºC y luego se laminó en caliente a 63,5 y 30 nn de espesor, respectivamente. Las chapas obtenidas por laminación en caliente se sometieron a tratamiento térmico de solubilización (SHT) a 475ºC durante aproximadamente 2 a 4 horas y seguidamente se templaron por proyección de agua. Las tensiones residuales se relajaron mediante estiramiento de 1,7% y 2,1% en frío de las chapas de 63,5 mm y 30 mm de espesor, respectivamente. Se han aplicado varios procesos diferentes de maduración en dos etapas.

Los resultados a tracción se han medido de acuerdo con EN 10.002. La tenacidad a la fractura en deformación plana, Kq, se ha medido de acuerdo con ASTM E399-90 en probetas CT. Si se satisfacen los requerimientos según se dan en ASTM E399-90, estos valores de Kq son una propiedad real del material y se designan K_{1C}. La K_{1C} se ha medido a temperatura ambiente ("RT"). La resistencia a la corrosión por exfoliación EXCO se ha medido de acuerdo con ASTM G34-97. Los resultados se dan en la Tabla 6. Todas las variantes de maduración dadas en la Tabla 6 tenían una puntuación de EA.

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(Tabla pasa a página siguiente)

7

En la Tabla 7 se dan los valores de aleaciones comerciales del estado de la técnica para el extradós del ala de aviones, y son datos típicamente de acuerdo con el suministrador de ese material (chapa de la aleación 7150-T7751 y extrusiones de 7150-T77511, productos de Alcoa Mill, Inc., ACRP-069-B).

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8

En la Fig. 3 se da una comparación de la aleación de la invención con las aleaciones AA7150-T77 y AA7055-T77. De la Fig. 3 se deduce claramente que las características de resistencia a tracción frente a tenacidad de la aleación de la invención son superiores a las de las aleaciones comerciales AA7150-T77 y también AA7055-T77.

Ejemplo 5

Se laminó a chapas de 20 mm de espesor otro lingote entero tomado del lote obtenido por colada continua del Ejemplo 2 (denominado en el Ejemplo 5 "Aleación A"). Se coló otro lingote (denominado "Aleación B" en este ejemplo) con la composición química siguiente (en % en peso): 7,39% de Zn, 1,66% de Mg, 1,59% de Cu, 0,08% de Zr, 0,03% de Si y 0,04% de Fe; resto hasta el total, Al e impurezas inevitables. Se eliminó la capa superficial de estos lingotes y se homogeneizaron a 470ºC durante 12 horas y durante 24 horas a 475ºC y luego se enfriaron al aire a temperatura ambiente. Para el resto de tratamientos se usaron tres rutas diferentes:

Ruta 1: El lingote de la aleación A y el de la aleación B se precalentaron durante 6 horas a 420ºC y luego se laminaron en caliente a aproximadamente un espesor de 20 mm.

Ruta 2: El lingote de la aleación A se precalentó a 460ºC durante 6 horas y luego se laminó en caliente a un espesor de aproximadamente 20 mm.

Ruta 3: El lingote de la aleación B se precalentó a 420ºC durante 6 horas y luego se laminó en caliente a aproximadamente 24 mm de espesor, laminándose posteriormente esta chapa en frío a un espesor de 20 mm.

Se disponía, por tanto, de 4 variantes, que se identificaron como A1, A2, B1 y B3. Las chapas resultantes se sometieron a tratamiento térmico de solubilización a 475ºC durante aproximadamente de 2 a 4 horas y seguidamente se templaron por proyección de agua. Las tensiones residuales de las chapas se relajaron por un estiramiento de aproximadamente 2,1% en frío. Se han aplicado varios procesos diferentes de maduración en dos etapas; "120-5/150-10", por ejemplo, representa 5 horas a 120ºC y seguidamente 10 horas a 150ºC.

Los resultados de los ensayos de tracción se han obtenido de acuerdo con EN 10.002. La tenacidad de fractura con deformación plana, Kq, se ha medido de acuerdo con ASTM E399-60 en probetas CT. Si se satisfacen los requerimientos de validez de ASTM E399-90, estos valores de Kq son una propiedad real del material y se designan K_{1C} o KIC. Nótese que la mayoría de las mediciones de la tenacidad de fractura en este ejemplo fracasó en el cumplimiento de los criterios de validez sobre el espesor de la muestra. Los valores de Kq de que se da cuenta son conservadores con respecto a K_{1C}; de otra forma, de hecho, los valores de Kq de que se da cuenta generalmente son más bajos que los valores estándar de K_{1C} cuando se satisfacen los criterios de validez relacionados con el tamaño de la muestra de ASTM E399-90. La resistencia a la corrosión por exfoliación se ha medido de acuerdo con ASTM G34-97. Los resultados se dan en la Tabla 8. Todas las variantes de maduración dadas en la Tabla 8 tenían una puntuación de EA para la resistencia EXCO.

