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CN115874092A - 强抗环境促开裂和疲劳裂纹生长偏差的弥散体7xxx铝合金品 - Google Patents

强抗环境促开裂和疲劳裂纹生长偏差的弥散体7xxx铝合金品 Download PDF

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CN115874092A
CN115874092A CN202211181683.6A CN202211181683A CN115874092A CN 115874092 A CN115874092 A CN 115874092A CN 202211181683 A CN202211181683 A CN 202211181683A CN 115874092 A CN115874092 A CN 115874092A
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aluminum alloy
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龙正东
P·戈米耶罗
R·拉思图基
R·A·马图斯卡
G·R·麦克丹尼尔
J·N·舍林
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Kaiser Aluminum Fabricated Products LLC
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Kaiser Aluminum Fabricated Products LLC
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Abstract

公开了具有增强的抗疲劳裂纹生长偏差和环境辅助开裂(EAC)的弥散体7xxx铝合金产品。7xxx铝合金包括1至3wt.％的Cu、1.2至3wt.％的Mg、4至8.5wt.％的Zn、至多0.3wt.％的Mn、至多0.15wt.％的Zr、至多0.3wt.％的Cr的弥散体元素、杂质元素，且其余为Al。在一个实施例中，该合金包括在0.2至0.8wt.％的范围内的Zr+Cr+Mn。在另一实施例中，该合金包括在0.07至0.7wt.％的范围内的Zr+Mn。这种合金可以制成板材、挤压或锻造产品，且特别适用于航空航天结构部件。该产品具有增强的抗EAC性和抗疲劳裂纹生长偏差性。同时，该产品具有强度、断裂韧性、不同取向的延展性、以及耐应力裂纹腐蚀(SCC)和剥落腐蚀性的极好的组合，适用于航空航天应用。

Description

强抗环境促开裂和疲劳裂纹生长偏差的弥散体7xxx铝合金品
相关申请的交叉引用
根据35 U.S.C.119(e)，本申请要求于2021年9月27日提交的美国临时申请号63/248,690的利益，其内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及高强度7xxx铝合金产品。高强度的7xxx铝合金可用于制造适用于航空航天结构部件的板材、挤压或锻造产品，特别是大型商用飞机机翼结构的应用，其需要具有更好的抗疲劳裂纹分叉(fatigue crack branching)、抗EAC(环境促进开裂(Environmentally Assisted Cracking))、强度、断裂韧性(fracture toughness)、各向异性延展性(anisotropic ductility)、耐应力裂纹腐蚀(Stress Crack Corrosion，SCC)和耐剥落腐蚀(exfoliation corrosion)性能。
背景技术
为了大幅降低飞机重量以提高燃油效率，机身制造商和铝材料制造商正在积极追求更高强度的7xxx铝合金，原因在于其材料强度、断裂韧性和抗疲劳性的广泛组合。
近年来，机身制造商和铝合金生产商也在大力应对抗疲劳裂纹分叉、抗EAC和各向异性延展性等新挑战。
