CN103498085A

CN103498085A - 一种低密度Al-Zn-Mg合金

Info

Publication number: CN103498085A
Application number: CN201310437681.3A
Authority: CN
Inventors: 蒋秋妹; 郑玉林; 沙江; 周文标; 刘俊生; 何克准; 莫肇月
Original assignee: Gaungxi Nannan Aluminum Processing Co Ltd
Current assignee: Gaungxi Nannan Aluminum Processing Co Ltd
Priority date: 2013-09-24
Filing date: 2013-09-24
Publication date: 2014-01-08

Abstract

本发明涉及一种低密度Al-Zn-Mg合金材料，该合金材料可以是薄板、厚板、挤压件或锻件的形式，其成分（wt.%）如下：Mg2.0-8.0，Zn2.0-6.0（Mg/Zn≥1.0），Cu0-2.0，以及任选Mn0-0.25，Cr0-0.25，Ti0-0.25，Zr0-0.25，Sc0-0.25中的至少一种，余量为铝和不可避免的杂质。本合金不同于Zn含量大于Mg含量的常规7XXX系Al-Zn-Mg合金，其Zn含量小于或等于Mg含量，用于航空结构材料时，同常规航空用7XXX系Al-Zn-Mg合金材料相比，具有更低的密度，小于2.75g·cm-3，且其力学性能与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金相当。本发明还涉及制备这种低密度Al-Zn-Mg合金材料的方法。

Description

一种低密度Al-Zn-Mg合金

技术领域

本发明属于铝合金材料领域，涉及一种低密度铝合金材料，更具体的是一种低密度Al-Zn-Mg合金材料及其制备方法。

背景技术

为实现节能减重增效的目的，航空业对于新型轻质材料的需求量迅速增长。铝合金材料作为大型航空件的结构材料，在降低航空构件的质量中有着至关重要的作用。目前，国外已开发出低密度的铝锂合金来替代常规的2024、2124和7075等铝合金材料应用于飞机蒙皮和壁板。

但是，铝锂合金的成本较高，且合金熔炼工艺复杂，产生的返回料、边角料没有重熔和其他利用方法，不利于回收循环。因此，有必要开发一种新型的低成本低密度材料来替代常规的铝合金材料。常规航空用7XXX系Al-Zn-Mg合金材料主要用于飞机机体的主承力结构，其密度通常大于2.80g·cm-3（如7050合金：2.83g·cm-3；7075合金：2.81g·cm-3；7055合金：2.86g·cm-3；7049合金：2.84g·cm-3），与低密度铝锂合金（2196合金：2.63g·cm-3；1469合金：2.67 g·cm-3）相比，其密度仍有较大的降低空间，至今国内外尚未对7XXX系Al-Zn-Mg合金的低密度替代材料进行开发。

常规7XXX系Al-Zn-Mg合金在航空构件中得到广泛应用的主要原因在于具有极高的强度，可通过Mg和Zn形成强化效果显著的MgZn2相，且Zn含量大于Mg含量。常规7XXX系Al-Zn-Mg合金的强度可通过提高合金中的Mg、Zn含量而得以提高，但是其抗应力腐蚀断裂和抗剥落腐蚀的能力会随之下降。采用优化合金成分和热处理工艺的方法，目前航空用7XXX系Al-Zn-Mg合金已获得了良好的综合性能。因此，开发出与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金性能相当的低密度Al-Zn-Mg合金替代材料将具有广阔的应用前景。

下面说明现有技术文献中所公开的一些低密度Al-Zn-Mg合金。

美国专利3993476提出一种用于铸造件的Al-Zn-Mg合金，相对于该专利发明之前的Al-Zn-Mg合金而言，提高了Mg含量，降低了Zn含量。该合金具有良好的机械强度，无热裂纹形成且铸造性能获得了提高，合金成分（wt.%）如下：

