ES2926478T3 - Producto aeroespacial de revestimiento de la serie 2XXX - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de revestimiento de aleación de Al-Mg acoplada a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX, donde la aleación de Al-Mg es una aleación de aluminio de la serie 5XXX. aleación que comprende de 0,4% a 4,8% de Mg, y preferiblemente de 0,7% a 4,5% de Mg. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Producto aeroespacial de revestimiento de la serie 2XXX

Campo de la invención

La invención se refiere a un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de aleación de aluminio acoplada a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX. El producto aeroespacial compuesto laminado es adecuado de manera ideal para piezas aeroespaciales estructurales. La invención se refiere además a un método de fabricación de un producto aeroespacial compuesto laminado.

Antecedentes de la invención

En la industria aeroespacial, la aleación de aluminio de la serie AA2024 y sus modificaciones se utilizan ampliamente como una aleación de aluminio altamente tolerante al daño, principalmente en una condición T3 o modificaciones de la misma. Los productos de estas aleaciones de aluminio tienen una relación resistencia a peso relativamente alta y muestran buena tenacidad a la fractura, buenas propiedades de fatiga y resistencia a la corrosión adecuada.

Durante muchas décadas, para mejorar la resistencia a la corrosión, el producto de aleación de la serie AA2024 se puede proporcionar como un producto compuesto con una capa de revestimiento relativamente delgada en uno o ambos lados. La capa de revestimiento suele ser de mayor pureza y protege contra la corrosión la aleación del núcleo AA2024. El revestimiento incluye esencialmente aluminio sin alear. A menudo, se hace referencia a las aleaciones de aluminio de la serie 1XXX en general, y que incluyen las subclases de tipo 1000, tipo 1100, tipo 1200 y tipo 1300. En la práctica, sin embargo, la aleación de aluminio de la serie 1XXX utilizada para la capa de revestimiento es bastante pura y tiene una composición de, Si+Fe <0,7%, Cu <0,10%, Mn <0,05%, Mg <0,05%, Zn <0,10%, Ti <0,03%, y aluminio de balance.

Los documentos de patente EP 2635720 y EP 2121997 describen láminas de aluminio de revestimiento.

La aleación de aluminio de la serie AA2024 revestida con una aleación de la serie 1XXX también se puede anodizar. El anodizado aumenta la resistencia a la corrosión y al desgaste y proporciona una mejor adhesión para las imprimaciones de pintura y los adhesivos que el metal desnudo. Los artículos anodizados se aplican en la unión de metales adhesivos estructurales, como en los paneles de revestimiento de un ala, un plano de cola horizontal, un plano de cola vertical o un fuselaje. Una aplicación conocida adicional comprende una estructura tipo sándwich, en la que una o más capas reforzadas con fibra (de vidrio) se interponen entre paneles o láminas de aluminio mediante unión adhesiva, lo que da como resultado el denominado laminado de fibra metálica. El documento de patente WO-2017/183965-A1 (Fokker) describe un método de anodización de una aleación de aluminio para aplicar un revestimiento de óxido anódico poroso en la preparación de la aplicación posterior de una capa de unión adhesiva y/o una capa de imprimación.

Una desventaja de la aleación de la serie 1XXX como capa de revestimiento es que estas aleaciones son muy blandas y sensibles al daño superficial durante la manipulación del producto. Y también durante una operación de conformación esto puede dar lugar, por ejemplo, a la adherencia al troquel.

Descripción de la invención

Como se apreciará a continuación en la presente memoria, salvo que se indique lo contrario, las designaciones de aleación y temple de aluminio se refieren a las designaciones de la Asociación de Aluminio en los Estándares y Datos de Aluminio y los Archivos de Registro, según lo publicado por la Asociación de Aluminio en 2018, y actualizados con frecuencia, y son bien conocidos para los expertos en la técnica. Las designaciones de temple también se establecen en el estándar europeo EN515.

Para cualquier descripción de composiciones de aleación o composiciones de aleación preferidas, todas las referencias a porcentajes son porcentaje en peso a menos que se indique lo contrario.

El término "hasta" y "hasta aproximadamente", como se emplea en la presente memoria, incluye explícitamente, pero no se limita a, la posibilidad de cero porcentaje en peso del componente de aleación particular al que se refiere. Por ejemplo, hasta un 0,25 % de Zn puede incluir una aleación de aluminio que no tenga Zn.

Para los fines de esta invención, un producto en lámina o un material en lámina debe entenderse como un producto laminado que tiene un espesor de no menos de 1,3 mm (0,05 pulgadas) y no más de 6,3 mm (0,25 pulgadas), y material en placa o un producto en placa debe entenderse como un producto laminado que tiene un espesor de más de 6,3 mm (0,25 pulgadas). Véase también Aluminium Standard and Data, the Aluminium Association, Capítulo 5 Terminología, 1997.

Es un objeto de la invención proporcionar un producto aeroespacial laminado que se base en una aleación de la serie 2XXX y ofrezca un equilibrio mejorado de resistencia a la corrosión y formabilidad.

Este y otros objetos y otras ventajas se cumplen o superan con la presente invención que proporciona un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX, en donde la capa de núcleo tiene dos caras y una capa de revestimiento de aleación de Al-Mg acoplada a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX, en donde la aleación de Al-Mg es una aleación de aluminio de la serie 5XXX que comprende del 0,4 % al 4,8 % de Mg y preferiblemente del 0,7 % al 4,5 % de Mg.