Los resultados de la Tabla 8 se presentan gráficamente en la Fig. 4. En la Fig. 4 se han trazado líneas basándose en los datos obtenidos para apreciar las diferencias entre A1, A2, B1 y B3. A la vista de estas figuras se puede apreciar con claridad que la aleación A y la B, cuando se comparan A1 y B1, tienen un comportamiento similar en cuanto a resistencia frente a tenacidad. La mejor característica de resistencia frente a tenacidad se pudo obtener para B3 (esto es, laminación en frío al espesor final) o para A2 (esto es, precalentamiento a una temperatura más alta). Nótese también que los resultados de la Tabla 8 revelan unas características de resistencia frente a tenacidad significativamente mejores que las de las aleaciones AA7150-T77 y AA7055-T77, recogidas en la Tabla 7.

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(Tabla pasa a página siguiente)

9

Ejemplo 6

Se han colado por colada continua a escala industrial dos aleaciones con un espesor de 440 mm y se han procesado a chapa fina de 4 mm. Las composiciones de las aleaciones se presentan en la Tabla 9, siendo la aleación B una composición de aleación de acuerdo con una realización preferente de la invención cuando el producto de la aleación está en forma de chapa fina.

Los lingotes se sanearon superficialmente por mecanización, se homogeneizaron durante 12 horas a 470ºC y seguidamente durante 24 horas a 475ºC y luego se laminaron en caliente a un espesor intermedio de 65 mm y seguidamente se laminaron en caliente a un espesor de aproximadamente 9 mm. Finalmente, los productos intermedios laminados en caliente se laminaron en frío a un espesor final de 4 mm. Los productos de chapa fina obtenidos se sometieron a tratamiento térmico de solubilización a 475ºC durante aproximadamente 20 minutos y seguidamente se templaron por proyección de agua. Las chapas resultantes se sometieron a relajación de tensiones mediante un estirado en frío de aproximadamente 2%. Las chapas estiradas se sometieron a maduración posterior de 5 horas a 120ºC+ 8 horas a 165ºC. Las propiedades mecánicas se determinaron análogamente al Ejemplo 1 y los resultados se recogen en la
Tabla 10.

Los resultados obtenidos en estos ensayos a escala real confirman los resultados del Ejemplo 1 en cuanto a que la adición de Mn en el intervalo definido mejora significativamente la tenacidad (tanto UPE como Ts/Rp) del producto de chapa fina, dando por resultado una combinación muy buena y deseable de resistencia-tenacidad.

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(Tabla pasa a página siguiente)

10

Ejemplo 7

Se han colado a escala industrial por colada continua dos aleaciones a lingotes de 440 mm, que se procesaron a chapa gruesa de 152 mm de espesor. Las composiciones de las aleaciones se presentan en la Tabla 11, representando la aleación C una típica aleación que está dentro del intervalo de la serie de AÁ7050, y la aleación D, una composición de aleación de acuerdo con una realización preferente de la invención cuando el producto de aleación está en forma de chapa, por ejemplo, una chapa gruesa.

Los lingotes se sanearon superficialmente por mecanización, se homogeneizaron en un ciclo de dos etapas, 12 h/470ºC+24 h/475ºC y se enfriaron al aire a temperatura ambiente. El lingote se precalentó a 410ºC durante 8 horas y luego se laminó en caliente al espesor final. Las chapas obtenidas se sometieron a solubilización a 475ºC durante aproximadamente 5 horas y seguidamente se templaron por proyección de agua. Las chapas resultantes se estiraron en frío en aproximadamente 2%. Las chapas estiradas se han madurado usando un tratamiento en dos etapas: 5 horas a 120ºC y seguidamente 12 horas a 165ºC. Las propiedades mecánicas se han determinado análogamente al Ejemplo 3 en tres direcciones de ensayo y los resultados se presentan en la tabla 12 y en la Tabla 13. Las probetas se extrajeron de la posición S/4 para la dirección de ensayo L y la LT y a S/2 para la dirección de ensayo ST. El valor de Kapp se ha medido en las zonas S/2 y S/4 en la dirección L-T usando paneles que tienen una anchura de 160 mm, agrietados en el centro y que tienen un espesor de 6,3 mm después de fresado. Las mediciones de Kapp se han realizado a temperatura ambiente de acuerdo con ASTM E561. La designación "ok" para SCC significa que no se había producido fallo a 180 MPa/45 días.