Mg 3.0-5.5，

Zn 2.0-6.0，

Cu 0.5-1.5，

Cr 0.05-0.5，

Ti 0.05-0.5，

任选 Sb 0.05-0.3，

Ce 0.05-0.2，

Zr 0.05-0.3 中的至少两种，

余量为铝和不可避免的杂质。

实施例中，该合金经过铸造并热处理后，抗拉强度达到43.4Kg/mm2时，延伸率为13%。

美国专利4874578提出了一种用作超塑性成形材料的Al-Zn-Mg合金，该合金成分（wt.%）包含：

Mg 3.5-6.0，

Zn 0-6.0，

Cu 0-3.0，

Mn 0.1-0.6，

Cr 0-0.05，

Ti 0-0.05，

Zr 0.05-0.5，

Si 0-0.3，

Fe 0.8-2.5，

余量为铝和不可避免的杂质。

该合金可以制备成超塑性成形薄板，且不需要进行单独的形变预热处理。

上述两项专利均未指出它们具有低密度的特点，也未将其合金性能与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金作对比并突出其可以作为7XXX系Al-Zn-Mg合金替代材料用于航空构件的优点。

发明内容

本发明的目的之一是提供一种低密度Al-Zn-Mg合金，其用于航空结构材料时，同常规航空用7XXX系Al-Zn-Mg合金材料相比，具有更低的密度，小于2.75g·cm-3，实现轻量化的目标；本发明的另一目的是提供力学性能与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金相当的低密度Al-Zn-Mg合金。

依据本发明，提供一种低密度Al-Zn-Mg合金，其密度的降低是在常规7XXX系Al-Zn-Mg合金的基础上通过提高Mg含量、降低Zn含量来实现的，该合金各组分及其质量百分比（wt.%）为：

Mg 2.0-8.0，

Zn 2.0-6.0（Mg/Zn≥1.0），

Cu 0-2.0，

任选 Mn 0-0.25，

Cr 0-0.25，

Ti 0-0.25，

Zr 0-0.25，

Sc 0-0.25中的至少一种，

余量为铝和不可避免的杂质。

采用本发明，提供的Al-Zn-Mg合金密度低于常规7XXX系Al-Zn-Mg合金的密度，用作航空构件材料时能够实现飞机轻量化的目标。

依据本发明，低密度Al-Zn-Mg合金中的合金元素含量有一定的限制，其原因如下：

Mg和Zn：Al-Zn-Mg合金的主要添加元素，通过调整Mg和Zn的含量实现Al-Zn-Mg合金密度的降低，它们的含量范围分别为Mg：2.0-8.0wt.%、Zn：2.0-6.0 wt.%，且Mg含量大于或等于Zn含量。该合金的强化相与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金不同，不存在η(MgZn2)相，而是借助T（AlZnMgCu）相强化，取决于Zn/Mg的大小和Cu含量。Zn/Mg比值大于3.0时，Zn和Mg在合金中形成主要强化相MgZn2；若合金中Cu含量小于Mg含量，Zn/Mg比值小于2.2时，组织中只存在α（Al）和T（AlZnMgCu）相，故该低密度Al-Zn-Mg合金的强化相为T（AlZnMgCu）相。

Cu：小于2.0wt.%。降低Al-Zn-Mg合金的Cu含量，对合金密度的降低有一定的贡献。Cu对断裂韧性的影响与Zn/Mg比值有关，当Zn/Mg比值较小时，Cu含量越高韧性越差，由于本发明Al-Zn-Mg合金的Zn/Mg比值小于常规7XXX系Al-Zn-Mg合金的Zn/Mg比，故Cu含量不宜过高，其优选含量限定在1.0wt.%的范围内。此外，Cu还可以改善合金的抗应力腐蚀能力，提高疲劳强度。

Zr和Sc：均为0-0.25 wt.%。对于大尺寸Al-Zn-Mg合金产品，Zr和Sc的优选含量均限定在0.12wt.%的范围内。因为大尺寸Al-Zn-Mg合金产品中Zr的最大安全含量为0.12wt.%，如果超过0.12wt.%，就会形成大尺寸Zr颗粒，且Sc的含量与Zr的含量一般大致相等。Sc与Zr在合金中共同形成Al3(Sc,Zr) 弥散相，可有效抑制再结晶过程，从而细化晶粒，使合金强度提高。此外，含Zr合金淬火敏感性不强，合金的淬透性提高，这是Al-Zn-Mg合金可用作航空结构材料的突出优点。

Mn、Cr和Ti ：Al-Zn-Mg合金的微量添加元素，含量范围分别为Mn：0-0.25wt.%、Cr：0-0.25wt.%、Ti：0-0.25wt.%。Mn 、Cr 和Ti元素均能改善合金抗应力腐蚀能力，提高再结晶温度，起到抑制再结晶的作用。但是，Mn 、Cr元素会降低大件制品的淬透性，需适当控制，Mn 、Cr的优选含量范围分别为Mn：0-0.10wt.%、Cr：0-0.04wt.%。