Las aleaciones de Al-Mg o las aleaciones de la serie 5XXX tienen muy buenas características de conformabilidad, de modo que el producto aeroespacial compuesto laminado se puede conformar en operaciones de conformación que requieren un alto grado de deformación. Las características de conformabilidad son al menos comparables a las de varias aleaciones de aluminio para láminas de automóviles. La adherencia de la capa de revestimiento a un troquel de conformación se reduce significativamente o incluso se evita debido a la mayor dureza de la capa de revestimiento en comparación con una capa de revestimiento de la serie 1XXX. Las aleaciones de Al-Mg o las aleaciones de la serie 5XXX tienen un buen rendimiento de dobladillo cuando, por ejemplo, se forman en un dobladillo plano. No hay grietas superficiales visibles después de conformar un dobladillo plano. La ausencia de grietas en la superficie evita la absorción en la superficie de cualquier lubricante de conformación. La ausencia de grietas en la superficie también aumenta significativamente el rendimiento de fatiga del producto aeroespacial compuesto. Además, la muy buena resistencia contra la corrosión por picaduras mejora el rendimiento de fatiga, ya que la fatiga es comúnmente provocada por los sitios de iniciación de picaduras. El uso de aleaciones de Al-Mg o aleaciones de la serie 5XXX también evita la formación de líneas de Lüders o marcas de tensión por elongación durante una operación de elongación, lo que conduce a una muy buena calidad superficial. Las aleaciones de Al-Mg o de la serie 5XXX tienen una superficie más dura que las aleaciones de la serie 1XXX, lo que da como resultado menos daños en la superficie, como rayones, durante la manipulación del producto. Las aleaciones de Al-Mg o de la serie 5XXX también permiten un mejor control del tamaño de grano del revestimiento, ya que se reduce significativamente el crecimiento del tamaño de grano durante un paso de procesamiento a alta temperatura en comparación con las aleaciones de aluminio de la serie 1XXX y, por lo tanto, mejoran la calidad de la superficie después de una operación de conformación.

Las aleaciones de Al-Mg o las aleaciones de la serie 5XXX son muy buenas anodizables, por lo que no hay problemas con la aplicación posterior de una capa de unión adhesiva y/o una capa de imprimación.

Además, el reciclaje de chatarra de tamaño industrial del producto aeroespacial compuesto laminado no genera ningún problema importante, ya que la aleación de la serie 2XXX también tiene adiciones intencionales de Mn y Mg. Los productos unidos por laminación se pueden volver a fundir sin la separación previa de la(s) capa(s) de revestimiento de la capa de núcleo.

En una realización, la capa de revestimiento de aleación de Al-Mg o aleación de aluminio de la serie 5XXX se une a la capa de núcleo por medio de unión por laminación, y preferiblemente por medio de laminación en caliente, para lograr la unión metalúrgica requerida entre las capas. Tal proceso de unión por laminación es muy económico y da como resultado un producto compuesto muy efectivo que presenta las propiedades deseadas. Cuando se lleva a cabo dicho proceso de unión por laminación para producir el producto compuesto laminado según la invención, se prefiere que tanto la capa de núcleo como la capa o capas de revestimiento de Al-Mg experimenten una reducción de espesor durante la unión por laminación. Por lo general, antes del laminado, en particular antes del laminado en caliente, las caras de laminación de los lingotes tanto de la capa de núcleo como de la(s) capa(s) de revestimiento se decapan para eliminar las zonas de segregación cerca de la superficie de fundición del lingote laminado y para aumentar la planitud del producto.

Preferiblemente, un lingote o bloque fundido de la capa de núcleo de aleación 2XXX se homogeneiza antes del laminado en caliente y/o puede precalentarse seguido directamente por laminación en caliente. La homogeneización y/o el precalentamiento de las aleaciones de la serie 2XXX antes del laminado en caliente se lleva a cabo generalmente a una temperatura en el rango de 400 °C a 505 °C en pasos simples o múltiples. En cualquier caso, se reduce la segregación de los elementos de la aleación en el material fundido y se disuelven los elementos solubles. Si el tratamiento se lleva a cabo por debajo de aproximadamente 400 °C, el efecto de homogeneización resultante es inadecuado. Si la temperatura está por encima de aproximadamente 505 °C, podría producirse una fusión eutéctica que dé como resultado una formación de poros indeseable. El tiempo preferido de este tratamiento térmico está entre 2 y 30 horas. Los tiempos más largos normalmente no son perjudiciales. La homogeneización se realiza normalmente a una temperatura superior a aproximadamente 480 °C. Una temperatura típica de precalentamiento está en el rango de aproximadamente 430 °C a 460 °C con un tiempo de remojo en un rango de hasta aproximadamente 15 horas.

La aleación de aluminio de Al-Mg o la aleación de aluminio de la serie 5XXX se puede proporcionar como un lingote o un bloque para la fabricación en materia prima para laminación utilizando técnicas de fundición semicontinua habituales en la técnica para productos fundidos, p. ej., fundición DC, fundición EMC, fundición EMS, y preferiblemente que tenga un espesor de lingote en un rango de aproximadamente 300 mm o más, p. ej., 500 mm o 600 mm. En otra realización, también se pueden usar bloques de calibre más delgado resultantes de la fundición continua, p. ej., fundidores de cinta o fundidores de rodillo, para proporcionar la materia prima del revestido para el revestimiento con la aleación de aluminio Al-Mg o la aleación de aluminio de la serie 5XXX, y que tienen un espesor de hasta aproximadamente 40 mm.

En una realización de la invención, el lingote o bloque fundidos que forman el revestido para el revestimiento con la aleación de Al-Mg o la aleación de aluminio de la serie 5XXX se precalienta u homogeneiza preferiblemente a una temperatura de al menos 470 °C, y preferiblemente de al menos 480 °C, antes del laminado en caliente en uno o múltiples pasos de laminado hasta un calibre más delgado que forma un revestido para el revestimiento laminado. Para evitar la fusión eutéctica que da como resultado una posible formación indeseable de poros dentro del lingote, la temperatura no debe ser demasiado alta y normalmente no debe exceder los 570 °C, y preferiblemente no exceder los 555 °C. El tiempo a la temperatura para un lingote de gran tamaño comercial debe ser de al menos 0,5 horas y puede ser de aproximadamente 1 a 36 horas. Un período más largo, por ejemplo, 48 horas o más, no tiene un efecto adverso inmediato sobre las propiedades deseadas, pero es económicamente poco atractivo. La homogeneización o precalentamiento da como resultado una estructura de grano más fino y más homogéneo y da como resultado una conformabilidad aumentada de la capa de aleación de Al-Mg en el producto aeroespacial compuesto laminado final.

