[go: up one dir, main page]

CN116411210A - 一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法 - Google Patents

一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116411210A
CN116411210A CN202310290338.4A CN202310290338A CN116411210A CN 116411210 A CN116411210 A CN 116411210A CN 202310290338 A CN202310290338 A CN 202310290338A CN 116411210 A CN116411210 A CN 116411210A
Authority
CN
China
Prior art keywords
content
extrusion
aluminum alloy
stress corrosion
die
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202310290338.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116411210B (zh
Inventor
曹善鹏
唐和壮
赵忠超
王兴瑞
孙有政
周况
侯星驰
庞广鑫
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shandong Nanshan Aluminium Co Ltd
Original Assignee
Shandong Nanshan Aluminium Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shandong Nanshan Aluminium Co Ltd filed Critical Shandong Nanshan Aluminium Co Ltd
Priority to CN202310290338.4A priority Critical patent/CN116411210B/zh
Publication of CN116411210A publication Critical patent/CN116411210A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116411210B publication Critical patent/CN116411210B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C22C21/14—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with silicon
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21C—MANUFACTURE OF METAL SHEETS, WIRE, RODS, TUBES, PROFILES OR LIKE SEMI-MANUFACTURED PRODUCTS OTHERWISE THAN BY ROLLING; AUXILIARY OPERATIONS USED IN CONNECTION WITH METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL
    • B21C23/00—Extruding metal; Impact extrusion
    • B21C23/002—Extruding materials of special alloys so far as the composition of the alloy requires or permits special extruding methods of sequences
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21C—MANUFACTURE OF METAL SHEETS, WIRE, RODS, TUBES, PROFILES OR LIKE SEMI-MANUFACTURED PRODUCTS OTHERWISE THAN BY ROLLING; AUXILIARY OPERATIONS USED IN CONNECTION WITH METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL
    • B21C23/00—Extruding metal; Impact extrusion
    • B21C23/02—Making uncoated products
    • B21C23/20—Making uncoated products by backward extrusion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21C—MANUFACTURE OF METAL SHEETS, WIRE, RODS, TUBES, PROFILES OR LIKE SEMI-MANUFACTURED PRODUCTS OTHERWISE THAN BY ROLLING; AUXILIARY OPERATIONS USED IN CONNECTION WITH METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL
    • B21C25/00—Profiling tools for metal extruding
    • B21C25/02—Dies
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21C—MANUFACTURE OF METAL SHEETS, WIRE, RODS, TUBES, PROFILES OR LIKE SEMI-MANUFACTURED PRODUCTS OTHERWISE THAN BY ROLLING; AUXILIARY OPERATIONS USED IN CONNECTION WITH METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL
    • B21C29/00—Cooling or heating extruded work or parts of the extrusion press
    • B21C29/003—Cooling or heating of work
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D9/00—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor
    • C21D9/0068—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor for particular articles not mentioned below
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C1/00—Making non-ferrous alloys
    • C22C1/02—Making non-ferrous alloys by melting
    • C22C1/026—Alloys based on aluminium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C22C21/16—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with magnesium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C22C21/18—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with zinc
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/002—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working by rapid cooling or quenching; cooling agents used therefor
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/057—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with copper as the next major constituent

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Extrusion Of Metal (AREA)

Abstract

本发明提供了一种大飞机用高抗应力腐蚀开裂性能的Al‑Mg‑Cu系铝合金L型挤压材的制备方法，主要过程为：合金成分配比、熔铸、圆铸锭均匀热处理、挤压处理、预拉伸、预锯切、固溶热处理、拉伸矫直、自然时效。经该方法制备的铝合金L型挤压材，其抗应力腐蚀开裂性能显著高于现有主流航空主机厂的验收要求，且通过排布挤压模孔布局的方式，可有针对性地进一步提高L型挤压材不同位置的抗应力腐蚀开裂性能，使Al‑Mg‑Cu系铝合金得到更为广泛的应用，增加飞机服役寿命，降低维修养护成本。