疲劳裂纹偏差或分叉，如图1所示，是指在I型疲劳载荷条件下，裂纹突然改变其扩展路径，远离预期断裂面的现象。由于在结构设计过程中很难考虑这种现象的不可预测性，因此这种裂纹偏差对飞机制造商来说是一个重大问题。
对于飞机制造工业来说，铝合金材料因环境促进开裂(EAC)而退化是一个关键挑战。通常，EAC是飞机应用中的晶间失效(intergranular failure)现象。虽然尚未完全理解，但其有两个潜在原因。一种是阳极溶解(anodic dissolution)，另一种是氢脆(hydrogen embrittlement)。然而，由于难以准确量化氢(H)水平，因此很难理解其机理。H的平衡晶格溶解度极低，且铝中的氢化物通常不稳定。
除了疲劳裂纹偏差和EAC外，铝板的各向异性延展性是航空航天应用(特别是最近用于机身制造的整体零件加工技术)的另一个日益重要的性能。各向异性延展性是指当拉伸试验方向位于通常试验方向之间，或从材料金属流动或微观结构方向(通常表示为轧制方向(L))时，延展性显著降低。当拉伸方向不同于金属流动方向时，延展性通常显著降低。
关键的性能，包括疲劳裂纹分叉、EAC和各向异性延展性，以及强度、断裂韧性和耐腐蚀性，都显著地受到化学组成的影响。众所周知，锌是通过时效强化(agestrengthening)实现高强度的主要合金元素。镁通常与锌一起添加，以生成MgZn2及其变体相，用于沉淀硬化。通常添加铜以提高抗SCC性能。
如本领域技术人员所知，为了控制再结晶晶粒结构，所谓的弥散体元素(dispersoid element)对铝合金非常关键。7xxx合金的典型弥散体元素为Zr和Cr。2xxx合金的典型弥散体元素为Mn。单个弥散体元素对传统材料性能(如强度和断裂韧性)的影响是相对众所周知的。然而，尚不清楚弥散体元素(无论是单独还是以不同组合)是否对疲劳裂纹生长分叉、EAC和各向异性延展性的关键性能有显著影响。在目前的相关技术中，基本上要么只有Zr要么只有Cr被用作航空航天7xxx合金的弥散体元素。非高强度7xxx合金使用Zr、Cr和Mn的组合作为弥散体，以改善疲劳裂纹生长分叉、EAC和各向异性延性的关键性能。历史上，Cr最初用作7xxx合金(如流行的7075合金)的弥散体元素。然而，由于淬火敏感性，Cr对强度和断裂韧性有负面影响。因此，后代的7xxx合金使用Zr作为弥散体元素。最典型的示例是含Zr的7050合金，这是航空航天应用中使用最广泛的7xxx合金。大多数7xxx合金使用Zr或Cr作为弥散体元素。根据美国铝业协会(Aluminum Association)发布的“锻造铝和锻造铝合金的国际合金名称和化学组成极限(International Alloy Designations andChemical Composition Limits for Wrought Aluminum and Wrought AluminumAlloys)”，Zr(在不含其他弥散体元素的情况下)是7xxx合金的主要弥散体元素，例如AA7160、AA7199、AA7003、AA7040、AA7140、AA7041、AA7056、AA7068、AA7168、AA7099、AA7065、AA7097、AA7037、AA7081、AA7047、AA7021、AA7033、AA7034、AA7035、AA7050、AA7150、AA7250、AA7055、AA7155、AA7085、AA7093、AA7095、AA7181、AA7255、AA7185、AA7010、AA7015、AA7122、AA7136、AA7046、AA7048、AA7108。7xxx合金的第二常见的弥散体元素是Cr，如AA7075、AA7175、AA7475、AA7009、AA7049、AA7149、AA7349、AA7249、AA7008、AA7032、AA7060、AA7278、AA7178、AA7001、AA7277。
发明内容