De los resultados de las Tablas 12 y 13 se puede deducir que la aleación de acuerdo con la invención, comparada con la aleación AA7050, tiene un comportamiento a la corrosión similar, las propiedades a tracción (resistencia a tracción y límite elástico a tracción) son comparables a las de AA7050 o ligeramente mejores, en particular en la dirección ST. Pero lo que es más importante, la aleación de la presente invención presentó resultados del alargamiento (o A50) significativamente mejores en la dirección ST. El alargamiento (o A50), en particular el alargamiento en la dirección ST, es un parámetro ingenieril importante para las costillas de uso en las estructura de aviones. La aleación producida de acuerdo con la invención presenta, además, una mejora significativa de la tenacidad de fractura (K_{ic} y Kapp, ambas).

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(Tabla pasa a página siguiente)

11

Ejemplo 8

Se han colado por colada continua a escala industrial dos aleaciones a un espesor de 440 mm y se procesaron a chapa de 63,5 mm de espesor. Las composiciones de las aleaciones se dan en la Tabla 14, en la que F representa una composición de aleación de acuerdo con una realización preferente de la invención cuando el producto de aleación está en forma de chapa para alas.

Los lingotes se sanearon mecánicamente en su superficie, se homogeneizaron en un ciclo de dos etapas de 12 horas a 470ºC y 24 horas a 475ºC, y seguidamente se enfriaron al aire a temperatura ambiente. El lingote se precalentó a 410ºC durante 8 horas y luego se laminó en caliente al espesor final. Las chapas obtenidas se sometieron a tratamiento térmico de solubilización a 475ºC durante aproximadamente 4 horas y luego se templaron por proyección de agua. Las chapas resultantes se estiraron aproximadamente 2% en frío. Las chapas estiradas se han madurado en dos etapas, la primera a 120ºC durante 5 horas y la segunda a 155ºC durante 10 horas.

Las propiedades mecánicas se han obtenido análogamente, el Ejemplo 3 en tres direcciones y se dan en la Tabla 15. Las probetas se extrajeron en la posición T/2. Ambas aleaciones tuvieron una calificación de "EB" en el ensayo EXCO.

De los resultados de la Tabla 15 se puede deducir que la adición positiva de Mn da por resultado un aumento de las propiedades a tracción. Pero lo que es más importante, las propiedades, en especial el alargamiento (o A50) en la dirección ST, mejoran significativamente. El alargamiento (o A50) en la dirección ST es un parámetro ingenieril importante para partes estructurales del avión, por ejemplo, chapa para el ala.

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(Tabla pasa a página siguiente)

12

Habiendo descrito totalmente la invención, un experto corriente en la técnica apreciará que se pueden hacer muchos cambios y modificaciones sin desviarse del espíritu o ámbito de la invención descrita.

Claims

1. Un producto de aleación de aluminio con una resistencia y una tenacidad de fractura altas y una buena resistencia a la corrosión, aleación que esencialmente comprende, en % en peso:

: Zn de 7,2 a 7,43

: Mg de 1,92 a 2,2

: Cu de 1,2 a 1,75

: Zr de 0,04 a 0,3

: Fe <0,3, preferiblemente <0,14

: Si <0,2, preferiblemente <0,12,

opcionalmente uno o más elementos entre

: Sc <0,7

: Cr <0,4

: Hf <0,3

: Mn <0,8

: Ti <0,4

: V <0,4

y otras impurezas o elementos incidentales, cada uno <0,05, total <0,15, siendo el resto aluminio.

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2. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con la reivindicación 1, en el que [(0,9xMg)-0,6] \leq Cu \leq
[0,9xMg)+0,05].

3. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con la reivindicación 1, en el que [(0,9xMg)-0,5] \leq Cu \leq [0,9xMg].

4. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con la reivindicación 1, en el que [(0,9xMg)-0,5] \leq Cu \leq [(0,9xMg)-0,1].

5. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que

: Zn de 7,2 a 7,43

: Mg de 1,92 a 2,10

: Cu de 1,2 a 1,75.

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6. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con la reivindicación 5, en el que

: Zn de 7,2 a 7,43

: Mg de 1,92 a 1,95

: Cu de 1,2 a 1,75.

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7. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el contenido de Zr está en un intervalo de 0,04 a 0,15% y, preferiblemente, de 0,04 a 0,11%.

8. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el contenido de Cr está en un intervalo de hasta 0,3%, preferiblemente en un intervalo de hasta 0,15%.

\newpage

9. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con la reivindicación 8, en el que el contenido de Cr está en un intervalo de 0,04 a 0,15%.

10. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el contenido de Mn está en un intervalo de hasta 0,02% y, preferiblemente, en un intervalo de hasta 0,01%.

11. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes 1 a 9, en el que el contenido de Mn está en un intervalo de 0,05 hasta 0,30%.

12. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en el que la aleación consiste esencialmente en, en porcentaje en peso:

: Zn de 7,2 a 7,43

: Mg de 1,92

: Cu de 1,43 a 1,52

: Zr de 0,04 a 0,15, preferiblemente de 0,06 a 0,10

: Mn <0,02

: Si <0,07

: Fe <0,08

: Ti <0,05, preferiblemente <0,01,

: impurezas, cada una <0,05, total <0,15, resto aluminio.

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13. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en el que la aleación consiste esencialmente en, en porcentaje en peso:

: Zn de 7,2 a 7,43

: Mg de 1,92

: Cu de 1,43 a 1,52

: Zr de 0,04 a 0,15, preferiblemente de 0,06 a 0,10

: Mn de 0,05 a 0,19, preferiblemente de 0,09 a 0,19

: Si <0,07

: Fe <0,08

: Ti <0,05, preferiblemente <0,01,

: impurezas, cada una <0,05, total <0,15, resto aluminio.

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14. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, producto que tiene una resistencia a la corrosión por exfoliación EXCO de "EB" o mejor y, preferiblemente, "EA" o mejor.

15. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, producto que está en forma de una chapa fina, una chapa, una pieza forjada o extruida.

16. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, producto que está en forma de una chapa fina, una chapa, una pieza forjada o extruida como parte estructural de un avión.

17. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el producto es chapa fina para fuselaje, chapa para extradós de ala, chapa para intradós de ala, chapa gruesa para piezas mecanizadas, piezas forjadas o chapa fina para rigidizadores.

18. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que el producto tiene un espesor en el intervalo de 1,8 mm a 7,6 mm en el punto más grueso de la sección transversal.

19. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes 1 a 17, en el que el producto tiene un espesor de menos de 3,8 mm y, preferiblemente, tiene un espesor de menos de 2,5 mm.

20. Producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones precedentes 1 a 17, en el que el producto tiene un espesor de más de 6,3 mm y, preferiblemente, tiene un espesor en el intervalo de 6,3 a 27,9 mm.

21. Un componente estructural de aleación de aluminio para un avión comercial a reacción, componente estructural hecho de un producto de aleación de aluminio de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 19.

22. Una chapa de molde hecha de un producto da chapa gruesa de aleación de aluminio de acuerdo con la reivindicación 20.

23. Método para producir un producto de aleación de aluminio de alta resistencia, alta tenacidad, de la serie AA7xxx, que tiene una buena resistencia a la corrosión, que comprende las etapas de proceso:

(a) colar un lingote que tiene una composición de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13;

(b) homogeneizar y/o precalentar el lingote después de colarlo;

(c) trabajar en caliente el lingote para producir un producto pretrabajado por uno o más métodos seleccionados entre el grupo consistente en laminación, extrusión y forja;

(d) opcionalmente, volver a calentar el producto pretrabajado, y, o bien,

(e) conformar el producto en caliente y/o en frío a la forma de la pieza deseada;

(f) someter la pieza conformada a un tratamiento térmico de solubilización a una temperatura y durante un tiempo suficientes para que pasen a solución sólida esencialmente todos los constituyentes solubles de la aleación;

(g) templar la pieza sometida al tratamiento térmico de solubilización por temple por proyección de agua o mediante inmersión en agua u otro medio de temple;

(h) estirar o comprimir la pieza templada;

(i) madurar artificialmente la pieza templada y opcionalmente estirada o comprimida para conseguir el estado de bonificado deseado.

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24. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a chapa fina para fuselaje.

25. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a chapa fina para fuselaje que tiene un espesor de menos de 3,8 mm.

26. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a chapa para intradós de ala.

27. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a chapa para extradós de ala.

28. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a producto extruido.

29. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a producto forjado.

30. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a chapa fina que tiene un espesor en el intervalo de 1,8 mm a 7,6 mm.

31. Método de manufactura de acuerdo con la reivindicación 23, en el que el producto de aleación ha sido conformado a chapa gruesa que tiene un espesor de hasta 27,8 mm.