Mn、Cr、Ti、Zr、Sc等元素在Al-Zn-Mg合金中都能起到细化晶粒的作用，可至少任选其中一种作为晶粒细化元素。

Fe和Si：不可避免的有害杂质元素，对合金的塑性，特别是断裂韧性有非常不利的影响。低密度Al-Zn-Mg合金用作航空构件材料时，其Fe、Si的含量控制范围分别为Fe：0-0.15wt.%、Si：0-0.12wt.%。

余量为铝和其他不可避免的杂质，一般每种杂质元素最大0.05wt.%，杂质总量最大0.15wt.%。

本发明提供了低密度Al-Zn-Mg合金薄板、厚板、挤压件、锻件等变形铝合金材料的制备工艺，该工艺包括下列步骤：

(1)制备具有以下组成（wt.%）的铝基合金铸锭：

Mg 2.0-8.0，

Zn 2.0-6.0（Mg/Zn≥1.0），

Cu 0-2.0，

任选 Mn 0-0.25，

Cr 0-0.25，

Ti 0-0.25，

Zr 0-0.25，

Sc 0-0.25中的至少一种，

余量为铝和不可避免的杂质；

(2)对合金铸锭进行均匀化处理；

(3)将铸锭进行热加工，以及任选进行冷加工；

(4)固溶淬火处理；

(5)任选进行拉伸变形处理；

(6)进行时效处理。

本发明的关键还在于所提供的低密度Al-Zn-Mg薄板、厚板、挤压件、锻件等变形铝合金材料具有与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金相当的力学性能。

本发明的Al-Zn-Mg合金具有低密度、低成本、高性能的特点。该合金不同于Zn含量大于Mg含量的常规7XXX系Al-Zn-Mg合金，其Zn含量小于或等于Mg含量，且力学性能与常规7XXX系Al-Zn-Mg合金相当，可以作为常规航空用7XXX系Al-Zn-Mg合金的替代材料，实现飞机节能减重增效的目的。

Claims

1.一种低密度Al-Zn-Mg合金，其组成如下：

Mg 2.0-8.0wt.%，

Zn 2.0-6.0wt.%，

Cu 0-2.0wt.%，

其中Mg/Zn≥1.0

任选 Mn 0-0.25wt.%，

Cr 0-0.25wt.%，

Ti 0-0.25wt.%，

Zr 0-0.25wt.%，

Sc 0-0.25wt.%中的至少一种，

余量为铝和不可避免的杂质。

2.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于密度小于2.75g·cm-3。

3.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于Cu含量范围优选0-1.0wt.%。

4.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于Zr含量范围优选0-0.12wt.%。

5.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于Sc含量范围优选0-0.12wt.%。

6.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于Mn含量范围优选0-0.10wt.%。

7.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于Cr含量范围优选0-0.04wt.%。

8.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于杂质元素Fe的含量控制范围为0-0.15wt.%。

9.根据权利要求1所述的低密度Al-Zn-Mg合金，其特征在于杂质元素Si的含量控制范围为0-0.12wt.%。

10.制造权利要求1至9所述的任何一种低密度Al-Zn-Mg合金材料的方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)制备具有权利要求1至9所述的任何一种组成的铝基合金铸锭；

(2)对合金铸锭进行均匀化处理；

(3)将铸锭进行热加工，以及任选进行冷加工；

(4)固溶淬火处理；

(5)任选进行拉伸变形处理；

(6)进行时效处理。

11.根据权利要求10所述的方法获得的低密度Al-Zn-Mg合金材料为薄板材料。

12.根据权利要求10所述的方法获得的低密度Al-Zn-Mg合金材料为厚板材料。

13.根据权利要求10所述的方法获得的低密度Al-Zn-Mg合金材料为挤压件。

14.根据权利要求10所述的方法获得的低密度Al-Zn-Mg合金材料为锻件。

15.权利要求1至9所述的任何一种低密度Al-Zn-Mg合金或由权利要求10-14所述的方法获得的任何一种低密度Al-Zn-Mg合金材料作为航空材料的用途。

16.根据前述权利要求15的一种低密度Al-Zn-Mg合金材料作为航空材料的用途，其特征在于所述材料为飞机机身材料。

17.根据前述权利要求15的一种低密度Al-Zn-Mg合金材料作为航空材料的用途，其特征在于所述材料为飞机机翼材料。