增强的疲劳裂纹生长分叉、EAC和各向异性延展性以及高强度、断裂韧性、疲劳、SCC和剥落的7xxx铝合金产品，如板材、锻件和挤压件，适用于制造航空航天结构部件，如大型商用飞机机翼部件，该7xxx铝合金产品包括1至3wt.％的Cu、1.2至3wt.％的Mg、4至8.5wt.％的Zn，至多0.3wt.％的Mn、至多0.15wt.％的Zr、至多0.3wt.％的Cr的弥散体元素、杂质元素(incidental element)以及其余为Al。在一个实施例中，合金包括在0.2至0.8wt.％的范围内的Zr+Cr+Mn。在另一实施例中，合金包括在0.07至0.7wt.％的范围内的Zr+Mn。
已经发现，以Zr、Cr和Mn的不同组合作为弥散体元素的7xxx铝合金能够生产出具有较好的抗疲劳裂纹分叉、EAC和各向异性延展性以及高强度、断裂韧性、疲劳、SCC和耐剥落的板材产品。
高强度7xxx厚板材铝产品为商用飞机的显著的燃油效率和成本降低优势提供了具有前景的机会。本发明的此类应用的示例是整体设计的翼盒(wing box)，该翼盒需要厚横截面的7xxx铝合金产品。材料强度是减轻重量的关键设计因素。延展性、损伤容限(damage tolerance)、耐应力腐蚀和抗疲劳裂纹生长也很重要。
附图说明
通过结合附图对本发明优选实施例的以下详细描述，本发明的特征和优点将变得显而易见，其中∶
图1为示出了疲劳裂纹生长试验样本中疲劳裂纹偏差的图片；
图2为示出了一种本发明合金和两种非本发明合金的实验室时效S-L断裂韧性的图表；
图3为示出了具有相似Zn、Cu和Mg含量的发明和非本发明合金的断裂韧性的图表；
图4为示出了本发明和非本发明合金在LT方向的强度和L-T取向的断裂韧性的组合的图表；
图5为示出了本发明和非本发明合金在LT方向的强度和T-L取向的断裂韧性的组合的图表；
图6为示出了本发明和非本发明合金在LT方向的强度和S-L取向的断裂韧性的组合的图表；
图7为示出了本发明和非本发明合金的Kmax-dev和归一化裂纹长度(a/w)的图表；以及
图8为本发明和非本发明合金微观结构的图像。
具体实施方式
航空航天7xxx铝合金产品采用Zr、Cr和Mn的各种组合作为弥散体元素，以实现增强的抗疲劳裂纹偏差、抗EAC和各向异性延展性，以及高强度、断裂韧性、疲劳、SCC和耐剥落。7xxx铝合金包括、基本上由或由以下组成：1至3wt.％的Cu、1.2至3wt.％的Mg、4至8.5wt.％的Zn、至多0.3wt.％的Mn、至多0.15wt.％的Zr、至多0.3wt.％的Cr的弥散体元素、杂质元素以及其余为Al。在一个实施例中，合金包括在0.2至0.8wt.％的范围内的Zr+Cr+Mn。在另一实施例中，合金包括在0.07至0.7wt.％的范围内的Zr+Mn。
本发明包括替代实施例，其中7xxx铝合金中Zn的量的上限或下限可选自4.0、4.5、5.0、5.5、6.0、6.5、7.0、7.5、8.0和8.5wt.％。除了上面列出的Zn的替代上限和下限之外，本发明还包括替代实施例，其中Cu的量的上限或下限可选自1.0、1.1、1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7、1.8、1.9、2.0、2.1、2.2、2.3、2.4、2.5、2.6、2.7、2.8、2.9和3.0wt.％。除了上面列出的Zn和Cu的替代上限和下限外，本发明还包括替代实施例，其中Mg的量的上限或下限可选自1.2、1.3、1.4、1.5、1.6、1.7、1.8、1.9、2.0、2.1、2.2、2.3、2.4、2.5、2.6、2.7、2.8、2.9和3.0wt.％。除了上面列出的Zn、Cu和Mg的替代上限和下限外，本发明还包括替代实施例，其中Zr量的上限或下限可选自0.04、0.05、0.06、0.07、0.08、0.09、0.10、0.11、0.12、0.13、0.14和0.15wt.％。除了上面列出的Zn、Cu、Mg和Zr的替代上限和下限外，本发明还包括替代实施例，其中Mn的量的上限或下限可选自0、0.05、0.10、0.15、0.20、0.25和0.30wt.％。除了上面列出的Zn、Cu、Mg、Zr和Mn的替代上限和下限外，本发明还包括替代实施例，其中Cr的量的上限或下限可选自0、0.05、0.10、0.15、0.20、0.25和0.30wt.％。除了上面列出的Zn、Cu、Mg、Zr、Mn和Cr的替代上限和下限之外，本发明还包括替代实施例，其中Zr+Cr+Mn的量的上限或下限可选自0.2、0.3、0.4、0.5、0.6、0.7和0.8wt.％。除了上面列出的Zn、Cu、Mg、Zr、Mn、Cr和Zr+Mn+Cr的替代上限和下限外，本发明还包括替代实施例，其中Zr+Mn的量的上限或下限可选自0.07、0.1、0.2、0.3、0.4、0.5、0.6和0.7wt.％。
