CN102080199A - 一种7b50-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法 - Google Patents

一种7b50-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法 Download PDF

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宋德玉
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Abstract

本发明是一种7B50-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于：7B50厚板制件的热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ra1.6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为2～4％，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。制件孔的孔边距≥1.7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距离与制件孔直径的比值。与现有技术相比，经本发明技术方案处理的7B50-T7751厚板的疲劳强度比未实施强化处理的制件提高17倍，而且操作工艺简便，利于生产控制。

Description

一种7B50-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法
技术领域
本发明是一种7B50-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，属于铝合金表面强化技术。
背景技术
7B50-T7751铝合金厚板不仅强度高，还具有优良的断裂韧性、抗应力腐蚀性能以及良好的淬透性，特别是60mm以上的预拉伸超厚板更适合于制造大型整体结构件，符合目前飞机结构设计的发展趋势，因而被广泛用作飞机的整体框、梁、机翼壁板等主承力结构件上。目前，对该合金研究主要集中于制坯方法、发展新的成形加工工艺及热处理制度等方面。而对提高合金使用性能等方面的文献、专利鲜有报道。
发明内容
本发明正是针对上述现有技术的状况设计提供了一种7B50-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其目的是大幅度提高其疲劳性能，以满足飞机制造业的要求。
本发明的目的是通过以下技术措施来实现的：
该种7B50-T7751厚板孔挤压强化方法，其特征在于：7B50厚板制件的热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ra1.6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为2～4％，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。挤压量优选值为2～3％。制件孔的孔边距≥1.7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距离与制件孔直径的比值。
本发明技术方案针对7B50-T7751合金零件制造飞机上壁板、框、樑等结构件时，孔连接处容易出现疲劳裂纹，而降低零件的疲劳寿命方面入手，通过孔挤压强化工艺对带孔制件进行强化，以提高合金的疲劳寿命；由于采用芯棒直接挤压的强化方法，降低了设计机翼上壁板等结构件中孔径及孔边距的难度。
本发明所述的孔挤压强化方法，利用金属芯棒挤压孔壁，使7B50-T7751铝合金厚板的孔表面层产生压缩变形，造成很高的宏观残余压应力，使微观组织结构发生变化，并降低了孔表面粗糙度，从而大幅度提高了合金的疲劳寿命。
本发明的优点是：
1、改善了7B50-T7751铝合金厚板的缺口敏感性，从而提高了带孔机翼上壁板的疲劳性能，且并未降低合金的强度；经本发明处理的7B50-T7751铝合金厚板疲劳寿命比未实施孔挤压强化处理制件的疲劳寿命提高了17倍以上。孔挤压后疲劳性能提高的原因在于，在孔壁强化层内造成很高的宏观残余压应力和微观组织结构的变化以及使孔表面粗糙度降低。在以上三种强化机制综合作用下，提高了制件孔壁强化层内的疲劳抗力，从而大幅度提高了挤压后7B50-T7751铝合金厚板的疲劳性能。
2、相对其他如喷丸强化和滚筒强化等方法，孔挤压强化提高了7B50-T7751铝合金厚板孔的强化均匀性，使制件疲劳性能明显提高；同时操作工艺简便，降低了结构件对孔连接处的设计要求，利于生产控制。
具体实施方式
以下将结合实施例对本发明技术方案作进一步地详述：
该种7B50-T7751厚板孔挤压强化方法，7A55铝合金的化学成份及重量百分比见表1所示，7B50厚板制件的热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ra1.6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为2～4％，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。制件孔的孔边距≥1.7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距离与制件孔直径的比值。
表2给出3个(1～3)采用本发明工艺参数挤压7B50-T7751铝合金厚板制件的疲劳寿命、未挤压状态(4)下制件的疲劳寿命以及挤压工艺不同于本发明工艺的疲劳寿命(5～7)。试验结果说明，采用本专利工艺挤压后，7B50-T7751铝合金厚板制件的疲劳寿命提高了17倍以上，其中经3％的挤压量挤压后，其疲劳寿命提高了28倍，远好于未挤压强化时合金的疲劳寿命。使用结果进一步说明孔挤压工艺能够显著改善合金的缺口敏感性，为该合金在飞机结构件上的应用奠定了良好的工艺基础。
表1 7B50-T7751铝合金厚板成分
  Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Cr   Zn   Ti   Zr   Al
  0.12   0.15   1.8～2.6   0.10   2.0～2.8   0.04   6.0～7.0   0.10   0.08～0.16   余量
表2实施例及未挤压状态下的疲劳性能数据
Figure BSA00000382529900031
在实施过程中，选择适当的挤压量是关键，本发明技术方案选择的挤压量为2～4％，是经过大量实验确定的。表2中5、6给出了2个挤压量低于2～4％的实施例，及7中1个挤压量高于2～4％的实施例，试验结果说明，这3种孔挤压工艺对7B50-T7751铝合金厚板制件的疲劳寿命的提高低于采用本发明技术方案获得的结果。
与现有技术相比，该工艺提高厚板的疲劳寿命最多可达28倍，远好于未挤压强化时合金的疲劳寿命。为该合金在飞机结构件上的应用奠定了良好的工艺基础。

Claims (3)

1.一种7B50-T7751厚板孔挤压强化方法，其特征在于：7B50厚板制件的热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ra1.6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为2～4％，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。
2.根据权利要求1所述的7B50-T7751厚板孔挤压强化方法，其特征在于：挤压量为2～3％。
3.根据权利要求1所述的7B50-T7751厚板孔挤压强化方法，其特征在于：制件孔的孔边距≥1.7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距离与制件孔直径的比值。
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