Description

一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材 产品及制造方法
技术领域
本发明属于铝合金的技术生产领域，具体涉及一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法。
背景技术
铝合金的应力腐蚀开裂行为(SCC)已经研究了50余年，由于民航领域对高强度铝合金的迫切需求，导致其仍然是一个非常重要的研究领域。高性能铝合金具有高比强度、高比刚度，优良的综合性能，在第二次世界大战期间，就作为结构件被广泛使用在航空、航天等领域。但在铝合金实际服役过程中，常常会出现局部腐蚀的现象及应力腐蚀问题。而应力腐蚀过程往往是隐秘发生的，直到材料失效的过程中都观察不到明显的迹象,这种失效发生在潜在易受影响的合金材料中，并且在使用过程中这种合金可能在没有任何事先警告的情况下经常失效，并导致灾难性事故
2系铝合金由于其优异的性能在航空航天等领域得到了广泛应用，同时还具有非常优异的发展前景。但是，复杂服役环境中2系铝合金L型构件在静应力和腐蚀介质的耦合作用下，导致材料的抗拉强度显著降低且极易发生应力腐蚀开裂，大大减少了服役寿命和服役性能。同时在实际生产航空用L型挤压材中我们发现，不仅对整体L型材的抗应力腐蚀性能有要求，同时根据材料所应用的环境不同，对L型材的不同位置的应力腐蚀性能也要进行单独的要求。制备一种高抗应力腐蚀性能，并能分别提高不同位置应力腐蚀性能的Al-Cu-Mg系铝合金，一直是困扰L型挤压材的难题。尤其是Al-Cu-Mg系铝合金L型材的立筋部分应力腐蚀性能一直无法保证，使其无法服役于复杂的航空环境。就当前情况而言，找到一种提高航空用Al-Cu-Mg系铝合金L型挤压材不同位置抗应力腐蚀性能的方法是亟待解决的问题。
发明内容
为了解决上述现有技术中提到的不足，本发明提供了一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材制造方法。
一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材制造方法，包括以下步骤：
(1)合金成分配比：Si含量低于0.05％，Fe含量低于0.05％，Cu含量4.0-4.2％，Mn含量0.4-0.6％，Mg含量1.4-1.6％，Cr含量低于0.10％，Zn含量低于0.20％，Ti含量低于0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火。第一级均匀化退火制度：在420-430℃的条件下，保温6-10h；第二级均匀化退火制度：在490-498℃的条件下，保温20-24h。升温速率30-40℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温。
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度5-10mm，可使偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为双模孔模具，分别为上下双孔模具(附图2)和左右双孔模具(附图3)；
b.模具加热:将模具加热至390-410℃，并在该温度下保温4-20h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至370-400℃，并在该温度下保温10-30min。
d.挤压筒加热:将挤压筒加热至390-420℃，并在该温度下保温30-60min。
e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比20-40，挤压速度1.5-2.5mm/s，圆铸锭压余长度60-80mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生0.5-1.0％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度800-1000mm，尾端切除长度400-600mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在488-498℃温度下保温180-210min，采用浸入式水冷的淬火方式，淬火延迟时间不超过15s，型材完全浸入水中后，保持浸泡状态4-10min，淬火前后水温控制在30℃以下。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，一次拉伸矫直变形量为0.5％-1.0％，二次拉伸矫直变形量为1.0％-1.5％拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间不应超过4h。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间至少为96h。
一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品，所述的成分配比：Si含量低于0.05％，Fe含量低于0.05％，Cu含量4.0-4.2％，Mn含量0.4-0.6％，Mg含量1.4-1.6％，Cr含量低于0.10％，Zn含量低于0.20％，Ti含量低于0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、由附图4、附图5可以看到，通过合金成分的优化控制，在晶界处分布的S相(Al2CuMg)较少，同时伴随着亚微米级析出相——T相(CuMn2Al12)的析出，T相将与S相发生竞争关系，将进一步减少晶界处的S相，高电位的Cu也会随之减少，在晶界处避免了Cu大量聚集而与晶粒内部形成的电势差，进而避免了晶界处腐蚀通道的形成，最终保证了材料的抗应力腐蚀性能。另一方面，两次小变形尽可能降低位错储能，从整张图上也能看出来位错分布较少，降低了材料当中的应力集中，提高了材料的抗应力腐蚀能力。
2、通过优化合金成分、固溶保温时间、淬火方式、模孔布局方式种方法来达到优化组织的目的，事实证明固溶保温时间和淬火方式对组织和抗应力腐蚀性能影响相对较小，模孔布局和合金成分优化对抗应力腐蚀性能的影响更明显，起到了优化晶粒形态和析出相形态的效果，从而使得我们不仅大幅提高了2224铝合金抗应力腐蚀能力(按目前国际航空标准)，而且可以根据模孔布局方式来对某一拥有特殊要的位置的应力腐蚀能力进行小幅度优化，这对大飞机零件供需有着很强的实用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是2224铝合金T3511态L型挤压材显微组织TEM图；图2是挤压模具横截面及模孔排布(上下)示意图；图3是挤压模具横截面及模孔排布(左右)示意图；图4是2224铝合金LT方向T3511态TEM(上下双孔)示意图；图5是晶界局部放大图及能谱分析(上下双孔)图；图6应力腐蚀取样位置分布图；图7是挤压模具横截面及模孔排布(单孔)示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
(1)圆铸锭合金成分配比：Si含量0.04％，Fe含量0.05％，Cu含量4.1％，Mn含量0.4％，Mg含量1.6％，Cr含量0.10％，Zn含量0.20％，Ti含量0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火。第一级均匀化退火制度：在425℃的条件下，保温8h；第二级均匀化退火制度：在492℃的条件下，保温24h。升温速率40℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温。
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度8mm，经检验，偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为双模孔模具，模孔排布方式上下双孔(图2)；