El producto aeroespacial compuesto laminado se reduce de calibre hasta el calibre final por medio de laminado en caliente y, opcionalmente, seguido de laminado en frío como es habitual en la técnica. Después de que el producto compuesto laminado se lamina al calibre final, el producto compuesto laminado se trata térmicamente en solución a una temperatura en el rango de aproximadamente 450 °C a 505 °C durante un tiempo suficiente para que los efectos de la solución se acerquen al equilibrio, con tiempos de remojo típicos en el rango de 5 a 120 minutos. Preferiblemente, el tratamiento térmico en solución se realiza a una temperatura en el rango de 475 °C a 500 °C, por ejemplo, a aproximadamente 495 °C. El tratamiento térmico en solución se lleva a cabo normalmente en un horno discontinuo o en un horno continuo. Los tiempos de remojo preferidos a la temperatura indicada están en el rango de aproximadamente 5 a 35 minutos. Sin embargo, con los productos de revestimiento, se debe tener cuidado con los tiempos de remojo demasiado largos ya que, en particular, demasiado cobre de la capa de núcleo 2XXX puede difundirse en la(s) capa(s) de revestimiento de aleación de aluminio, lo que puede afectar negativamente a la protección contra la corrosión proporcionada por dicha(s) capa(s). Una operación SHT continua reduce la formación de las llamadas marcas de deformación por elongación en comparación con el recocido por lotes. Un SHT continuo requiere un calentamiento rápido del producto unido por laminado en movimiento, en donde la tasa de calentamiento promedio es superior a 5 °C/seg, y preferiblemente superior a 10 °C/seg.

Después del tratamiento térmico en solución, es importante que el producto compuesto se enfríe lo suficientemente rápido hasta una temperatura de 175 °C o menos, preferiblemente hasta 100 °C o menos, y más preferiblemente hasta temperatura ambiente, para evitar o minimizar la precipitación incontrolada de fases secundarias, p. ej., ALCuMg y ALCu. Por otro lado, las tasas de enfriamiento no deben ser demasiado altas para permitir una planitud suficiente y un bajo nivel de tensiones residuales en el producto compuesto. Se pueden lograr tasas de enfriamiento adecuadas con el uso de agua, p. ej., inmersión en agua o chorros de agua. El tratamiento térmico en solución en este rango de temperatura da como resultado una microestructura completamente recristalizada para la(s) capa(s) de la aleación de Al-Mg o de aleación de aluminio de la serie 5XXX con un contenido de Mg de hasta el 2,5 %. En esta condición, es decir, temple O, la(s) capa(s) de revestimiento ofrece(n) una conformabilidad mejorada en comparación con una condición no recristalizada. En una operación de conformación posterior, p. ej., por medio de estiramiento o conformación por estiramiento, la capa de revestimiento obtendrá una dureza y una resistencia incrementadas favorables.

El producto compuesto se puede trabajar más en frío, por ejemplo, estirando en el rango del 0,5 % al 8 % de su longitud original para aliviar tensiones residuales en el mismo y mejorar la planicidad del producto. Preferiblemente, el estiramiento está en el rango del 0,5 % al 6 %, más preferiblemente del 0,5 % al 4 % y lo más preferiblemente del 0,5 % al 3 %.

Después de enfriar, el producto aeroespacial compuesto laminado se envejece de forma natural, normalmente a temperatura ambiente y, alternativamente, el producto aeroespacial compuesto también se puede envejecer artificialmente. El envejecimiento artificial durante este paso del proceso puede ser de particular utilidad para productos de mayor calibre.

La capa o capas de aleación de aluminio de la serie 5XXX suelen ser mucho más delgadas que el núcleo, y cada capa de aleación de Al-Mg constituye del 1 % al 20 % del espesor total del compuesto. Una capa de aleación de Al-Mg constituye más preferiblemente alrededor del 1 % al 10 % del espesor total del compuesto.

En una realización, la capa de aleación de aluminio de la serie 5XXX está unida a una superficie o cara de la capa de núcleo de la serie 2XXX.

En una realización, la capa de aleación de aluminio de la serie 5XXX está unida a ambas superficies o caras de la capa de núcleo de la serie 2XXX formando una superficie exterior del producto aeroespacial compuesto laminado.

En una realización, se coloca un revestimiento intermedio o capa intermedia entre la capa de núcleo de la serie 2XXX y la capa de aleación de aluminio de la serie 5XXX, y en donde el revestimiento intermedio está hecho de una aleación de aluminio diferente a la capa de aluminio de la serie 5XXX y tiene un contenido de Mg más bajo que la aleación de aluminio de la serie 5XXX. Una aleación de aluminio de este tipo para el revestimiento intermedio puede ser una aleación de la serie 1XXX o una aleación de la serie 5XXX que tenga niveles más bajos de Mg o una aleación de aluminio de la serie 3XXX. Este revestimiento intermedio actúa como una barrera de difusión adicional de Cu desde la aleación del núcleo a la capa de la superficie exterior formada por la aleación de aluminio de la serie 5XXX. Permite crear una diferencia en el contenido de Zn y/o Mn entre las distintas capas y crear un gradiente de Mn y/o un gradiente Zn y, por lo tanto, proporciona una mayor protección galvánica a la aleación del núcleo de la serie 2XXX y mejora la resistencia a la corrosión intergranular y a las picaduras de la aleación del núcleo de la serie 2XXx mediante la corrosión preferencial del revestimiento intermedio, mientras que se mantienen la dureza y las características de la superficie proporcionadas por la capa exterior de aleación de aluminio de la serie 5XXX. Como el revestimiento intermedio tiene un contenido de Mg intencionalmente más bajo que la capa exterior de la serie 5XXX, se mejora la unión metalúrgica resultante de la operación de unión por laminación de las diversas capas a la aleación del núcleo. Preferiblemente, el revestimiento intermedio también se une por laminación a la aleación del núcleo. Cada revestimiento intermedio constituye del 1 % al 20 % del espesor total del producto aeroespacial compuesto, y preferiblemente constituye alrededor del 1 % al 10 % del espesor total del producto aeroespacial compuesto.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado tiene un espesor total de al menos 0,8 mm.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado tiene un espesor total de 50,8 mm (2 pulgadas) como máximo, y preferiblemente de 25,4 mm (1 pulgada) como máximo, y lo más preferiblemente de 12 mm como máximo.

