CN102080200A - 一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法 - Google Patents

一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102080200A
CN102080200A CN 201010584521 CN201010584521A CN102080200A CN 102080200 A CN102080200 A CN 102080200A CN 201010584521 CN201010584521 CN 201010584521 CN 201010584521 A CN201010584521 A CN 201010584521A CN 102080200 A CN102080200 A CN 102080200A
Authority
CN
China
Prior art keywords
hole
workpiece
product
extruding
aluminium alloy
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.)
Pending
Application number
CN 201010584521
Other languages
English (en)
Inventor
龚澎
吴秀亮
张坤
宋德玉
黄敏
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.)
BEIJING INSTITUTE OF AERONAUTICAL MATERIALS CHINA AVIATION INDUSTRY GROUP Corp
Original Assignee
BEIJING INSTITUTE OF AERONAUTICAL MATERIALS CHINA AVIATION INDUSTRY GROUP Corp
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 BEIJING INSTITUTE OF AERONAUTICAL MATERIALS CHINA AVIATION INDUSTRY GROUP Corp filed Critical BEIJING INSTITUTE OF AERONAUTICAL MATERIALS CHINA AVIATION INDUSTRY GROUP Corp
Priority to CN 201010584521 priority Critical patent/CN102080200A/zh
Publication of CN102080200A publication Critical patent/CN102080200A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Landscapes

  • Extrusion Of Metal (AREA)

Abstract

本发明是一种7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于：7A55铝合金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2.5～4.5％，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7A55-T7751疲劳寿命比未实施挤压处理的制件提高了35倍以上，完全满足飞机上壁板的使用要求；而且操作工艺简便，利于生产控制。

Description

一种7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法
技术领域
本发明是一种7A55-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
7A55-T7751铝合金厚板是超高强铝合金中的杰出代表，具有600MPa级的超高强度、较好的断裂韧性和抗应力腐蚀性能，主要应用于机翼壁板、框、梁等关键承力构件，7A55-T7751铝合金厚板通常采用螺栓孔连接的干涉配合方式，由于合金的缺口敏感性高，在承受交变载荷时容易产生应力集中而断裂。因此，零件的失效多数以疲劳方式发生，特别是带螺栓孔的零件因孔边应力集中而发生的疲劳破坏。
发明内容
本发明正是针对上述现有技术状况而设计提供了一种7A55-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7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于：7A55铝合金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2.5～4.5％，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。挤压量的优选值为2.5％。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超高强7A55-T7751铝合金厚板的孔挤压强化工艺进行深入地研究，通过大量疲劳寿命试验，提出该种合金孔挤压强化工艺。该工艺能够显著改善合金的缺口敏感性，降低孔连接处的应力集中，改善合金的疲劳性能，满足飞机上壁板的使用要求。
本发明技术方案利用金属芯棒挤压孔壁，使7A55-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7A55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；经本发明处理的7A55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35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7A55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7A55-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，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7A55-T7751铝合金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，7A55铝合金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2.5～4.5％，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4个(1～3)采用本发明工艺挤压7A55-T7751铝合金厚板的疲劳寿命、1个(4)未挤压状态下制件的疲劳寿命和3个(5～7)其它挤压工艺下制件的疲劳寿命。试验结果说明，采用本专利工艺挤压后，7A55-T7751铝合金厚板制件的疲劳寿命提高了35倍以上，其中经2.5％的过盈量挤压后，其疲劳寿命提高了76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 7A55-T7751铝合金厚板合金成分
  Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Cr   Zn   Ti   Zr   Al
  ≤0.10   ≤0.10   1.8～2.5   ≤0.05   1.8～2.8   ≤0.04   7.5～8.5   0.01～0.05   0.08～0.20   余量
表2疲劳性能数据
Figure BSA00000382545300031
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2.5～4.5％的挤压量是经过大量实验确定的。表2中5～7给出了3个挤压量非推荐工艺的实施例，试验结果说明，这3种工艺对7A55-T7751铝合金厚板制件疲劳寿命的改善作用远小于最佳强化工艺的强化效果。
与现有技术相比，该工艺提高厚板的疲劳寿命最多可达76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7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于：7A55铝合金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2.5～4.5％，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7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于：挤压量为2.5％。
3.根据权利要求1所述的7A55-T7751铝合金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。
CN 201010584521 2010-12-13 2010-12-13 一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法 Pending CN102080200A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN 201010584521 CN102080200A (zh) 2010-12-13 2010-12-13 一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN 201010584521 CN102080200A (zh) 2010-12-13 2010-12-13 一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102080200A true CN102080200A (zh) 2011-06-01