b.模具加热:将模具加热至400℃，并在该温度下保温5h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至385℃，并在该温度下保温30min。d.挤压筒加热:将挤压筒加热至410℃，并在该温度下保温40min。e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比20，挤压速度2.0mm/s，圆铸锭压余长度60mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生沿长度方向0.8％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度800mm，尾端切除长度500mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在494℃温度下保温180min，采用浸入式水冷的淬火方式，淬火延迟时间13s，型材完全浸入水中后，保持浸泡状态8min，淬火前水温23.2℃，淬火后水温24.6℃。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，第一次拉伸矫直变形量为0.5％，第二次拉伸矫直变形量为1.5％，拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间3h20min。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间96h30min。
(11)将自然时效完成后的挤压型材的进行取样，取样位置见图6，用于应力腐蚀检测，检测结果如下：
表1实施例1应力腐蚀测试结果
Figure SMS_1
实施例2
(1)圆铸锭合金成分配比：Si含量0.05％，Fe含量0.05％，Cu含量4.2％，Mn含量0.6％，Mg含量1.4％，Cr含量0.10％，Zn含量0.20％，Ti含量0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火。第一级均匀化退火制度：在420℃的条件下，保温10h；第二级均匀化退火制度：在495℃的条件下，保温22h。升温速率35℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温。
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度10mm，经检验，偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为双模孔模具，模孔排布方式左右双孔(图3)；
b.模具加热:将模具加热至390℃，并在该温度下保温20h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至400℃，并在该温度下保温20min。d.挤压筒加热:将挤压筒加热至420℃，并在该温度下保温35min。e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比20，挤压速度2.5mm/s，圆铸锭压余长度65mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生沿长度方向0.6％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度950mm，尾端切除长度500mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在493℃温度下保温210min，采用浸入式水冷的淬火方式，淬火延迟时间13s，型材完全浸入水中后，保持浸泡状态9min，淬火前水温22.8℃，淬火后水温23.8℃。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，第一次拉伸矫直变形量为0.8％，第二次拉伸矫直变形量为1.4％，拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间3h50min。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间97h10min。
(11)将自然时效完成后的挤压型材的进行取样，取样位置见图6，用于应力腐蚀检测，检测结果如下：
表2实施例2应力腐蚀性能测试结果
Figure SMS_2
实施例3
(1)圆铸锭合金成分配比：Si含量0.05％，Fe含量0.05％，Cu含量4.0％，Mn含量0.5％，Mg含量1.6％，Cr含量0.10％，Zn含量0.20％，Ti含量0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火。第一级均匀化退火制度：在430℃的条件下，保温6h；第二级均匀化退火制度：在490℃的条件下，保温26h。升温速率40℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温。
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度7mm，经检验，偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为双模孔模具，模孔排布方式上下双孔(图2)；
b.模具加热:将模具加热至410℃，并在该温度下保温8h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至370℃，并在该温度下保温25min。d.挤压筒加热:将挤压筒加热至400℃，并在该温度下保温60min。e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比20，挤压速度1.5mm/s，圆铸锭压余长度70mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生沿长度方向1.0％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度900mm，尾端切除长度400mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在496℃温度下保温200min，采用浸入式水冷的淬火方式，淬火延迟时间14s，型材完全浸入水中后，保持浸泡状态6min，淬火前水温25.8℃，淬火后水温27.1℃。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，第一次拉伸矫直变形量为0.6％，第二次拉伸矫直变形量为1.4％，拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间2h50min。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间98h45min。
(11)将自然时效完成后的挤压型材的进行取样，取样位置见图6，用于应力腐蚀检测，检测结果如下：
表3实施例3应力腐蚀性能测试结果
Figure SMS_3
对比例1
(1)圆铸锭合金成分配比：Si含量0.05％，Fe含量0.05％，Cu含量4.2％，Mn含量0.6％，Mg含量1.6％，Cr含量0.10％，Zn含量0.20％，Ti含量0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火。第一级均匀化退火制度：在430℃的条件下，保温6h；第二级均匀化退火制度：在498℃的条件下，保温20h。升温速率30℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温；
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度6mm，经检验，偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为单模孔模具，模孔排布方式单孔(图7)；