En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado es un producto en placa. En una realización, el producto aeroespacial compuesto laminado es un producto en lámina.

En una realización, la capa de revestimiento de la serie 5XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que comprende, en % en peso:

Mg del 0,4 % al 4,8 %, preferiblemente del 0,7 % al 4,5 %,

Si hasta el 0,3 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Fe hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,40 %,

Sc hasta el 0,5 %,

Mn hasta el 1,5 %, preferiblemente hasta el 1 %,

Cu hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,10 %, más preferiblemente hasta el 0,05 %, Cr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,15 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,15 %,

Zn hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,35 %, más preferiblemente hasta el 0,20 %, Ti hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,10 %,

impurezas cada una <0,05 %, en total <0,15 %, y aluminio de balance.

En una realización de la serie 5xxx, la capa de revestimiento es una aleación de aluminio de Al-Mg-Sc resistente a la corrosión, soldable y de alta resistencia y tiene una composición que consiste en, en % en peso:

Mg del 3,0 % al 4,8 %, preferiblemente del 3,5 % al 4,5 %,

Sc del 0,02 % al 0,5 %, preferiblemente del 0,02 % al 0,40 %, más preferiblemente del 0,1 % al 0,3 %,

Mn hasta el 1 %, preferiblemente del 0,3 % al 1,0 %, más preferiblemente del 0,3 % al 0,8 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente del 0,05 % al 0,2 %, más preferiblemente del 0,07 % al 0,15 %,

Cr hasta el 0,3 %, preferiblemente del 0,02 % al 0,2 %,

Ti hasta el 0,2 %, preferiblemente del 0,01 % al 0,2 %,

Cu hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,1 %, más preferiblemente hasta el 0,05 %,

Zn hasta el 0,5 %, preferiblemente del 0,1 % al 0,5 %,

Fe hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,40 %, más preferiblemente hasta el 0,20 %,

Si hasta el 0,3 %, preferiblemente hasta el 0,2 %, más preferiblemente hasta el 0,1 %,

impurezas y aluminio de balance. Típicamente, tales impurezas están presentes cada una <0,05 % y en total <0,15 %.

En otra realización de la capa de revestimiento de la serie 5XXX tiene una composición que comprende, en % en peso:

Mg del 0,4 % al 3,0 %, preferiblemente del 0,4 % al 2,5 %, más preferiblemente del 0,7 %

al 2,5 %,

Si hasta el 0,3 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Fe hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,40 %,

Sc hasta el 0,04 %, preferiblemente hasta el 0,02 %,

Mn hasta el 1,5 %, preferiblemente hasta el 1 %,

Cu hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,10 %, más preferiblemente hasta el 0,05 %, Cr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,15 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,15 %,

Zn hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,35 %, más preferiblemente hasta el 0,20 %, Ti hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,10 %,

impurezas cada una <0,05 %, en total <0,15 %, y aluminio de balance.

En esta realización, el contenido de Mg está en un rango de aproximadamente el 0,4 % al 3,0 %, y preferiblemente en un rango de aproximadamente el 0,4 % al 2,5 %, y más preferiblemente de aproximadamente el 0,7 % al 2,0 %. El Mg proporciona dureza a la capa de revestimiento. Sin embargo, a niveles de Mg demasiado altos, pueden producirse líneas de Lueders no deseadas durante, p. ej., una operación de conformación por estiramiento posterior.

Se puede añadir Mn a la aleación de la serie 5XXX en un rango de hasta el 1,5 %, preferiblemente hasta el 1 % y más preferiblemente hasta el 0,8 %, para aumentar la dureza y la resistencia después del tratamiento térmico en solución y el enfriamiento rápido. Un límite inferior preferido para ese propósito es el 0,2 %, y preferiblemente aproximadamente el 0,30 %. El Mn contribuirá a mantener un tamaño de grano pequeño en la(s) capa(s) de revestimiento proporcionando una mejor apariencia superficial y menos grietas superficiales después de una operación de conformación posterior. La presencia de Mn aumenta la calidad de anodización de la superficie exterior de la capa de la serie 5XXX, ya que facilita la transformación de la fase beta-AIFeSi (AbFeSi) a alfa-AIFeSi (AlsFe²Si) y estabiliza las fases alfa-AIFeSi. La presencia de Mn también aumentará favorablemente el potencial de corrosión de la aleación de aluminio de la serie 5XXX y la cantidad de Mn añadida se puede ajustar para reducir y optimizar la diferencia de potencial de corrosión entre la aleación del núcleo de la serie 2XXX y la(s) capa(s) de revestimiento dependiendo de la aplicación y mejorando así la resistencia a la corrosión del producto aeroespacial compuesto laminado.

En otra realización, el contenido de Mn es hasta el 0,2 %, y preferiblemente hasta el 0,15 %.

En esta realización de la capa de la serie 5XXX, el contenido de Cu está en un rango del 0,20 %, preferiblemente hasta el 0,10% y más preferiblemente hasta el 0,05 %, para mantener una buena resistencia a la corrosión.

El hierro es una impureza común y puede estar presente en un rango de hasta aproximadamente el 0,5 %. Si el contenido de Fe excede el 0,5 %, se pueden formar grandes intermetálicos que contienen Fe, y se pueden producir patrones de rayas o una capa de óxido anódico puede volverse turbia debido a los compuestos intermetálicos. En una realización, el contenido de Fe se mantiene a un máximo de aproximadamente el 0,40 %, y preferiblemente de aproximadamente el 0,3 %. En una realización, el contenido de Fe es al menos el 0,10 %. El material en lámina de Al-Mg procesado de acuerdo con la invención proporciona muy buenas características de conformabilidad sin tener que reducir el contenido de Fe a niveles muy bajos (es decir, menos del 0,30 %, y típicamente está en un rango del 0,15 % al 0,30 %), aunque la reducción del contenido de Fe a niveles bajos mejoraría aún más las características de conformabilidad.