在一个实施例中，7xxx铝合金包括≤0.12wt.％的Si，优选≤0.05wt.％的Si。在一个实施例中，7xxx铝合金包括≤0.15wt.％的Fe，优选≤0.10wt.％的Fe。在一个实施例中，7xxx铝合金包括0.005至0.10wt.％的Ti，优选0.008至0.08。
“杂质元素”不是有意包括的，且优选存在至多0.15wt.％的杂质元素，或至多0.10wt.％的杂质元素，或至多0.05wt.％杂质元素，这些杂质元素的总量不超过0.35wt.％、或0.30wt.％、或0.25wt.％、或0.20wt.％、或0.15wt.％、或0.10wt.％。优选<0.15wt.％的总杂质元素，或<0.10wt.％的总杂质元素，或<0.05wt.％的总杂质元素。“杂质元素”是指除上述Al、Cu、Mg、Zn、Mn、Zr、Cr、Si、Fe和Ti以外的任何其他元素。
7xxx铝合金可制成板材、挤压或锻造产品，优选适用于航空航天结构部件。在一个实施例中，7xxx铝合金是厚度为1英寸至10英寸的厚板高强度铝合金产品，其中厚度的上限或下限可以是1、2、3、4、5、6、7、8、9或10英寸。
高强度7xxx铝合金产品的铸锭(ingot)可进行铸造、均质化、热轧、固溶热处理(solution heat treated)、冷水淬火、可选地拉伸和时效至所需状态(temper)。在一个实施例中，厚板高强度7xxx铝合金是在T7651或T7451状态下提供的板材产品，且厚度范围为1英寸到10英寸。铸锭可在454℃至495℃(849℉至923℉)温度下均质化。热轧开始温度可以为385℃至450℃(725℉至842℉)。热轧出口温度可以在与开始温度类似的范围内。板材可在454℃至495℃(849℉至923℉)的温度范围内进行固溶热处理。板材可以经冷水淬火至室温，并可拉伸约1.5至3％。经淬火的板材可经受本领域技术人员已知的任何已知时效实践，包括但不限于产生最终T7651或T7451状态的两步时效实践。当使用T7651或T7451状态时，第一阶段温度可以在100℃至140℃(212℉至284℉)范围内持续4至24小时，第二阶段温度可以会在135℃至200℃(275℉至392℉)的范围内持续5至20小时，使得第二阶段的温度高于第一阶段。
在优选实施例中，7xxx铝合金产品在“温度＝70℃，相对湿度＝85％，载荷应力为在ST方向的Rp0.2的85％”的试验条件下，EAC存在时间超过60天。此外，在优选实施例中，7xxx铝合金产品具有K1c L-T>100–0.85*LT-TYS、K1cT-L>54.7–0.34*LT-TYS和K1c S-L>61.2–0.46*LT-TSYS。K1c和TYS的单位分别为(ksi*in1/2)和ksi。
尽管以下示例展示了本发明的各种实施例，但本领域技术人员应了解如何根据本发明制造额外的高强度铝合金产品。这些示例不应被解释为限制为本发明提供的保护范围。
示例(工厂商业级试验)
十(10)块工业级板材是通过商业DC(直接冷却)铸造生产的，然后对不同厚度的板材进行均质化、热轧、固溶热处理、淬火、拉伸和时效处理。表1给出了10种商业尺寸板材的化学组成。
最后7个示例(313016B8、313026B7、313027B5、313119B0、313163B8、313209B9和313231B3)是具有Zr+Cr+Mn和Zr+Mn组合的本发明合金。前三种合金(3129999B6、313001B0和313010B1)是非本发明合金，因为它们只有Zr或Cr或Mn。
Figure BDA0003867054130000061
表1：工业级本发明和非本发明的合金铸锭的化学组成
对铸锭进行均质化、热轧、固溶热处理、淬火、拉伸和时效处理，以获得厚度在1英寸到8英寸的范围内的最终状态板材。铸锭在465℃至490℃(869℉至914℉)的温度下均质化。热轧开始温度为400℃至440℃(752℉至824℉)。