b.模具加热:将模具加热至400℃，并在该温度下保温6h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至390℃，并在该温度下保温5min。d.挤压筒加热:将挤压筒加热至405℃，并在该温度下保温25min。e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比40，挤压速度1.5mm/s，圆铸锭压余长度70mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生沿长度方向1.0％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度1000mm，尾端切除长度600mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在494℃温度下保温200min，采用浸入式水冷的淬火方式，淬火延迟时间15s，型材完全浸入水中后，保持浸泡状态9min，淬火前水温23.5℃，淬火后水温24.5℃。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，第一次拉伸矫直变形量为0.9％，第二次拉伸矫直变形量为1.2％，拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间4hmin。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间101h10min。
(11)将自然时效完成后的挤压型材的进行取样，取样位置见图6，用于应力腐蚀检测，检测结果如下：
表4对比例1应力腐蚀性能测试结果
Figure SMS_4
对比例1除选用了单孔模具外，采用了优化后的工艺，使用该制造方法生产出的产品，其抗应力腐蚀开裂性能也可满足国际航空标准要求，但由于单孔挤压在设备能力的适用性和型材尺寸上受限比较严重(考虑挤压比范围10-40为宜)，而型材的尺寸和形状在当今也是越来越多，相较于双孔或多孔模具，单孔模具无法有针对性的调控某个局部位置的微观组织，在进一步提高抗应力腐蚀开裂性能方面存在局限性。
对比例2
(1)圆铸锭合金成分配比：Si含量0.05％，Fe含量0.05％，Cu含量4.2％，Mn含量0.6％，Mg含量1.6％，Cr含量0.10％，Zn含量0.20％，Ti含量0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行单级均匀化退火。单级均匀化退火制度：在490℃的条件下，保温18h，升温速率25℃/h，保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温。
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度10mm，经检验，偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为单模孔模具，模孔排布方式(图7)；
b.模具加热:将模具加热至395℃，并在该温度下保温13h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至370℃，并在该温度下保温5min。d.挤压筒加热:将挤压筒加热至400℃，并在该温度下保温35min。e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比40，挤压速度1.6mm/s，圆铸锭压余长度50mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生沿长度方向1.0％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度1000mm，尾端切除长度600mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在494℃温度下保温200min，采用喷淋式水冷的淬火方式，淬火延迟时间160s，型材完全进入水中后，保持浸泡状态0min，淬火前水温23.5℃，淬火后水温24.5℃。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，第一次拉伸矫直变形量为0.4％，第二次拉伸矫直变形量为1.2％，拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间4h30min。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间96h5min。
(11)将自然时效完成后的挤压型材的进行取样，用于应力腐蚀检测，取样位置见图6，检测结果如下：
表5对比例2应力腐蚀性能测试结果
Figure SMS_5
Figure SMS_6
对比例2,采用了优化前的合金成分和挤压工艺，采用单级均匀化制度，对微观偏析消除的不完全，导致枝晶间区域出现大量含Cu析出相，从而使晶粒内外产生一定的电势差，导致抗应力腐蚀能力下降，而有的微观偏析消除的好，抗应力腐蚀能力相应也会得到改善，最后我们发现他的抗应力腐蚀性能总在标准要求的上下浮动，十分影响成品率和生产效率，直接影响到公司的整体收益和品牌能力。
对比例3
(1)圆铸锭合金成分配比：Si含量0.11％，Fe含量0.13％，Cu含量4.2％，Mn含量0.6％，Mg含量1.4％，Cr含量0.10％，Zn含量0.20％，Ti含量0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火。第一级均匀化退火制度：在426℃的条件下，保温8h；第二级均匀化退火制度：在496℃的条件下，保温22h。升温速率40℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温。
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度8mm，经检验，偏析层完全被去除。
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为双模孔模具，模孔排布方式上下双孔(图2)；
b.模具加热:将模具加热至405℃，并在该温度下保温6h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至380℃，未进行保温处理。
d.挤压筒加热:将挤压筒加热至400℃，并在该温度下保温30min。e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比20，挤压速度2.3mm/s，圆铸锭压余长度65mm，得到自由状态(F)的挤压材。
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生沿长度方向0.6％的变形量。
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度950mm，尾端切除长度500mm。
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在493℃温度下保温210min，采用喷淋式淬火，淬火延迟时间210s，型材完全进入水中后，未进行浸泡，淬火前水温22.2℃，淬火后水温23.8℃。
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，第一次拉伸矫直变形量为0.8％，第二次拉伸矫直变形量为1.4％，拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间3h50min。
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材。L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间100h25min。
(11)将自然时效完成后的挤压型材的进行取样，取样位置见图6，用于应力腐蚀检测，检测结果如下：
表6对比例3应力腐蚀性能测试结果
Figure SMS_7
对比例3选用了传统的2xxx合金配比成分，采用上下双孔布局，发现其抗应力腐蚀开裂性能相较于优化后的工艺方案有小幅下降，且性能稳定性降低，不利于大批量持续稳定生产。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (2)

