CN103160763A - 一种7a12-t7352铝合金锻件孔挤压强化方法 - Google Patents

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王亮
李惠曲
臧金鑫
吴秀亮
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Abstract

本发明是一种7A12-T7352铝合金锻件孔挤压强化方法，涉及对用于带孔的7A12铝合金航空结构件疲劳性能的改进，其特征在于，利用孔表面挤压强化技术，使7A12锻件的孔表层产生压缩变形，引入高的宏观残余压应力，并使微观组织结构发生变化，其强化步骤为：待强化的孔的处理；孔挤压强化。本发明所提出的孔挤压工艺参数能显著提高带孔的7A12铝合金锻件的疲劳寿命。

Description

一种7A12-T7352铝合金锻件孔挤压强化方法
技术领域
本发明是一种7A12-T7352铝合金锻件孔挤压强化方法，属于铝合金表面强化技术领域，涉及对用于带孔7A12-T7352铝合金航空结构件的疲劳性能改进。
背景技术
航空用7A12-T7352铝合金锻件由于质量轻、强度高、抗腐蚀性能好等优点，可以满足飞机结构设计安全、环境、经济等方面的要求，所以是目前飞机上的主要结构材料。随着技术的进一步发展，对新一代飞机主承力结构的使用寿命提出了更高要求。由于带孔的主承力结构件的孔边缘，在承受载荷作用时，容易产生应力集中，形成疲劳裂纹源，而使结构件的整体使用寿命降低。
发明内容
本发明正是针对上述现有技术中存在的不足而设计提供了一种7A12-T7352铝合金锻件孔挤压强化方法，其目的是使带孔的7A12-T7352铝合金锻件在孔挤压强化后，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7A12-T7352铝合金锻件孔挤压强化方法，其特征在于：待挤压强化的孔壁表面光洁度为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0.2～0.6%，所谓挤压量是指锻件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。
本发明技术方案是利用孔表面挤压强化技术，使7A12-T7352铝合金锻件的孔壁产生压缩变形，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、提高了带孔的7A12-T7352铝合金锻件的疲劳性能；经本发明处理的7A12-T7352铝合金锻件疲劳寿命比未实施孔挤压强化处理制件的疲劳寿命最高提高了13.4倍。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7A12-T7352铝合金锻件的疲劳性能。
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7A12-T7352铝合金锻件孔的强化均匀性，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：
实施例
采用本发明方法对5个7A12-T7352铝合金锻件的孔进行挤压强化，其疲劳寿命见表1。表1中包括未挤压状态下的7A12-T7352铝合金锻件的孔的疲劳寿命。
表1本发明5个实施例及未挤压状态下的疲劳性能数据
Figure BDA00002925892800021
试验结果说明，采用本专利所涉及的孔挤压工艺参数挤压后，7A12-T7352铝合金锻件的疲劳寿命最高提高了13.4倍。
对比例
采用3个其它孔挤压强化参数对7A12-T7352铝合金锻件进行孔挤压强化，疲劳寿命见表2。
表2其它孔挤压强化方法的3个实施例及未挤压状态下的疲劳性能数据
Figure BDA00002925892800031
试验结果说明，采用其它孔挤压工艺参数挤压后，7A12-T7352铝合金锻件的疲劳寿命明显低于采用本专利工艺参数挤压后的疲劳寿命。
通过表1和表2数据的比较，充分说明经本发明方法挤压强化后，7A12-T7352铝合金锻件的疲劳性能比未挤压及采用其它强化工艺参数挤压后得到显著提高。

Claims (1)

1.一种7A12-T7352铝合金锻件孔挤压强化方法，其特征在于：待挤压强化的孔壁表面光洁度为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0.2～0.6%，所谓挤压量是指锻件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。
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