板材在465℃至490℃(869℉至914℉)的温度范围内进行固溶热处理，冷水淬火至室温，并在约1.5至3％处拉伸。
用两步时效工艺生产最终的T7651和T7451状态。第一阶段温度在110℃至130℃(230℉至266℉)的范围内持续4至12小时，第二阶段温度在145℃至160℃(293℉至320℉)的范围内持续8至20小时。
拉伸强度试验是根据ASTM B557规范进行的，其内容通过引用明确纳入本文。根据ASTM E399使用CT试样进行平面应变断裂韧性(K1c)的测量，其内容通过引用明确纳入本文。
对选定的合金变体的强度和断裂韧性时效反应进行了评估。表2示出了不同时效时间的性能。结果表明，随着时效时间的增加，强度降低，断裂韧性增加。然而，对于给定的强度水平，本发明合金比非本发明合金具有更好的断裂韧性。图2可以更清楚地证明了这一结果。
Figure BDA0003867054130000071
表2：一种本发明和两种非本发明合金板材的LT-拉伸强度、延伸率、S-L断裂韧性和EC
对选定的时效温度和时间进行了对航空航天应用是关键的强度、断裂韧性、耐腐蚀性、抗疲劳裂纹偏差和各向异性延展性的综合表征。
表3给出了发明和非发明合金样品的拉伸性能和断裂韧性。本表中使用本领域技术人员熟悉的常用术语来表示强度和断裂韧性。
本发明合金具有较好的断裂韧性。这可以在表3中看到，并且图3也很好地证明了这一点，图3比较了具有相似Zn、Cu和Mg含量的本发明合金和非本发明合金的断裂韧性。如图3、4、5和6所示，就强度和断裂韧性的组合而言，本发明合金比非本发明合金具有更好的性能。
Figure BDA0003867054130000072
表3：本发明和非本发明合金板材的强度、延伸率和断裂韧性
抗环境促进开裂(EAC)性能是航空航天应用的关键产品性能要求。一种常见的评估方法是在温度＝70℃、相对湿度＝85％的特定载荷和试验条件下，试验失效前的持续天数。在本专利申请中，在ST方向的载荷应力为Rp0.2的85％。在以T/2(板材厚度中间)为中心的在ST方向上取样。
对于最近的高强度7xxx铝合金，EAC更受关注。最近开发的高强度7xxx航空航天合金大多使用Zr作为弥散体元素，而不使用Cr和Mn弥散体元素。
表4给出了最近开发的高强度7xxx铝合金的化学组成。Zr在0.07至0.12wt.％的范围内。Cr和Mn仅作为杂质元素(impurity element)存在于这些合金中。该水平含量极低，等于或小于0.01wt.％。作为商业级的实验性示例，此类合金的板材是在本领域普通技术人员已知的正常工业级实践下制造的。
Figure BDA0003867054130000081
表4：最近开发的具有Zr弥散体元素的高强度7xxx合金的化学组成
下表5给出了EAC试验结果。对本发明合金板材(313016B8和313026B7)和非本发明合金板材(A7085、C7449、C7056、T0097、T0099)进行了三个试样(Rep1、Rep2、Rep3)的试验。结果表明，本发明合金比其他非本发明高强度合金具有更好的抗EAC性能。对于Cr+Mn+Zr的本发明合金板材ID 313026B7，三个试样甚至在150天后仍然存在，这是EAC试验的截止天数(cutoff day)。相比之下，所有非本发明合金试样均未通过在3至21天的范围内的EAC试验。
Figure BDA0003867054130000091
表5：在70℃和85％RH下，合金的EAC试验性能
根据ASTM E647评估疲劳裂纹偏差，其内容通过引用明确并入本文。试样取向为L-S，在裂纹扩展过程中，出现裂纹偏差的可能性最高。标准紧凑拉伸(compact tension)，即C(T)试样尺寸用于本试验。FCGR试验程序通常符合ASTM E647，具体要求如下：(1)R＝0.1和f＝25Hz；(2)预开裂是在恒定载荷振幅下进行的。预开裂后，在与预开裂相同载荷下，在恒定载荷振幅下进行试验。试验在室温(例如66℉-85℉)下进行。相对湿度(RH)处于正常的实验室环境下。