El silicio (Si) también es una impureza común y puede estar presente en un rango de hasta aproximadamente el 0,3 % y preferiblemente se mantiene hasta un máximo de aproximadamente el 0,25 %. Un nivel de Si estaría en el rango de hasta aproximadamente el 0,20 %. En una realización, el nivel de Si es al menos aproximadamente el 0,06 %, y preferiblemente al menos aproximadamente el 0,1 % para obtener la intensidad del color y la estabilidad después de la anodización.

El Ti es un agente refinador de grano durante la solidificación de lingotes y juntas soldadas. Los niveles de Ti no deben exceder de aproximadamente el 0,2 %, y el rango preferido para el Ti es de aproximadamente el 0,005 % al 0,07 %. El Ti se puede añadir como elemento único o, como se sabe en la técnica, sirviendo el boro o el carbono como ayuda de la fundición para el control del tamaño del grano.

En una realización, la capa de revestimiento de la serie 5XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que consiste en, en % en peso, Mg del 0,4 % al 3,0 %, Si hasta el 0,3 %, Fe hasta el 0,5 %, Sc hasta el 0,04 %, Mn hasta el 1,5 %, Cu hasta el 0,2 %, Cr hasta el 0,25 %, Zr hasta el 0,25 %, Zn hasta el 0,5 %, Ti hasta el 0,2 %, y aluminio de balance e impurezas, y con rangos de composición más estrechos preferidos como se describe y reivindica en la presente memoria.

En una realización, la capa de revestimiento de la serie 2XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que comprende, en % en peso:

Cu del 1,9 % al 7,0 %, preferiblemente del 3,0 % al 6,8 %, más preferiblemente del 3,2

% al 4,95 %,

Mg del 0,30 % al 1,8 %, preferiblemente del 0,35 % al 1,8 %,

Mn hasta el 1,2 %, preferiblemente del 0,2 % al 1,2 %, más preferiblemente del 0,2 %

al 0,9 %,

Si hasta el 0,40 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Fe hasta el 0,40 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Cr hasta el 0,35 %, preferiblemente hasta el 0,10 %,

Zn hasta el 1,0 %,

Ti hasta el 0,15 %, preferiblemente del 0,01 % al 0,10 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,12 %,

V hasta el 0,25 %,

Li hasta el 2,0 %,

Ag hasta el 0,80 %,

Ni hasta el 2,5 %,

siendo el balance el aluminio e impurezas. Típicamente, tales impurezas están presentes cada una <0,05 %, en total <0,15 %.

En otra realización, la capa de núcleo de la serie 2XXX es de una aleación de aluminio que tiene una composición que comprende, en % en peso:

Cu del 1,9 % al 7,0 %, preferiblemente del 3,0 % al 6,8 %, más preferiblemente del 3,2

% al 4,95 %,

Mg del 0,30 % al 1,8 %, preferiblemente del 0,8 % al 1,8 %,

Mn hasta el 1,2 %, preferiblemente del 0,2 % al 1,2 %, más preferiblemente del 0,2 %

al 0,9 %,

Si hasta el 0,40 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Fe hasta el 0,40 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Cr hasta el 0,35 %, preferiblemente hasta el 0,10 %,

Zn hasta el 0,4 %,

Ti hasta el 0,15 %, preferiblemente del 0,01 % al 0,10 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,12 %,

V hasta el 0,25 %,

siendo el balance el aluminio e impurezas. Típicamente, tales impurezas están presentes cada una <0,05 %, en total <0,15 %.

En una realización preferida, la capa del núcleo de la serie 2XXX es de una aleación de aluminio de la serie AA2X24, en donde X es igual a 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 u 8. Una aleación de aluminio preferida particular está dentro de la gama de AA2024, AA2524 y AA2624.

En una realización, la capa de núcleo de la serie 2XXX se proporciona en una condición T3, T351, T39, T42, T8o T851.

La capa de núcleo de la serie 2XXX se puede proporcionar a un usuario en una condición de tratamiento térmico no en solución, como un temple "F" o un temple "O" recocido, y luego se conforma y se trata con calor en solución y envejece hasta la condición requerida. p. ej., un temple T3, T351, T39, T42, T8 o T851.

La invención también se refiere a un método de fabricación del producto aeroespacial compuesto laminado de esta invención, comprendiendo el método los pasos de:

- proporcionar un lingote o materia prima de laminado de una aleación de aluminio de la serie 2XXX para conformar la capa de núcleo del producto aeroespacial compuesto;

- homogeneizar el lingote de dicha aleación de aluminio de la serie 2XXX a una temperatura en el rango de 400 °C a 505 °C durante al menos 2 horas;

- proporcionar un revestimiento de lingote o laminado de una aleación de aluminio de la serie 5XXX para conformar una capa de revestimiento exterior en la aleación de aluminio del núcleo de la serie 2XXX; opcionalmente, se proporcionan dos lingotes o dos revestimientos laminados de la aleación de aluminio de la serie 5XXX para conformar una capa de revestimiento en cada lado de la aleación de aluminio del núcleo de la serie 2XXX;

- opcionalmente, homogeneizar o precalentar el o los lingotes de la aleación de aluminio de la serie 5XXX a una temperatura en el rango de al menos 470 °C durante al menos 0,5 horas, y preferiblemente a una temperatura en un rango de 480 °C a 570 °C;

- unión por laminación de la o las capas de aleación de aluminio de la serie 5XXX a la capa de aleación del núcleo de la serie 2XXX para conformar un producto unido por laminación, preferiblemente mediante laminación en caliente y opcionalmente seguido de laminación en frío;

- tratar térmicamente en solución el producto unido por laminación a una temperatura en el rango de 450 °C a 505 °C, ya sea en una operación discontinua o en una operación continua;

- enfriar el producto unido por laminación tratado con calor en solución hasta menos de 100 °C, y preferiblemente hasta temperatura ambiente;

- opcionalmente, elongar el producto unido por laminación tratado térmicamente en solución, preferiblemente por medio de estiramiento en frío en un rango del 0,5 % al 8 % de su longitud original, preferiblemente en un rango del 0,5 % al 6 %, más preferiblemente del 0,5 % al 4 %, y lo más preferiblemente del 0,5 % al 3 %; y

- envejecer el producto unido por laminación enfriado, por envejecimiento natural y/o envejecimiento artificial. En una realización preferida, el envejecimiento lleva a la capa de núcleo de la serie 2XXX a un temple T3, T351, T39, T42, T8 o T851. Las capas de revestimiento de aleación de la serie 5XXX estarán en una condición de recocción. Las capas de revestimiento de aleación de la serie 5xxx que tienen menos de 2,5 % de Mg tendrán un temple O.