1.一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品制造方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)合金成分配比：Si含量低于0.05％，Fe含量低于0.05％，Cu含量4.0-4.2％，Mn含量0.4-0.6％，Mg含量1.4-1.6％，Cr含量低于0.10％，Zn含量低于0.20％，Ti含量低于0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％；
(2)熔炼铸造：将配比完成后的铝及合金原料放于熔炼炉中熔炼为液态铝合金，经搅拌、扒渣、合金化、精炼、除气、过滤后通过铸造盘将液态铝合金熔铸为铝合金圆铸锭；
(3)均匀化退火：将铸造完成后的圆铸锭进行均匀化退火，第一级均匀化退火制度：在420-430℃的条件下，保温6-10h；第二级均匀化退火制度：在490-498℃的条件下，保温20-24h，升温速率30-40℃/h，二级均匀化保温结束后，将圆铸锭自然冷却至室温；
(4)车皮：将均匀化退火完成后的铸锭进行车皮，单边车皮厚度5-10mm，可使偏析层完全被去除；
(5)挤压处理：
a.模具设计：将L型材的模具设计为双模孔模具，分别为左右双孔模具和上下双孔模具；
b.模具加热:将模具加热至390-410℃，并在该温度下保温4-20h；
c.圆铸锭加热:将圆铸锭加热至370-400℃，并在该温度下保温10-30min；
d.挤压筒加热:将挤压筒加热至390-420℃，并在该温度下保温30-60min；
e.挤压:待模具、圆铸锭、挤压筒加热均达到上述工艺要求后，将模具、圆铸锭先后通过机械手装入挤压机内，采用反向挤压的方式进行挤压，挤压比20-40，挤压速度1.5-2.5mm/s，圆铸锭压余长度60-80mm，得到自由状态(F)的挤压材；
(6)预拉伸：将自由状态的挤压材进行预拉伸，使其产生0.5-1.0％的变形量；
(7)预锯切：将预拉伸后的L型材进行预锯切，头端切除长度800-1000mm，尾端切除长度400-600mm；
(8)固溶热处理：将预锯切后的L型材进行固溶热处理，固溶制度：在488-498℃温度下保温180-210min，采用浸入式水冷的淬火方式，淬火延迟时间不超过15s，型材完全浸入水中后，保持浸泡状态4-10min，淬火前后水温控制在30℃以下；
(9)拉伸矫直：将固溶热处理后的L型材进行两次拉伸矫直，一次拉伸矫直变形量为0.5％-1.0％，二次拉伸矫直变形量为1.0％-1.5％拉伸矫直完工与固溶完工的间隔时间不应超过4h；
(10)自然时效：将拉伸矫直后的L型材放置于室温环境下进行自然时效，最终得到T3511状态的铝合金型材，L型材摆放时控制开口朝向一致，将固溶热处理完成时间记为自然时效开始时间，精确到分钟，自然时效时间至少为96h。
2.一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品，其特征在于：所述的成分配比：Si含量低于0.05％，Fe含量低于0.05％，Cu含量4.0-4.2％，Mn含量0.4-0.6％，Mg含量1.4-1.6％，Cr含量低于0.10％，Zn含量低于0.20％，Ti含量低于0.10％，余量为Al及不可避免杂质；其中，不可避免杂质的单个含量不超0.05％，合计不超0.15％。
CN202310290338.4A 2023-03-23 2023-03-23 一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法 Active CN116411210B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310290338.4A CN116411210B (zh) 2023-03-23 2023-03-23 一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310290338.4A CN116411210B (zh) 2023-03-23 2023-03-23 一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116411210A true CN116411210A (zh) 2023-07-11
CN116411210B CN116411210B (zh) 2024-09-10