裂纹偏差的确定是基于“通常会使E647 FCG试验无效(直至裂纹偏差点)的任何情况”，会使Kmax-dev试验无效(例如，裂纹生长超出平面超过多于20°或裂纹偏差超过剩余韧带标准(remaining ligament criterion)后)。确定偏差分叉点后，基于断裂试样，采用三点加权平均法测量和计算裂纹长度。加权平均长度的公式为a＝(前+后+2*中心)/4。裂纹长度越长，Kmax-dev越高，表明抗裂纹偏差性越好。
表6给出了本发明和非本发明合金批次的裂纹长度和在裂纹偏差点处的Kmax-dev。“裂纹长度/W”是每个试样宽度的归一化裂纹长度。图7给出了厚度为3.5英寸的本发明和非本发明合金板材的归一化裂纹长度和Kmax-dev的组合的比较。可以看出，就裂纹长度和裂纹偏差点处的Kmax-dev而言，本发明合金板材具有更好的抗裂纹生长偏差性。
Figure BDA0003867054130000101
表6：本发明和非本发明合金在裂纹偏差点处的Kmax-dev和裂纹长度
各向异性拉伸性能(尤其是各向异性拉伸延展性)在不同的试验方向上可能会有显著差异。这种各向异性材料行为对于高强度厚板的航空航天应用非常重要。本领域技术人员通常使用朝向L方向的偏离厚度(ST)方向45度(ST45L)作为正交各向异性试验的方向，因为它是最差的延展性取向。试样从T/2位置切下。表7给出了试验结果。如表7所示，本发明合金具有更好的强度和各向异性延展性组合。
Figure BDA0003867054130000102
表7：本发明和非本发明合金的各向异性延展性
耐应力腐蚀性对于航空航天应用至关重要。根据ASTM G47的要求进行标准的耐应力腐蚀开裂试验，其内容通过引用明确并入本文，即在恒定挠度下交替浸入3.5％NaCl溶液中。每个样品试验三个样本(重复1、重复2和重复3)。试验应力水平为25ksi、35ksi和45ksi，分别为T7651、T7451和T7351的应力阈值。阈值试验(无失效)持续天数通常为20天。试验方向为ST方向。从板材中心提取试验试样。
表8给出了SCC试验结果。所有本发明和非本发明合金样本在25ksi下经受了20天的试验。因此，所有样品均符合T7651状态要求。对于3.5”板材，所有样本在35ksi和45ksi下经受了20天的试验。因此，所有3.5”板材也符合T7451和T7351状态要求。
Figure BDA0003867054130000111
表8：SCC试验结果
根据ASTM G34试验耐剥落腐蚀性，其内容通过引用明确并入本文。样本尺寸在LT方向上为51mm(2”)，在L方向上为102mm(4”)。在表面(T/10)和板材中心(T/2)的厚度位置进行试验。如表9所示，所有样品均被评定为点蚀(pitting)，根据ASTM G34，其被视为通过。
Figure BDA0003867054130000112
表9：本发明合金的耐剥落腐蚀试验结果
根据ASTM E466的要求试验光滑疲劳性能，其内容通过引用明确纳入本文。对来自每个板材的中间厚度处的LT样本进行试验，并沿横向居中。表10给出了疲劳试验结果。所有板材均符合通用的行业公认标准，即单个样本的90000次循环和所有样本对数平均值的120000次循环。
Figure BDA0003867054130000121
表10：本发明合金的光滑疲劳试验结果
晶粒结构，尤其是再结晶晶粒结构，受到弥散体元素的强烈影响。图8给出了非本发明纯Zr合金(312999B6)、非本发明纯Mn合金(313001B0)以及本发明Mn+Cr合金(313016B8)和本发明Cr+Mn+Zr合金(313026B7)的典型晶粒结构。表11给出了在T/8、T/4和T/2的不同贯穿厚度层处的再结晶晶粒体积百分比。对于本发明Mn+Zr和Cr+Mn+Zr合金，再结晶出人意料地减少。
Figure BDA0003867054130000122
表11：本发明和非本发明合金在T/8、T/4和T/2不同贯穿厚度层处的再结晶
尽管本发明已根据优选实施例公开，但应理解，在不偏离本发明的范围的情况下，可以对本发明进行许多另外的修改和变更。

Claims (20)

1.一种高强度和高断裂韧性7xxx铝合金产品，其包括：
4.0至8.5wt.％的Zn，