En una realización del método según la invención, en los siguientes pasos de procesamiento, el producto aeroespacial compuesto laminado se conforma en un proceso de conformación, a temperatura ambiente o a temperatura elevada, en un producto conformado que tiene al menos una de una curvatura uniaxial o una curvatura biaxial.

En una realización alternativa del método, después de la unión por laminación de la o las aleaciones de aluminio de la serie 5XXX a la aleación de núcleo de la serie 2XXX para conformar un producto de unión por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente y opcionalmente seguida de laminación en frío, el producto unido por laminación se conforma en un proceso de conformación, a temperatura ambiente o a temperatura elevada, en un producto conformado que tiene al menos una de una curvatura uniaxial o una curvatura biaxial, seguido de un tratamiento térmico en solución y posterior envejecimiento hasta un temple final.

La conformación puede ser mediante una operación de conformación del grupo de una operación de doblado, conformación por laminación, conformación por estirado, conformación por envejecimiento, embutición profunda e hidroconformación de alta energía, en particular mediante conformación explosiva o conformación electrohidráulica.

En una realización, la operación de conformación a temperatura elevada se realiza a una temperatura en un rango de 140 °C a 200 °C, y preferiblemente el producto aeroespacial se mantiene a la temperatura de conformación durante un tiempo en un rango de 1 a 50 horas. En una realización preferida, la conformación a temperatura elevada se realiza mediante una operación de conformación por envejecimiento. La conformación por envejecimiento es un proceso u operación de restringir un componente a una forma específica durante el tratamiento térmico de envejecimiento, lo que permite que el componente alivie las tensiones y se deslice hasta el contorno, por ejemplo, carcasas de fuselaje con una curvatura simple o doble.

En una realización, se excluye de la presente invención que el producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención, después de haber recibido un tratamiento térmico en solución (SHT) y antes de la conformación en una forma predeterminada, reciba un paso de trabajo en frío posterior al SHT que induzca al menos un 25 % de trabajo en frío en el producto aeroespacial compuesto laminado, en particular, el trabajo en frío comprende el laminado en frío del producto aeroespacial laminado hasta el calibre final, como se describe en el documento de patente US-2014/036699-A1.

En un aspecto de la invención, esta se refiere al uso de la aleación de aluminio de la serie 5XXX como se describe y reivindica en la presente memoria como una capa de revestimiento en una o ambas superficies de una aleación de aluminio de la serie 2XXX para conformar un producto de revestimiento aeroespacial laminado.

En otro aspecto de la invención, se proporciona una estructura soldada que comprende un producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención y al menos un elemento de refuerzo de aleación de aluminio unido al producto aeroespacial compuesto laminado mediante remaches o una operación de soldadura.

En una realización, la invención se refiere a un miembro estructural soldado de una aeronave que comprende un producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención y al menos un elemento de refuerzo de aleación de aluminio, preferiblemente un larguerillo, unido al producto aeroespacial compuesto laminado por medio de remaches o una operación de soldadura, por ejemplo, por medio de soldadura por rayos láser o por soldadura por fricción-agitación.

También se refiere a estructuras de fuselaje soldadas en las que los paneles del fuselaje se unen entre sí mediante soldadura por rayos láser ("LBW') o soldadura por fricción-agitación ("FSW"), p. ej., mediante soldadura a tope.

La invención también comprende una aeronave o nave espacial, cuyo fuselaje está total o parcialmente construido con el producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención, que puede incorporarse en varias partes estructurales de la aeronave. Por ejemplo, las diversas realizaciones descritas pueden usarse para formar partes estructurales en los ensamblajes de las alas y/o partes estructurales en el ensamblaje de la cola (empenaje). La aeronave es generalmente representativa de aeronaves comerciales de pasajeros o carga. En realizaciones alternativas, la presente invención también puede incorporarse en vehículos de vuelo de otros tipos. Los ejemplos de tales vehículos de vuelo incluyen aeronaves militares tripuladas o no tripuladas, aeronaves de ala giratoria o incluso vehículos de vuelo balístico.

El producto aeroespacial compuesto laminado de la invención se puede moldear en un miembro para un avión, como un componente o panel de fuselaje, o como un componente o panel de ala, y el avión puede utilizar la ventaja de la invención como se describe. La conformación a la que se hace referencia puede incluir doblado, conformación por estirado, mecanizado y otras operaciones de conformación conocidas en la técnica para conformar paneles u otros elementos para vehículos aeronáuticos, aeroespaciales u otros. La conformación que implica doblado u otra deformación plástica se puede realizar a temperatura ambiente o a temperaturas elevadas.

Descripción de los dibujos

La invención también se describirá con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:

la Fig. 1 es un diagrama esquemático de un producto aeroespacial compuesto laminado según una realización de la invención;

La Fig. 2 es un diagrama esquemático de un producto aeroespacial compuesto laminado que tiene cinco capas distintas según ciertas realizaciones ilustrativas de la invención.

la Fig. 3 es un esquema de flujo esquemático de varias realizaciones del proceso para fabricar un producto aeroespacial compuesto laminado según esta invención.

La Fig. 1 ilustra la realización de un producto aeroespacial compuesto laminado 10 que consiste en una estructura de tres capas de una capa de aleación de núcleo de la serie 2XXX 20 que tiene en cada lado una capa 30 de revestimiento de aleación de Al-Mg de una aleación de aluminio de la serie 5XXX como se establece y reivindica en la presente memoria. No se muestra aquí, sino en otra realización, que la aleación de núcleo de la serie 2XXX está revestida solo en un lado o cara con un revestimiento revestido de aleación de la serie 5XXX.

La Fig. 2 ilustra la realización de un producto aeroespacial compuesto laminado 10 que tiene una estructura de cinco capas que consiste en una capa de aleación de núcleo 20 de la serie 2XXX que tiene en cada lado una capa 30 de revestimiento de aleación de aluminio de la serie 5XXX como se establece y reivindica en la presente memoria, y en donde se interpone otra capa de revestimiento intermedia o revestida 40 de aleación de aluminio diferente entre la capa 20 de aleación de núcleo y la capa 30 de revestimiento de aleación de la serie 5XXX de manera que la capa 30 de revestimiento de aleación de la serie 5XXX forma la capa exterior del producto aeroespacial compuesto laminado 10. El revestimiento intermedio o la capa de revestimiento 40 también está hecha de una aleación de aluminio que tiene un contenido de Mg más bajo que la capa 30 de revestimiento de aleación de la serie 5XXX.

La Fig. 3 es un esquema de flujo esquemático de varias realizaciones del proceso de esta invención para fabricar un producto aeroespacial compuesto laminado. En el paso 1 del proceso, se funde un lingote de una aleación de la serie 2XXX que forma la aleación del núcleo del producto aeroespacial compuesto, que opcionalmente se puede descostrar en el paso 2 para eliminar las zonas de segregación cerca de la superficie fundida del lingote laminado y aumentar la planitud del producto. En el paso 3 del proceso, el lingote laminado se homogeneiza. Paralelamente, en el paso 4 del proceso, se funde un lingote de una aleación de la serie 5XXX para conformar al menos una capa de revestimiento sobre una superficie de la aleación del núcleo del producto aeroespacial compuesto y, opcionalmente, sobre ambas caras de la aleación del núcleo. Además, este lingote se puede descostrar opcionalmente en el paso 5. En el paso 6 del proceso, la aleación de la serie 5XXX se precalienta a la temperatura de inicio del laminado en caliente y, posteriormente, en el paso 7 del proceso, se lamina en caliente para conformar la(s) placa(s) de revestimiento ya que la capa de revestimiento suele ser mucho más delgada que el núcleo. En el paso 8 del proceso, la aleación del núcleo 2XXX y una placa de revestimiento de aleación de la serie 5XXX en uno o ambos lados de la aleación del núcleo se unen por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente. Dependiendo del calibre final deseado, el producto unido por laminación se puede laminar en frío en el paso 9 del proceso hasta el calibre final, por ejemplo, hasta un producto en lámina o un producto de placa de calibre delgado. En el paso 10 del proceso, el producto aeroespacial laminado se trata térmicamente en solución, luego se enfría en el paso 11 del proceso y preferiblemente se estira en el paso 12 del proceso.

En una realización, el producto enfriado se conforma en el proceso de conformación 13 y el envejecimiento, es decir, el envejecimiento natural o artificial, en el paso 14 del proceso hasta el temple final, p. ej., un temple T3 o T8.

En una realización, el proceso de conformación 13 y el envejecimiento del paso 14 del proceso se pueden combinar, por ejemplo, la operación de conformación se realiza a una temperatura en un rango de 140 °C a 200 °C, y preferiblemente durante un tiempo en un rango de 1 a 50 horas, de manera que también se produce un envejecimiento artificial tanto del núcleo de la serie 2XXX como de la capa o capas de revestimiento de la serie 5XXX.

En una realización, el producto enfriado se envejece en el paso 14 del proceso, es decir, envejecimiento natural o artificial, hasta un temple deseado, y posteriormente se conforma en un proceso de conformación 13 en un producto conformado con forma predeterminada.

En una realización alternativa, después de la unión por laminación del núcleo de la serie 2XXX y la(s) capa(s) de revestimiento de la serie 5XXX hasta el calibre final, el producto laminado se conforma en un proceso de conformación 13 en una forma predeterminada, se trata térmicamente en solución del producto conformado en el paso 15 del proceso y se enfría en el paso 11 del proceso y seguido de envejecimiento, es decir, envejecimiento natural o artificial, en el paso 14 del proceso hasta el temple final, p. ej., un temple T3 o T8.

La invención no está limitada a las realizaciones descritas anteriormente, y que pueden variar ampliamente dentro del alcance de la invención como se define por las reivindicaciones adjuntas.

Claims (18)

REIVINDICACIONES

1. Un producto aeroespacial compuesto laminado que comprende una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de revestimiento de aleación de Al-Mg acoplada a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX, en donde la aleación de Al-Mg es una aleación de aluminio de la serie 5XXX que comprende del 0,4 % al 4,8 % de Mg, y preferiblemente del 0,7 % al 4,5 % de Mg.

2. Un producto aeroespacial compuesto laminado según la reivindicación 1, en donde la aleación de Al-Mg es una aleación de aluminio de la serie 5XXX que tiene una composición de, en % en peso:

Mg del 0,4 % al 4,8 %, preferiblemente del 0,7 % al 4,5 %, Si hasta el 0,3 %,

Fe hasta el 0,5 %,

Sc hasta el 0,5 %,

Mn hasta el 1,5 %,

Cu hasta el 0,2 %,

Cr hasta el 0,25 %,

Zr hasta el 0,25 %,

Zn hasta el 0,5 %,

Ti hasta el 0,2 %,

impurezas cada una <0,05 %, en total <0,15 %, y aluminio de balance.

3. Un producto aeroespacial compuesto laminado según la reivindicación 1 o 2, en donde la aleación de Al-Mg es una aleación de aluminio de la serie 5XXX que comprende, en % en peso:

Mg del 0,4 % al 3,0 %, preferiblemente del 0,4 % al 2,5 %, Si hasta el 0,3 %, preferiblemente hasta el 0,25 %,

Fe hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,40%,

Sc hasta el 0,04 %, preferiblemente hasta el 0,02 %,

Mn hasta el 1,5 %, preferiblemente hasta el 1 %,

Cu hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,10 %,

Cr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,15 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente hasta el 0,15 %,

Zn hasta el 0,5 %, preferiblemente hasta el 0,35 %,

Ti hasta el 0,2 %, preferiblemente hasta el 0,10 %,

impurezas cada una <0,05 %, en total <0,15 %, y aluminio de balance.

4. Un producto aeroespacial compuesto laminado según la reivindicación 1 o 2, en donde la aleación de Al-Mg es una aleación de aluminio de la serie 5XXX que comprende, en % en peso:

Mg del 3,0 % al 4,8 %, preferiblemente del 3,5 % al 4, 5 %, Sc del 0,02 % al 0,5 %, preferiblemente del 0,02 % al

Mn hasta el 1 %, preferiblemente del 0,3 % al 1,0 %,

Zr hasta el 0,25 %, preferiblemente del 0,05 % al 0,2 %, Cr hasta el 0,3 %,

Ti hasta el 0,2 %,

Cu hasta el 0,25 %,

Zn hasta el 0,5 %,

Fe hasta el 0,5 %,

Si hasta el 0,3 %,

impurezas cada una <0,05 %, en total <0,15 %, y aluminio de balance.

5. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en donde la capa de revestimiento de aleación de Al-Mg se acopla mediante unión por laminación a al menos una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX.

6. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en donde la capa de revestimiento de aleación de Al-Mg tiene un espesor en el rango del 1 % al 20 %, y preferiblemente del 1 % al 10 %, del espesor total del producto aeroespacial compuesto laminado.

7. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, que consiste en una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de revestimiento de aleación de Al-Mg acoplada a una superficie de la capa de núcleo de la serie 2XXX.

8. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, que consiste en una capa de núcleo de la serie 2XXX y una capa de revestimiento de aleación de Al-Mg acoplada a ambas superficies de la capa de núcleo de la serie 2XXX.

9. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en donde se coloca un revestimiento intermedio entre la capa de núcleo de la serie 2XXX y la capa de aleación de Al-Mg, y en donde el revestimiento intermedio está hecho de una aleación de aluminio diferente a la de la capa de aleación de Al-Mg y tiene un contenido de Mg más bajo que la aleación de Al-Mg.

10. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, en donde la aleación de la serie 2XXX de la capa de núcleo (20) tiene una composición de, en % en peso,

Cu del 1,9 % al 7,0 %, preferiblemente del 3,0 % al 6,8 %, más preferiblemente del

3,2 % al 4,95 %,

Mg del 0,30 % al 1,8 %, preferiblemente del 0,35 % al 1,8 %,

Mn hasta el 1,2 %, preferiblemente del 0,2 % al 1,2 %,

Si hasta el 0,40 %,

Fe hasta el 0,40 %,

Cr hasta el 0,35 %,

Zn hasta el 1,0 %,

Ti hasta el 0,15 %,

Zr hasta el 0,25 %,

V hasta el 0,25 %,

Li hasta el 2,0 %,

Ag hasta el 0,80 %,

Ni hasta el 2,5 %,

siendo el balance aluminio e impurezas.

11. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, en donde la capa de núcleo de la serie 2XXX (20) es de la aleación de la serie 2x24.

12. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en donde la capa de núcleo de la serie 2XXX (20) tiene un temple T3, T351, T39, T42, T8 o T851.

13. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, en donde el producto aeroespacial compuesto laminado (10) tiene un espesor total de 0,8 mm a 50,8 mm, y preferiblemente de 0,8 mm a 25,4 mm.

14. Un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, en donde el producto aeroespacial compuesto laminado es una parte estructural aeroespacial.

15. Método de fabricación de un producto aeroespacial compuesto laminado según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 14, que comprende los pasos de:

- proporcionar un lingote de una aleación de aluminio de la serie 2XXX para formar la capa de núcleo del producto aeroespacial compuesto;

- homogeneizar el lingote de la aleación de aluminio de la serie 2XXX a una temperatura en el rango de 400 °C a 505 °C durante al menos 2 horas;

- proporcionar un lingote o revestimiento laminado de una aleación de aluminio de la serie 5XXX para formar una capa de revestimiento exterior sobre la aleación de aluminio del núcleo de la serie 2XXX;

- opcionalmente, homogeneizar o precalentar el lingote de la aleación de aluminio de la serie 5XXX, preferiblemente a una temperatura en el rango de al menos 470 °C, preferiblemente en un rango de 480 °C a 570 °C, durante al menos 0,5 horas;

- unir por laminación la aleación de aluminio de la serie 5XXX a la aleación de núcleo de la serie 2XXX para formar un producto de unión por laminación, preferiblemente por medio de laminación en caliente, y opcionalmente seguida de laminación en frío;

- tratamiento térmico en solución del producto unido por laminación a una temperatura en el rango de 450 °C a 505 °C;

- enfriamiento del producto unido por laminación tratado térmicamente en solución por debajo de 100 °C, y preferiblemente hasta temperatura ambiente;

- opcionalmente, estirado del producto unido por laminación enfriado y tratado térmicamente en solución; y - envejecimiento del producto unido por laminación enfriado.

16. Método según la reivindicación 15, en donde el método comprende además la formación del producto unido por laminación enfriado y tratado térmicamente en solución, y opcionalmente también estirado, en un proceso de conformación en un producto de forma predeterminada.

17. Método según la reivindicación 15 y 16, en donde se realiza un paso de conformación (j) después del paso de envejecimiento (i).

18. Método según la reivindicación 17, en donde el paso de conformación (j) y el paso de envejecimiento (i) se combinan en un paso de conformación a temperatura elevada, preferiblemente a una temperatura en un rango de 140 °C a 200 °C, y preferiblemente durante un tiempo en un rango de 1 a 50 horas.