CN111676399B - 一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法 - Google Patents

一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法 Download PDF

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Abstract

一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材及其制造方法，属于民机用铝合金型材制造领域，合金型材中各物质的质量百分比为：Cu含量2.1%‑2.4%，Mg含量2.0%‑2.2%，Zn含量7.8%‑8.2%，Ti含量0.02%‑0.06%，Zr含量0.08%‑0.12%，Fe含量低于0.10%，Mn含量低于0.05%，Cr含量低于0.02%，其他杂质的含量低于0.15%，余量为Al。本发明通过采用模孔布局优化、铸锭阶梯加热的等温反向挤压、低应力阶梯淬火等技术手段，提高了型材横向性能，降低了型材残余应力，生产出满足国产民机机翼上长桁使用需求的型材。

Description

一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法
技术领域
本发明属于民机用铝合金型材制造领域，具体涉及一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法。
背景技术
航空制造业水平是国家实力的重要标志，自1970年我国启动首架大型民用飞机研制项目以来，我国航空制造业取得了明显进步，特别是近十余年来，随着我国经济和民航工业的快速发展，航空运输产业展现出了巨大的市场需求，研制具有自主知识产权的商用飞机作为国家目标之一被提上日程，相继启动了ARJ21新支线飞机和大型客机C919研制项目，ARJ21飞机于2016年正式投入航线运营，我国自主研制的大型喷气式客机C919也于2017年5月5日在上海浦东国际机场实现完美首飞，表明我们国家航空制造业又向前迈进了一大步。在未来20年，全球商用飞机交付量将达4万多架，总价值将达6万亿美元，其中我国新机交付量将达9000多架，占全球的22％。中国的民机之路将迎来快速发展期和广阔的市场良机。
航空用关键材料与构件是飞机制造中的关键之一，但我国民机制造业在相关构件材料研发上仍相对落后，民机用航空铝合金材料绝大多数需要进口，而技术含量更高的航空铝合金型材则完全依赖进口。机翼上长桁是民机的关键构件，一般选用具有高强高韧、高耐蚀、高损伤容限与高疲劳寿命的7系超高强铝合金型材制造，常用牌号及状态有7055-T76511、7150-T6511等，其中7055系合金是美国铝业公司研发的一种超7系铝合金，具有高强度、高断裂韧性、良好耐蚀性等诸多优点，被广泛应用于制造机翼上长桁、机翼上壁板、机身隔框等关键结构件，在Boeing777与A380客机上均被大量应用，被业界称为“王牌合金”。我国在7系铝合金生产方面，也进行了较多的工艺改进，并改善了7系铝合金的性能。
中国商用飞机有限责任公司2013年在专利CN103451583A中公开了生产飞机机翼长桁用型材的方法。采用喷射沉积技术生产7055坯锭，通过反向挤压技术，实现了7055型材的挤压成形，型材各项性能达到AMS4336标准的要求。
山东南山铝业股份有限公司2016年于专利CN109295332A中公开了一种7系铝合金型材及其制备方法。通过对7055合金的成分与熔铸工艺进行系统优化，并配合合理的挤压工艺，成功生产出各项性能满足AMS4336标准要求的型材。
辽宁忠旺集团有限公司2018年于专利CN107604275A中公开了一种超高强7055铝合金型材生产工艺。采用正向挤压技术，通过模具优化，降低了挤压抗力，结合离线固溶淬火与双级时效，生产出满足AMS4336标准要求的7055型材。