Family

ID=44086388

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN 201010584521 Pending CN102080200A (zh) 2010-12-13 2010-12-13 一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102080200A (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103160763A (zh) * 2013-03-15 2013-06-19 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种7a12-t7352铝合金锻件孔挤压强化方法
CN103302120A (zh) * 2012-03-09 2013-09-18 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种单双耳接头对接孔冷挤压强化处理工艺方法
CN106011709A (zh) * 2016-07-05 2016-10-12 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种2297-t87铝锂合金航空零件制造方法
CN106637344A (zh) * 2016-12-07 2017-05-10 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种7a85‑t7452铝合金航空零件硼硫酸阳极化前处理方法
CN106637343A (zh) * 2016-12-07 2017-05-10 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种7a85‑t7452铝合金航空零件硬质阳极化前处理方法
CN113664460A (zh) * 2021-09-26 2021-11-19 中国航发北京航空材料研究院 一种提高7050-t7451铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法
CN113722825A (zh) * 2021-08-31 2021-11-30 清华大学 用于孔强化的挤压芯棒及其设计方法、孔强化系统

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《航空工艺技术》 19941231 汪裕炳 "铝合金孔的冷挤压强化" 第3-5页 1-3 , 第6期 *
《航空材料学报》 20101031 张坤 等 "孔挤压强化对超高强7055-T7751厚板组织性能的影响" 第44页 1-3 第30卷, 第5期 *
《金属热处理》 20071231 高玉魁 "孔挤压强化对23Co14Ni12Cr3MoE钢疲劳性能的影响" 第34-35页 1-3 第32卷, 第11期 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103302120A (zh) * 2012-03-09 2013-09-18 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种单双耳接头对接孔冷挤压强化处理工艺方法
CN103160763A (zh) * 2013-03-15 2013-06-19 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种7a12-t7352铝合金锻件孔挤压强化方法
CN106011709A (zh) * 2016-07-05 2016-10-12 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种2297-t87铝锂合金航空零件制造方法
CN106011709B (zh) * 2016-07-05 2017-11-21 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种2297‑t87铝锂合金航空零件制造方法
CN106637344A (zh) * 2016-12-07 2017-05-10 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种7a85‑t7452铝合金航空零件硼硫酸阳极化前处理方法
CN106637343A (zh) * 2016-12-07 2017-05-10 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种7a85‑t7452铝合金航空零件硬质阳极化前处理方法
CN113722825A (zh) * 2021-08-31 2021-11-30 清华大学 用于孔强化的挤压芯棒及其设计方法、孔强化系统
CN113722825B (zh) * 2021-08-31 2024-06-18 清华大学 用于孔强化的挤压芯棒及其设计方法、孔强化系统
CN113664460A (zh) * 2021-09-26 2021-11-19 中国航发北京航空材料研究院 一种提高7050-t7451铝合金带孔航空零件疲劳寿命的方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102080200A (zh) 一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法
CN109423580B (zh) 一种汽车空心稳定杆用钢管及其制造方法
CN103341520A (zh) 一种tb9矩形截面钛合金丝材制备工艺
CN1706979A (zh) 机械设备提升系统承载零件用铸钢及其制造方法
JP6246761B2 (ja) 機械構造用鋼部材の製造方法
CN105302955A (zh) 轿车旋锻轴的硬度及硬度分布设计方法
WO2011129179A1 (ja) ばねおよびその製造方法
CN102080199A (zh) 一种7b50-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法
CN103160763A (zh) 一种7a12-t7352铝合金锻件孔挤压强化方法
WO2010101154A1 (ja) 鋼線の製造方法
CN107881309A (zh) 一种孔挤压强化用开缝衬套和强化方法
CN105088012B (zh) 应用内燃机车上的钛合金活塞连杆组及工艺方法
CN107151759A (zh) 一种用于制备高温重载条件下大型热锻模具的特种铸钢及其制备方法
EP3187610A1 (en) Steel for high-strength bolt, and high-strength bolt
Yao et al. Effect of inclusion size on the high cycle fatigue strength and failure mode of a high V alloyed powder metallurgy tool steel
Aksoy et al. A metallographic examination of fracture splitting C70S6 steel used in connecting rods
US9340846B2 (en) Method for improving fatigue strength of cast iron material
CN112008339A (zh) 微合金化加工强化u型螺栓的加工工艺
Zhang et al. Springback characteristics in U-channel forming of tailor rolled blank
CN101962739A (zh) 一种适合耐高压缸体的铸钢材质及其制造方法
JP2016182657A (ja) アルミニウム合金製サスペンションアームおよびその製造方法
CN105224813B (zh) 轿车变截面变壁厚旋锻轴毛坯强度设计方法
CN101264506A (zh) 压力容器锻件的加工方法
CN106319400A (zh) 一种高阻尼镍钛丝增强铝基复合材料及其制备方法
CN107881443B (zh) 一种高熵合金挤墩复合改性方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C12 Rejection of a patent application after its publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20110601