Family

ID=87055823

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310290338.4A Active CN116411210B (zh) 2023-03-23 2023-03-23 一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116411210B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN119663027A (zh) * 2024-12-13 2025-03-21 东北轻合金有限责任公司 一种航空用Al-Cu-Mg铝合金薄壁小规格挤压型材的制备方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001181768A (ja) * 1999-12-17 2001-07-03 Furukawa Electric Co Ltd:The 自動車構造部材用アルミニウム合金押出し材およびその製造方法
US20010020501A1 (en) * 1999-01-15 2001-09-13 John Liu Aluminum alloy extrusions having a substantially unrecrystallized structure
US20070151637A1 (en) * 2005-10-28 2007-07-05 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-Cu-Mg ALLOY SUITABLE FOR AEROSPACE APPLICATION
US20080066833A1 (en) * 2006-09-19 2008-03-20 Lin Jen C HIGH STRENGTH, HIGH STRESS CORROSION CRACKING RESISTANT AND CASTABLE Al-Zn-Mg-Cu-Zr ALLOY FOR SHAPE CAST PRODUCTS
CN109136506A (zh) * 2018-08-24 2019-01-04 山东南山铝业股份有限公司 一种用于抑制铝合金型材粗晶环的加工方法及铝合金型材
CN111424199A (zh) * 2020-04-02 2020-07-17 山东南山铝业股份有限公司 一种民机机翼下长桁用2系铝合金型材及其制造方法
CN111500910A (zh) * 2020-04-26 2020-08-07 西北铝业有限责任公司 一种大飞机机翼下壁板长桁用铝合金型材及其制备方法
CN115582446A (zh) * 2022-09-08 2023-01-10 山东南山铝业股份有限公司 一种高强7系铝合金低本高效生产工艺