机翼上长桁在实际使用过程中受力方式复杂，用于民机机翼上长桁的型材，除了要满足AMS4336的标准要求的L方向性能外，还需满足一些LT方向的性能指标，例如LT方向强度和LT方向应力腐蚀性能等指标。民机机翼上长桁用型材不仅尺寸规格大，而且需要严格控制残余应力，以避免在后续机加工过程中产生严重变形。但现有技术只是按照AMS4336的标准要求进行工艺研究和组织控制，没有根据我国民机制造对机翼上长桁用7系铝合金型材的服役条件和性能需求进行工艺优化与性能提升，因而，只能得到满足AMS4336的标准要求的型材，而无法满足民机机翼上长桁的使用需求。
究其原因，首先是国内民航工业起步较晚，缺乏民机机翼上长桁的使用需求，导致铝型材生产企业对民机机翼上长桁的各项性能及其要求了解不充分，也未投入足够的时间和力量进行相关研发，因此，长期无法生产出全面满足民航机翼上长桁使用要求的型材。其次，7055合金本身铸造开裂倾向严重、挤压变形抗力大、淬火敏感性强，对设备技术水平和工艺控制能力的要求都非常高，且这些技术又长期处于专利保护和封锁中。国内企业通过不懈努力生产出满足AMS4336标准要求的型材，且已取得了长足进步，但依旧无法生产出各项性能满足机翼上长桁使用要求的7系铝合金型材。
国产民机项目上马以来，机翼上长桁用7系铝合金型材一直依赖进口，既增加了整机的制造成本，又面临型材随时断供而带来的飞机交期风险。在全面推进民机材料国产化的背景下，工信部将机翼上长桁用7系型材的生产列入国家新材料生产应用示范平台，并纳入民机上下游合作机制，力求实现民机上长桁的国产化。南山铝业依托国家打造的示范平台，依据民用航空型材生产要求，合理配置生产设备，建立健全生产管理体系，打造强大研发团队，经过多年工艺研究和改进，生产出各项性能满足机翼上长桁使用要求的型材，填补了国内空白。本发明相关工艺及其生产的型材得到了中国商用飞机有限责任公司的认可，已转入最终取证阶段。
发明内容
本发明提供一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，用以解决现有技术中的不足。本发明通过以下技术方案予以实现：
一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，合金型材中各物质的质量百分比为：Cu含量2.1％-2.4％，Mg含量2.0％-2.2％，Zn含量7.8％-8.2％，Ti含量0.02％-0.06％，Zr含量0.08％-0.12％，Fe含量低于0.10％，Mn含量低于0.05％，Cr含量低于0.02％，其他杂质的含量低于0.15％，余量为Al；
其制备方法包括如下步骤：
步骤一：采用半连续铸造方式铸造铸锭，铸锭铸造完成后，进行均匀化退火处理；
步骤二：用箱式模具加热炉对模具进行加热和保温处理，确保模具芯部到温，模具温度加热至390-410℃；
步骤三：挤压筒设定温度为400-420℃，待温度到达后保温，对铸锭进行加热，铸锭加热方式为：铸锭头端设定温度为370-450℃，铸锭从头端至尾端温度呈梯度下降趋势，温度梯度为10-40℃/m，将到温后的铸锭按照尾端在内头端在外的方向装入挤压筒，将左右双孔布局的模具装入挤压筒与铸锭头端贴近，左右双孔模具中右孔为T型和左孔为倒T型，右孔和左孔平齐设置，左孔和右孔尺寸一致；缓慢插入空心轴进行反向挤压，挤压完成后，进行预拉伸拉直，获得铝合金型材初品；
步骤四：采用离线热处理工艺对铝合金型材初品进行固溶处理，固溶处理温度为472-474℃，保温时间为150-250min，保温完成后进行淬火降温，喷淋式淬火的操作为：淬火区域分为两个区域，靠近热处理炉的区域为前区，远离热处理炉的区域为后区，两个区域的上下喷水设备均具有独立调节能力，淬火水量工艺参数为：前区上喷嘴水量330-370L/s，前区下喷嘴水量220-260L/s，后区上喷嘴水量160-200L/s，后区下喷嘴水量130-170L/s，型材淬火通过速度为80-120mm/s，然后立刻对淬火后的型材进行拉伸校直，消除淬火残余应力；
步骤五：型材淬火降温和拉伸校直后，在118℃下保温5h，然后升温至157℃保温7h，随后空冷降温至室温，得到铝合金型材。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述铸锭加热方式为感应加热。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述的感应加热的加热方法为：感应式加热炉沿铸锭长度方向等距分为若干个区域，每个区域均配备独立的感应加热线圈、热电偶及控温装置；在设定好铸锭头端温度和温度梯度后，由程序自动计算出每个区域目标加热温度，并自动输入到每个区域的控温装置执行；加热过程中，每个区域的执行独立的加热与控温程序。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述步骤三中反向挤压的挤压轴速为0.1-0.5mm/s。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述步骤三的预拉伸拉直的变形量控制在1.2％以下。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述步骤四的拉伸校直的拉伸变形量控制在1％-3％。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述喷淋式淬火的操作为：淬火区域分为两个区域，靠近热处理炉的区域为前区，离热处理炉较远的区域为后区，两个区域的上下喷水设备均具有独立调节能力。淬火水量工艺参数为：前区上喷嘴水量330-370L/s，前区下喷嘴水量220-260L/s，后区上喷嘴水量160-200L/s，后区下喷嘴水量130-170L/s。型材淬火通过速度为80-120mm/s。
如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述步骤一的7系铝合金铸锭的铸造步骤包括如下步骤：
步骤一：根据铝合金铸锭中各物质的质量百分比，并考虑到合金熔炼过程中的烧损及废料中合金成分及含量，根据投料量，计算出铝锭、锌锭、铜板、镁锭、铝锰中间合金、铝铬中间合金、铝钛中间合金、铝锆中间合金的重量，并根据计算结果，称量各种原料；
步骤二：将充分干燥的铝锭投入熔炼炉，熔化过程中控制炉膛温度为950-1050℃；铝锭全部熔化后，使用电磁搅拌设备搅拌25-35min。熔体温度到达700℃后，开始进行合金化，熔体温度起伏范围控制在700-750℃，分批加入铜板及各种中间合金，每批合金添加时间间隔20min，每次添加重量不超过800kg，采用电磁搅拌器进行持续搅拌，在合金化过程中每次投料前，均采用扒渣车扒净熔体表面浮渣；
步骤三：待全部原料投入熔炼炉且完全熔化后，将熔体由熔炼炉转入静置炉进行第一次精炼，静置炉炉膛温度为850℃，熔体从熔炼炉向静置炉转移时的温度控制在725-745℃，采用旋转通气装置进行精炼，其中转子转速为280-380RPM，并通入氩气与氯气混合气体，氩气流量为200-240slpm，氯气流量为5-15slpm，在精炼过程中及时清理浮出熔体的浮渣，每次精炼时间控制在30min，通过在固定位置取样进行化学成分分析，对熔体的合金成分进行精准调控；
步骤四：将在静置炉完成第一次精炼的熔体送入两级双转子除气箱进行第二次精炼，除气箱控制温度为725-735℃，熔体从静置炉向两级双转子除气箱转移时的温度控制在700-720℃，并在两级双转子除气箱内加入细化剂；
步骤五：将经过两级双转子除气箱进行第二次精炼的除气除渣后的熔体送入双层过滤箱中进行过滤，第一级过滤板孔隙率选择30ppi进行第四次除渣，第二级过滤板孔隙率选择50ppi进行第五次除渣，在每次起铸时，提前40min利用天然气燃烧喷枪的火焰对过滤板及整套流槽进行均匀预热，但加热时间不允许超过2h。
步骤六：将经过双层过滤箱过滤的熔体送入铸造机进行铸造，起始铸造速度为15-25mm/min，水流量24-28m3/h·根，同时启用结晶器自动润滑系统；当待铸造长度达到100mm时，铸造速度调整为35-40mm/min，水流量调整为40-45m3/h·根，并保持匀速铸造；当铸锭长度超过550mm时，铸造速度调整为15-25mm/min，水流量调整为25-30m3/h·根。
步骤七：将铸造机铸造完成的铸锭立即送入均匀化炉中进行均匀化处理，按照不同合金配比所预设定的均匀化工艺进行均匀化退火，防止铸锭在残余应力释放过程中产生裂纹。如上所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制造方法，所述铸锭加热方式为感应加热。
本发明的优点是：
1、本发明针对机翼上长桁用型材的特殊性能需求，通过采用模孔布局优化、铸锭阶梯加热的等温反向挤压、低应力阶梯淬火等技术，增强了型材横向性能、降低了型材残余应力，生产出满足国产民机机翼上长桁使用需求的7系型材，填补国内空白。本发明相关工艺及其生产的型材得到了中国商用飞机有限责任公司的认可，已转入最终取证阶段。
2、现有技术中的模具设计，没有考虑模具设计对型材显微组织及性能的影响，尤其在进行多孔模具设计时，更没有考虑模孔布局对型材显微组织及性能的影响，而是仅以保证型材成形效果和降低挤压力为模具设计目标，其模具设计中的模孔布局方法如图1中的上下双孔布局，这种模孔布局不利于型材横向组织和性能的控制(如图3(a)所示)。本发明采用的模孔布局方法为如图2所示的左右双孔布局，这种模孔布局方法，能够使型材横截面的显微组织由等轴晶转变为沿LT方向拉长的纤维状晶粒(如图3(b)所示)，进而显著提高了型材的横向性能，达到民机机翼上长桁所需的各项性能指标。
3、国内绝大部分挤压机均为正向挤压机，多采用正向挤压技术，只有少部分采用反向挤压技术。在现有技术中，铸锭各区域加热温度相同，由于挤压过程中材料发生塑性变形而做功，使型材头端实际挤压温度较低，尾端实际挤压温度较高，导致型材头端与尾端的尺寸、组织、性能均存在较大差异，无法满足民机上长桁的使用要求。本发明采用等温反向挤压技术，通过对大规格铸锭进行分区电磁感应加热，实现铸锭温度梯度控制，铸锭前端温度高、尾端温度低，由挤压变形做功产生的热量可对铸锭尾端温度进行补偿，降低了铸锭头端和尾端的挤压温度差异，很好地实现等温挤压，减少了挤压温度升高带来的头尾端差异。
4、现有技术大都采用立式淬火炉进行淬火，少数现有技术采用卧式炉进行淬火，但均未针对7055型材的淬火工艺进行深入研发，无法同时满足具有高淬火敏感性的7055型材的淬透性能与低残余应力的要求。本发明采用低应力阶梯淬火技术，利用喷淋式卧式炉淬火区域喷水量可调控的特点，调高前区喷水量，以提高冷却速度和保证淬火效果，同时调低后区喷水量，以降低冷却速率和减少残余应力，实现了大断面型材完全淬透与低残余应力的统一。
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一简单地介绍，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是上下模孔布局图；
图2是本发明的左右模孔布局图；
图3是不同模孔布局下挤压型材的横截面显微组织，其中图3(a)为采用上下双孔模具挤压型材的横截面显微组织，图3(b)为采用本发明左右双孔模具挤压型材的显微组织；
图4是采用本发明技术生产的民机机翼上长桁用型材。
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作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
步骤一：采用半连续铸造方式生产出各项指标均满足技术规范的大规格7系铸锭，并进行均匀化退火。对铸锭进行化学分析，Si含量为0.04％，Fe含量为0.08％，Cu含量2.24％，Mg含量2.0％，Mn含量为0.01％，Cr含量为0.0072％，Zn含量8.05％，Ti含量0.045％，Zr含量0.103％；
步骤二：用箱式模具加热炉对模具进行加热和保温处理，确保模具芯部到温，模具温度加热至390℃；
步骤三：挤压筒设定温度为400℃，待温度到达后方可进行挤压，铸锭头端设定温度为370℃，铸锭从头端至尾端温度呈梯度下降趋势，温度梯度为40℃/m；将加热到温的铸锭装入挤压筒，铸锭头端一侧装入左右双孔模具，进行反向挤压，反向挤压的挤压轴速为0.5mm/s，挤压完成后，进行预拉伸拉直，变形量为0.8％，获得铝合金型材初品；
步骤四：采用离线热处理工艺对铝合金型材初品进行固溶处理，固溶处理温度为472℃，固溶处理的保温时间为150min，保温完成后采用喷淋式淬火降温，淬火水量工艺参数为：前区上喷嘴水量330L/s，前区下喷嘴水量220L/s，后区上喷嘴水量160L/s，后区下喷嘴水量130L/s，型材淬火通过速度为80mm/s，淬火后的型材立刻进行拉伸校直，拉伸变形量为1.4％；
步骤五：型材淬火降温和拉伸校直后，在118℃下保温5h，然后升温至157℃保温7h，随后空冷降温至室温，获得铝合金型材。
实施例2
步骤一：采用半连续铸造方式生产出各项指标均满足技术规范的大规格7系铸锭，并进行均匀化退火。对铸锭进行化学分析，Si含量为0.05％，Fe含量为0.09％，Cu含量2.38％，Mg含量2.1％，Mn含量为0.01％，Cr含量为0.0092％，Zn含量8.14％，Ti含量0.032％，Zr含量0.113％；
步骤二：用箱式模具加热炉对模具进行加热和保温处理，确保模具芯部到温，模具温度加热至410℃；
步骤三：挤压筒设定温度为420℃，待温度到达后方可进行挤压，铸锭头端设定温度为450℃，铸锭从头端至尾端温度呈梯度下降趋势，温度梯度为10℃/m，将加热到温的铸锭装入挤压筒，铸锭头端一侧装入左右双孔模具，进行反向挤压，反向挤压的挤压轴速为0.1mm/s，挤压完成后，进行预拉伸拉直，变形量为1.2％，获得铝合金型材初品；
步骤四：采用离线热处理工艺对铝合金型材初品进行固溶处理，固溶处理温度为474℃，固溶处理的保温时间为250min，保温完成后采用喷淋式淬火降温，淬火水量工艺参数为：前区上喷嘴水量370L/s，前区下喷嘴水量260L/s，后区上喷嘴水量200L/s，后区下喷嘴水量170L/s，型材淬火通过速度为120mm/s，淬火后的型材立刻进行拉伸校直，变形量为2.4％；
步骤五：型材淬火降温后拉伸校直后，在118℃下保温5h，然后升温至157℃保温7h，随后空冷降温至室温，获得铝合金型材。
实施例3
步骤一：采用半连续铸造方式生产出各项指标均满足技术规范的大规格7系铸锭，并进行均匀化退火。对铸锭进行化学分析，Si含量为0.05％，Fe含量为0.09％，Cu含量2.38％，Mg含量2.1％，Mn含量为0.01％，Cr含量为0.0092％，Zn含量8.14％，Ti含量0.032％，Zr含量0.113％；
步骤二：用箱式模具加热炉对模具进行加热和保温处理，确保模具芯部到温，模具温度加热至410℃；
步骤三：挤压筒设定温度为420℃，铸锭头端设定温度为430℃，铸锭从头端至尾端温度呈梯度下降趋势，温度梯度为20℃/m，将加热到温的铸锭装入挤压筒，铸锭头端一侧装入左右双孔模具，进行反向挤压，反向挤压的挤压轴速为0.1mm/s，挤压完成后，进行预拉伸校直，变形量0.3％，获得铝合金型材初品；
步骤四：采用离线热处理工艺对铝合金型材初品进行固溶处理，固溶处理温度为474℃，固溶处理的保温时间为200min，保温完成后采用喷淋式淬火降温，淬火水量工艺参数为：前区上喷嘴水量350L/s，前区下喷嘴水量240L/s，后区上喷嘴水量200L/s，后区下喷嘴水量170L/s，型材淬火通过速度为100mm/s，淬火后的型材立刻进行拉伸校直，消除淬火残余应力拉伸变形量控制在2.6％；
步骤五：型材淬火降温后拉伸校直后，在118℃下保温5h，然后升温至157℃保温7h，随后将型材空冷降温至室温，得到铝合金型材。
本发明的实施例1-3所得铝合金型材进行性能检测，结果如表1所示。由本发明实施例1-3可以看出，本发明通过一系列技术创新，以半连续铸造加反向等温挤压的工艺路线，生产出性能全面满足机翼上长桁使用要求的型材。L向抗拉强度超过660Mpa，L向屈服强度超过630Mpa；LT向抗拉强度超过613Mpa，LT向屈服强度超过588Mpa；LT向应力腐蚀性能满足255Mpa应力下，腐蚀30天不发生应力腐蚀的要求。与对比例相比，性能全面超过采用喷射沉积铸锭生产的型材，同时生产成本也显著降低。依本专利技术生产的型材，成功通过中商飞的产品认证，实物照片见图4。
表1实施例性能检测结果
Figure GDA0003452435030000121
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 (6)

1.一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，其特征在于：合金型材中各物质的质量百分比为：Cu含量2.1％-2.4％，Mg含量2.0％-2.2％，Zn含量7.8％-8.2％，Ti含量0.02％-0.06％，Zr含量0.08％-0.12％，Fe含量低于0.10％，Mn含量低于0.05％，Cr含量低于0.02％，其他杂质的含量低于0.15％，余量为Al；
其制备方法包括如下步骤：
步骤一：采用半连续铸造方式铸造铸锭，铸锭铸造完成后，进行均匀化退火处理；
步骤二：用箱式模具加热炉对模具进行加热和保温处理，确保模具芯部到温，模具温度加热至390-410℃；
步骤三：挤压筒设定温度为400-420℃，待温度到达后保温，对铸锭进行加热，铸锭加热方式为：铸锭头端设定温度为370-450℃，铸锭从头端至尾端温度呈梯度下降趋势，温度梯度为10-40℃/m，将到温后的铸锭按照尾端在内头端在外的方向装入挤压筒，将左右双孔布局的模具装入挤压筒与铸锭头端贴近，左右双孔模具中右孔为T型和左孔为倒T型，右孔和左孔平齐设置，左孔和右孔尺寸一致；缓慢插入空心轴进行反向挤压，挤压完成后，进行预拉伸拉直，获得铝合金型材初品；
步骤四：采用离线热处理工艺对铝合金型材初品进行固溶处理，固溶处理温度为472-474℃，保温时间为150-250min，保温完成后进行淬火降温，喷淋式淬火的操作为：淬火区域分为两个区域，靠近热处理炉的区域为前区，远离热处理炉的区域为后区，两个区域的上下喷水设备均具有独立调节能力，淬火水量工艺参数为：前区上喷嘴水量330-370L/s，前区下喷嘴水量220-260L/s，后区上喷嘴水量160-200L/s，后区下喷嘴水量130-170L/s，型材淬火通过速度为80-120mm/s，然后立刻对淬火后的型材进行拉伸校直，消除淬火残余应力；
步骤五：型材淬火降温和拉伸校直后，在118℃下保温5h，然后升温至157℃保温7h，随后空冷降温至室温，得到铝合金型材。
2.根据权利要求1所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，其特征在于：所述铸锭加热方式为感应加热。
3.根据权利要求2所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，其特征在于：所述的感应加热的加热方法为：感应式加热炉沿铸锭长度方向等距分为若干个区域，每个区域均配备独立的感应加热线圈、热电偶及控温装置；在设定好铸锭头端温度和温度梯度后，由程序自动计算出每个区域目标加热温度，并自动输入到每个区域的控温装置执行；加热过程中，每个区域的执行独立的加热与控温程序。
4.根据权利要求1所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，其特征在于：所述步骤三中反向挤压的挤压轴速为0.1-0.5mm/s。
5.根据权利要求1所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，其特征在于：所述步骤三的预拉伸拉直的变形量控制在1.2％以下。
6.根据权利要求1所述一种民机机翼上长桁用7系铝合金型材的制备方法，其特征在于：所述步骤四的拉伸校直的拉伸变形量控制在1％-3％。
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