1.0至3.0wt.％的Cu，
1.2至3.0wt.％的Mg，
至多0.15wt.％的Zr作为弥散体元素，
至多0.30wt.％的Mn作为弥散体元素，
至多0.30wt.％的Zr作为弥散体元素，
至多0.15wt.％的杂质元素，这些杂质元素的总量不超过0.35wt.％，其余为Al，
其中，Zr+Cr+Mn在0.2至0.8wt.％的范围内和/或Zr+Mn在0.07至0.7wt.％的范围内。
2.根据权利要求1所述的铝合金产品，还包括≤0.12wt.％的Si。
3.根据权利要求2所述的铝合金产品，包括≤0.05wt.％的Si。
4.根据权利要求1所述的铝合金产品，还包括≤0.15wt.％的Fe。
5.根据权利要求4所述的铝合金产品，包括≤0.10wt.％的Fe。
6.根据权利要求1所述的铝合金产品，还包括0.005-0.10wt.％的Ti。
7.根据权利要求1所述的铝合金产品，在“温度＝70℃，相对湿度＝85％，载荷应力为在ST方向的Rp0.2的85％”的试验条件下，EAC存在时间超过60天。
8.根据权利要求7所述的铝合金产品，其具有K1c L-T>100–0.85*LT-TYS、K1cT-L>54.7–0.34*LT-TYS和K1c S-L>61.2–0.46*LT-TYS，其中K1c和TYS的单位分别为(ksi*in1/2)和ksi。
9.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中所述铝合金产品是1-10英寸的厚板材、挤压或锻造产品。
10.一种高强度和高断裂韧性7xxx铝合金产品，其由以下各项组成：
4.0至8.5wt.％的Zn，
1.0至3.0wt.％的Cu，
1.2至3.0wt.％的Mg，
至多0.15wt.％的Zr作为弥散体元素，
至多0.30wt.％的Mn作为弥散体元素，
至多0.30wt.％的Zr作为弥散体元素，
≤0.12wt.％的Si，≤0.15wt.％的Fe，0.005-0.10wt.％的Ti，
至多0.15wt.％的杂质元素，这些杂质元素的总量不超过0.35wt.％，其余为Al，
其中，Zr+Cr+Mn在0.2至0.8wt.％的范围内和/或Zr+Mn在0.07至0.7wt.％的范围内。
11.根据权利要求10所述的铝合金产品，包括≤0.05wt.％的Si。
12.根据权利要求10所述的铝合金产品，包括≤0.10wt.％的Fe。
13.根据权利要求10所述的铝合金产品，在“温度＝70℃，相对湿度＝85％，载荷应力为在ST方向的Rp0.2的85％”的试验条件下，EAC存在时间超过60天。
14.根据权利要求13所述的铝合金产品，其具有K1c L-T>100–0.85*LT-TYS、K1c T-L>54.7–0.34*LT-TYS和K1c S-L>61.2–0.46*LT-TYS，其中K1c和TYS的单位分别为(ksi*in1/2)和ksi。
15.根据权利要求10所述的铝合金产品，其中所述铝合金产品是1-10英寸的厚板材、挤压或锻造产品。
16.一种制造AA7xxx系列合金的高强度铝合金产品的方法，所述方法包括以下步骤：
a.铸造包括根据权利要求1所述的铝合金产品的AA7xxx系列铝合金的铸锭坯料；
b.均质化铸锭坯料；
c.通过选自由轧制、挤压和锻造组成的组的一种或多种方法对坯料进行热加工；
d.对热加工坯料进行固溶热处理(SHT)；
e.冷水淬火所述SHT坯料；
f.可选地拉伸所述SHT坯料；以及
h.时效处理SHT、冷水淬火和可选地拉伸坯料至所需的状态。
17.根据权利要求16所述的方法，其中所述均质化步骤包括在454℃至495℃(849℉至923℉)温度下均质化。
18.根据权利要求16所述的方法，其中所述热加工步骤包括在385℃至450℃(725℉至842℉)的温度下进行热轧。
19.根据权利要求16所述的方法，其中所述固溶热处理步骤包括在454℃至495℃(849℉至923℉)的温度范围内进行固溶热处理。
20.根据权利要求16所述的方法，其中所述可选地拉伸步骤包括在约1.5％至3％处拉伸。
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