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010020501A1 (en) * 1999-01-15 2001-09-13 John Liu Aluminum alloy extrusions having a substantially unrecrystallized structure
JP2001181768A (ja) * 1999-12-17 2001-07-03 Furukawa Electric Co Ltd:The 自動車構造部材用アルミニウム合金押出し材およびその製造方法
US20070151637A1 (en) * 2005-10-28 2007-07-05 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-Cu-Mg ALLOY SUITABLE FOR AEROSPACE APPLICATION
US20080066833A1 (en) * 2006-09-19 2008-03-20 Lin Jen C HIGH STRENGTH, HIGH STRESS CORROSION CRACKING RESISTANT AND CASTABLE Al-Zn-Mg-Cu-Zr ALLOY FOR SHAPE CAST PRODUCTS
CN109136506A (zh) * 2018-08-24 2019-01-04 山东南山铝业股份有限公司 一种用于抑制铝合金型材粗晶环的加工方法及铝合金型材
CN111424199A (zh) * 2020-04-02 2020-07-17 山东南山铝业股份有限公司 一种民机机翼下长桁用2系铝合金型材及其制造方法
CN111500910A (zh) * 2020-04-26 2020-08-07 西北铝业有限责任公司 一种大飞机机翼下壁板长桁用铝合金型材及其制备方法
CN115582446A (zh) * 2022-09-08 2023-01-10 山东南山铝业股份有限公司 一种高强7系铝合金低本高效生产工艺

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
晁代义等: "大尺寸Al-Zn-Mg-Cu铝合金铸锭均匀化工艺研究", 材料导报, no. 1, 25 May 2020 (2020-05-25), pages 338 - 340 *
林光磊: "7A04-T6铝合金棒材生产工艺研究", 轻合金加工技术, no. 11, 20 November 2007 (2007-11-20), pages 33 - 35 *
许晨玲等: "2224铝合金挤压件T3510处理工艺研究", 轻合金加工技术, vol. 29, no. 11, 20 November 2001 (2001-11-20), pages 33 - 35 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN119663027A (zh) * 2024-12-13 2025-03-21 东北轻合金有限责任公司 一种航空用Al-Cu-Mg铝合金薄壁小规格挤压型材的制备方法
CN119663027B (zh) * 2024-12-13 2026-01-23 东北轻合金有限责任公司 一种航空用Al-Cu-Mg铝合金薄壁小规格挤压型材的制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN116411210B (zh) 2024-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110184513B (zh) 高抗应力腐蚀Al-Zn-Mg-Cu铝合金型材及其制备方法
CN106399773B (zh) 一种高强高韧铝合金型材
CN111676400B (zh) 一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材及其制备方法
CN110129638B (zh) 一种航天用铝合金多变截面挤压型材及其制备方法
CN113136497B (zh) 一种高强耐应力腐蚀的铝合金型材的制备方法
CN111549264B (zh) 一种高强度耐腐蚀的5383铝合金及船用型材制备工艺
CN113234946B (zh) 一种高密度、轻量化工程车用框架材料的制备方法
CN113981344A (zh) 一种航空用高损伤容限2系铝合金厚板的制备方法
CN115747563B (zh) 一种海洋工程用Cu-15Ni-8Sn基合金及其制备方法
CN116445753B (zh) 一种提高民机用2系铝合金型材性能一致性的型材制造方法
CN118996177B (zh) 一种6系高强度铝合金锻造性能件及其制备方法和应用
CN112375945A (zh) 新能源汽车电池托盘挤压用6061合金铝型材及其加工工艺
CN116411210B (zh) 一种大飞机用高抗应力腐蚀性能的Al-Mg-Cu系铝合金L型材产品及制造方法
CN112795821A (zh) 高强度、耐腐蚀高压泵体螺栓用铝合金及其制备方法
CN110551928A (zh) 一种5654铝合金焊丝线坯的生产方法
CN114686721B (zh) 一种高强度铜合金棒材及其制备方法
CN112899535A (zh) 新能源电池托盘用6系铝合金型材及其加工方法
CN103659181A (zh) 铝合金槽型件的制备工艺
CN115927930A (zh) 一种高强度铝合金型材加工工艺
CN112760532A (zh) 一种装卸转运平台用铝合金型材及其制备方法
CN115821131B (zh) 一种低疲劳裂纹扩展速率2系铝合金型材及其制造方法
CN115537590B (zh) 一种汽车冲压用阀体材料的制备方法
CN117646126A (zh) 一种高速轨道交通用高强耐高温铝青铜导条的制备方法
CN113373330B (zh) 一种轨道交通用大尺寸铝合金型材及其生产方法
CN116144995A (zh) 一种提高民机用7系铝合金型材性能一致性的型材制造方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant