CN111676400B - 一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材及其制备方法，通过添加微量元素Zr、调整主合金元素Zn含量以及设定特定合金成分组成，并使用半连续铸造技术，配合挤压、热处理工艺技术及消除材料内应力、控制变形技术的特定制造方法，极大的提高了材料的强度、室温拉伸性能、室温压缩性能、电导率、抗剥落腐蚀性能及综合性能，型材各项指标满足AMS 4336A的要求。完全能替代进口材料，实现了大飞机机翼上壁板长桁用铝合金材料的自主供给及产业化，打破国外的技术垄断，可以满足我国大飞机发展的急需，解决航空工业发展的瓶颈，能满足航空工业及国民经济其它领域对高强韧铝材的需求，对国家安全和社会效益影响深远，其战略意义和社会意义非常重大。

Description

一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材及其制备方法
技术领域
本发明属于铝合金型材加工技术领域，具体涉及一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材及其制备方法。
背景技术
大型客机设计目标是长寿命设计，即满足九万里飞行小时、30日历年寿命、耐久性损伤容限设计和防腐设计。大型客机的机翼壁板长桁等结构是重要的承力部位，铝合金材料必须具备更高的强度、更好的抗疲劳韧性、耐腐蚀性能、抗蠕变、抗损伤容限和使用寿命，目前只有少数发达国家研制出了符合大飞机机翼上壁板结构设计中安全性、轻量化要求的7055铝合金材料。中国建设大飞机项目，必须紧跟国际飞机材料的最新进展，我国适合大飞机机翼上壁板长桁用的铝合金材料还是空白，通常需要进口。因此国家工信部立大飞机项目平台建设，西北铝承担了该型材的研制。如何掌握关键技术实现产业化，替代进口材料，进而实现大飞机机翼上壁板长桁用铝合金材料的自主供给，满足航空工业及国民经济其它领域对高强韧铝材的需求是需要急迫解决的技术难题。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有技术中存在的技术问题，提供一种能大大提高铝合金材料的强度、室温拉伸性能、室温压缩性能、电导率、抗剥落腐蚀性能及综合性能，且能实现大飞机铝材的自主供给，填补我国大飞机特殊部位铝合金材料空白的大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材。
本发明的另一个目的是为了提供一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材的制备方法。
为了达到上述目的，本发明采用以下技术方案：一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，由以下重量百分比含量的元素组成：Cu2.0-2.6％、Mg1.8-2.3％、Zn7.6-8.4％、Zr0.10-0.14％、Ti≤0.06％、Fe≤0.15％、Si≤0.10％、Cr≤0.04％、Mn≤0.05％，余量为Al。
一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材的制备方法，该方法包括以下步骤：
(1)按元素组成选用品味≥99.85％的高纯铝锭、纯度≥99.98％的镁锭、纯度大于99.95％的锌锭、纯度大于99.90％的电解铜、Al-3Zr合金、Al-Ti-B丝作为原材料；
(2)将上述配好的高纯铝锭、锌锭和电解铜投入到炉膛温度不高于930℃的电炉中，熔炼温度为700-750℃，待熔炼温度达到710℃时进行扒渣、加镁锭、加Al-3Zr合金，加镁锭时必须用加Mg器将镁锭熔入熔体中；
(3)使用氮氯混合气体吹入法进行熔体净化，吹入时间为10-12分钟，精炼后扒渣，气体含量小于等于0.14mL/100g熔体；
(4)将铝合金熔体依次通过在线除气设备和陶瓷过滤片，进行在线除气和过滤；
(5)用99％的纯铝铺底，在铸造温度730-740℃、铸造速度60-70mm/min、铸造水压0.01-0.04MPa的工艺条件下将铝合金熔体半连续铸造成铝合金圆铸锭，铸造时在线加入Al-Ti-B丝，加入速度为280-320mm/min；
(6)将铸造后的铝合金圆铸锭静置8小时以上后加热至460-465℃，保温24小时，再空冷至室温；
(7)将处理后的铝合金圆铸锭外表面车去偏析层4-5mm，表面粗糙度不大于Ra12.5，铸锭100％水浸探伤，并经检验合格后，切成长度为1200mm的铸块；
(8)将铸块定温加热至395℃后送入挤压机的挤压筒中，并以挤压筒温度390-400℃、模具定温410℃、挤压速度0.2-0.5mm/s、挤压系数20.25的条件下将铸块反向挤压成截面形状为倒T形的型材；
(9)将挤压成型的型材在468-473℃的温度条件下固溶热处理，保温180min后进行淬火，淬火水温20-40℃；
(10)将淬火后的型材在4h内预拉伸矫直，以消除内应力，拉伸率为1.0-2.5％；
(11)将预拉伸矫直后的型材在8h内进行双级人工时效处理，控制金属温度及保温时间为：一级121±3℃/5h；二级160℃±3℃/6.5h，人工时效处理后得到最终大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材。
进一步地，所述步骤(2)中熔炼前用铝含量不低于99.70％的重熔用铝锭洗炉。
进一步地，所述步骤(2)中熔炼时需进行两次搅拌，每次搅拌不少于15分钟，间隔10-15分钟。
进一步地，所述步骤(5)中铸造时控制水冷的均匀性，防止铸锭上产生冷隔和表面夹渣，进而防止铸锭裂纹。
进一步地，所述步骤(5)中铝合金铸锭为外径为500mm的实心圆铝合金铸锭。
进一步地，所述步骤(8)中挤压机为45MN反向挤压机。
进一步地，所述步骤(9)中淬火采用24米立式淬火炉。
进一步地，所述步骤(10)中预拉伸矫直采用12辊张力矫直机和1500吨拉伸机。
进一步地，所述步骤(11)中人工时效处理采用18吨时效炉时效。
本发明相对现有技术具有以下有益效果：
1、本发明通过添加微量元素Zr、调整主合金元素Zn含量以及设定特定合金成分组成，并使用高合金化大规格铸锭的半连续铸造技术，配合挤压、热处理工艺技术及消除材料内应力、控制变形技术的特定制造方法，获得大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，极大的提高了材料的强度、室温拉伸性能、室温压缩性能、电导率、抗剥落腐蚀性能及综合性能，型材各项指标满足AMS4336A的要求。完全能替代进口材料，实现了大飞机机翼上壁板长桁用铝合金材料的自主供给及产业化，打破国外的技术垄断，可以满足我国大飞机发展的急需，解决航空工业发展的瓶颈，能满足航空工业及国民经济其它领域对高强韧铝材的需求，对国家安全和社会效益影响深远，其战略意义和社会意义非常重大。本发明合金成分中Zr含量为0.10-0.14％，主要的目的是细化晶粒，通过ZrAl3的弥散颗粒的作用，提高合金的再结晶温度并在超塑变形温度下抑制晶粒长大。
2、本发明通过采取一系列措施实现了高合金化大规格铸锭的半连续铸造，消除了铸锭裂纹，替代了喷射成型铸锭。具体方法是：一是为减少高合金化铸锭铸造时产生裂纹，调整合金元素含量：试验表明Zn:Mg比值越大，合金的塑性越差，裂纹倾向性越大，本发明设置Zn和Mg的含量范围降低Zn:Mg比值，可减轻裂纹；且控制Cu含量较低，也有助于防止铸锭裂纹；试验表明杂质Si含量越高，合金的热脆性越大，裂纹倾向增大，所以控制Si含量小于0.1％，并使Fe大于Si 0.05个百分点以上，这是因为Fe含量增加，合金的脆性区缩小，塑性提高；同时控制Zr含量为0.10-0.14％，Zr含量过高时会使材料的韧性。二是适当控制铸造速度：铸造速度过快，液穴深度增加，液穴底部与表层的温差加大，使铸造应力增加，因此在铸造温度730-740℃、铸造速度60-70mm/min、铸造水压0.01-0.04MPa的条件下防止应力增加。同时在铸造时控制水冷均匀性，水冷不均匀时，在水较弱的部分将出现曲率半径很小的液穴区段，使局部温度较高，收缩时拉应力较大。生产中确保水冷均匀，防止出现过大的冷隔和表面夹渣。铸锭上产生较大的冷隔和表面夹渣，可使应力集中，在这些缺陷处产生裂纹。铸造时采取铺底的工艺措施，对减少铸锭底部和浇口部应力大为有效。
3、本发明通过调整Zn、Mg、Cu、Zr、Ti、Fe、Si含量，使合金的强度，塑性、抗剥落腐蚀性能达到或超过美标要求。现有7055合金的Zn、Mg含量对合金的强化效果明显，随Zn、Mg含量增加σb升高，但延伸率会降低，同时Zn:Mg比值越大时合金的铸造裂纹倾向大，该合金的强度和韧性在一定程度上是相互制约的。一种性能的提高的同时另一种性能降低，要保证合金的综合性能达到强度和韧性的良好匹配，Zn、Mg含量控制在适当范围，合金中加入一定数量的Cu可提高力学性能和改善抗蚀性。合金中的Zr含量对组织值影响较大，通过高倍组织分析，发现在Zr含量大于等于0.17％时，会出现针状的Al3Zr相，经过均匀化处理后仍然完整的保留，Al3Zr相不能固溶或固溶程度极小，它的存在会降低塑性，Zr含量为0.10-0.14％的铸锭中未发现Al3Zr相；Zr含量在0.15％时，Al3Zr相偶尔存在，其尺寸也相当小，对塑性造成的影响不大。合金中Zr含量控制在0.10-0.14％范围内有利于提高其塑性，使裂纹扩展速度显著降低，并可抑制再结晶组织，细化晶粒形成亚晶结构，增加合金的淬透性。现有7055合金中Fe、Ti等元素在铝中的扩散速度比较慢，在快速冷却时来不及沉淀，以过饱和状态保留在固溶体中，在均火时，固溶体将发生分解，析出这些元素的化合物，往往对合金随后加工及热处理产生影响，析出的质点在一定条件下还可能聚集、粗化并成链状分布，使晶界脆化，增大了裂纹扩展的倾向，使材料的塑性和韧性降低。Si含量对强度和延伸率有影响。当杂质Si含量较多时，Si和Mg会形成Mg2Si，可减少合金中主要强化相的数量，降低材料的强度和韧性。
4、本发明通过设定合理的合金成分组成及特定制备工艺，避免粗晶环的产生，保证组织的均匀和尺寸精度的要求，由于典型规格型材的断面积较小，挤压系数较大，挤压时严格控制模具加热温度和挤压填充阶段速度，以减少因速度过快而造成堵模和压坏模具，挤压工艺是关键因素，制定合理的反向挤压工艺是型材成形的关键，本发明利用热模拟机对不同应变速率和变形温度下的高温塑性变形特性进行了研究，并据此建立起该铝合金型材制备的热压缩本构方程。并通过金相、SEM和TEM进一步研究变形条件对合金显微组织结构的影响，检测合金挤压材的力学性能，为该铝合金挤压加工工艺提供了理论依据，反向挤压保证制品沿纵向方向上全长范围内横截面上的尺寸精度，同时保证制品的力学性能和组织均匀，有效减少或消除了粗晶环，残料厚度薄，生产效率、产品成品率高。
5、由于本发明的铝合金挤压型材断面形状不对称，挤压过程中容易造成弯曲、扭拧等缺陷，在随后的热处理过程中型材变形很大，因此对型材进行了精整处理，控制了合理的拉伸率，保证了尺寸精度，通过对制品不同拉伸率的控制和型辊矫直技术的研究，研究和开发了该铝合金预张力拉伸工艺参数，消除了加工过程产生的残余应力，避免了后续的加工变形，保证材料的疲劳强度、抗应力腐蚀性能、尺寸稳定性与使用寿命达到应用要求。
6、铝合金热处理过程直接决定本发明铝合金材料最终的综合性能，尤其固溶处理在提高材料强度的同时，对抗剥落腐蚀性能、电导率影响很大，本发明经过大量实验及对比研究后发现，制品固溶热处理工艺适合温度468-473℃，制品保温时间180分钟，淬火水温：20-40℃。人工时效工艺制度：一级：121±3℃/5h；二级：160℃±3℃/6.5h。后续的预拉伸矫直去应力过程和人工时效稳定化过程对材料组织演变也存在较大影响。用预拉伸矫直工艺消除其加工过程产生的残余应力避免了后续的加工变形，确保材料的疲劳强度、抗应力腐蚀性能、尺寸稳定性与适用寿命达到应用要求；同时，采用预拉伸矫直工艺可确保型材挤压过程中产生的扭曲变形。
附图说明
图1为本发明大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材的截面图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。
实施例1
一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，由以下重量百分比含量的元素组成：Cu2.0％、Mg2.3％、Zn8.4％、Zr0.10％、Ti0.03％、Fe0.13％、Si0.06％、Cr0.02％、Mn0.03％，余量为Al。
该大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材制备时，包括以下步骤：
(1)按元素组成选用品味≥99.85％的高纯铝锭、纯度≥99.98％的镁锭、纯度大于99.95％的锌锭、纯度大于99.90％的电解铜、Al-3Zr合金、Al-Ti-B丝作为原材料。
(2)熔炼前用铝含量(质量百分数)不低于99.70％的重熔用铝锭洗炉，将上述配好的高纯铝锭、锌锭和电解铜投入到炉膛温度不高于930℃的电炉中，熔炼温度为700-750℃，待熔炼温度达到710℃时进行扒渣、加镁锭、加Al-3Zr合金，加镁锭时必须用加Mg器将镁锭熔入熔体中，熔炼时需进行两次搅拌，每次搅拌不少于15分钟，间隔10分钟。
(3)使用氮氯混合气体吹入法进行熔体净化，吹入时间为10分钟，精炼后扒渣，气体含量小于等于0.14mL/100g熔体。
(4)将铝合金熔体依次通过在线除气设备和陶瓷过滤片，进行在线除气和过滤。
(5)用纯度为99％的纯铝铺底，在铸造温度730℃、铸造速度60mm/min、铸造水压0.01MPa的工艺条件下将铝合金熔体半连续铸造成外径为500mm的实心圆铝合金铸锭，铸造时在线加入Al-Ti-B丝，加入速度为280mm/min，铸造时控制水冷的均匀性，防止铸锭上产生冷隔和表面夹渣，进而防止铸锭裂纹。
(6)将铸造后的铝合金圆铸锭静置8小时以上后加热至460℃，保温24小时，再空冷至室温。
(7)将处理后的铝合金圆铸锭外表面车去偏析层4-5mm，表面粗糙度不大于Ra12.5，铸锭100％水浸探伤，并经检验合格后，切成长度为1200mm的铸块。
(8)将铸块定温加热至395℃后送入45MN反向挤压机的挤压筒中，并以挤压筒温度390℃、模具定温410℃、挤压速度0.2mm/s、挤压系数20.25的条件下将铸块反向挤压成截面形状为倒T形的型材。
(9)将挤压成型的型材在468℃的温度条件下固溶热处理，保温180min后采用24米立式淬火炉进行淬火，淬火水温20℃。
(10)将淬火后的型材在4h内采用12辊张力矫直机和1500吨拉伸机预拉伸矫直，以消除内应力，拉伸率为1.0％。
(11)将预拉伸矫直后的型材在8h内采用18吨时效炉进行双级人工时效处理，控制金属温度及保温时间为：一级124℃/5h；二级163℃/6.5h，人工时效处理后得到最终大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材。
2017年，将该实施例制备得到的大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材由中国航发北京航空材料研究院取样按AMS4338A进行各项指标检测，并将检测结果与AMS4338A标准要求进行对比。结果如下：
AMS4338A标准要求各项指标如下：
a：室温拉伸性能如表1、纵向抗压屈服强度如表2，
表1 室温拉伸性能
Figure GDA0002616020910000071
表2 纵向抗压屈服强度
Figure GDA0002616020910000072
b：电导率(EC)
型材电导率不得低于35.0％IACS(20.9MS/m),按照ASTM E 1004车削前进行表面测试。
c：抗剥落腐蚀性能
型材的抗剥落腐蚀性能不低于EB级。
d：材料拉伸性能同批次内和批次间变异系数≤5％。
2017年由中国航发北京航空材料研究院对本实施例制备的铝合金型材具体检测结果如表3和表4所示。
表3 室温拉伸性能
Figure GDA0002616020910000081
表4 纵向抗压屈服强度
Figure GDA0002616020910000082
电导率(EC)：型材电导率为37.9.0％IACS.。
抗剥落腐蚀性能：型材的抗剥落腐蚀性能EB级。
材料拉伸性能同批次内变异系数为2.1％，批次间变异系数为3.2％。
检测结论：各项指标明显高于美标AMS4338A标准的要求。
实施例2
一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，由以下重量百分比含量的元素组成：Cu2.6％、Mg1.8％、Zn7.6％、Zr0.14％、Ti0.06％、Fe0.15％、Si0.08％、Cr0.04％、Mn0.05％，余量为Al。
该大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材制备时，包括以下步骤：
(1)按元素组成选用品味≥99.85％的高纯铝锭、纯度≥99.98％的镁锭、纯度大于99.95％的锌锭、纯度大于99.90％的电解铜、Al-3Zr合金、Al-Ti-B丝作为原材料。
(2)熔炼前用铝含量(质量百分数)不低于99.70％的重熔用铝锭洗炉，将上述配好的高纯铝锭、锌锭和电解铜投入到炉膛温度不高于930℃的电炉中，熔炼温度为700-750℃，待熔炼温度达到710℃时进行扒渣、加镁锭、加Al-3Zr合金，加镁锭时必须用加Mg器将镁锭熔入熔体中，熔炼时需进行两次搅拌，每次搅拌不少于15分钟，间隔15分钟。
(3)使用氮氯混合气体吹入法进行熔体净化，吹入时间为12分钟，精炼后扒渣，气体含量小于等于0.14mL/100g熔体。
(4)将铝合金熔体依次通过在线除气设备和陶瓷过滤片，进行在线除气和过滤。
(5)用纯度为99％的纯铝铺底，在铸造温度740℃、铸造速度70mm/min、铸造水压0.04MPa的工艺条件下将铝合金熔体半连续铸造成外径为500mm的实心圆铝合金铸锭，铸造时在线加入Al-Ti-B丝，加入速度为320mm/min，铸造时控制水冷的均匀性，防止铸锭上产生冷隔和表面夹渣，进而防止铸锭裂纹。
(6)将铸造后的铝合金圆铸锭静置8小时以上后加热至465℃，保温24小时，再空冷至室温。
(7)将处理后的铝合金圆铸锭外表面车去偏析层4-5mm，表面粗糙度不大于Ra12.5，铸锭100％水浸探伤，并经检验合格后，切成长度为1200mm的铸块。
(8)将铸块定温加热至395℃后送入45MN反向挤压机的挤压筒中，并以挤压筒温度400℃、模具定温410℃、挤压速度0.5mm/s、挤压系数20.25的条件下将铸块反向挤压成截面形状为倒T形的型材。
(9)将挤压成型的型材在473℃的温度条件下固溶热处理，保温180min后采用24米立式淬火炉进行淬火，淬火水温40℃。
(10)将淬火后的型材在4h内采用12辊张力矫直机和1500吨拉伸机预拉伸矫直，以消除内应力，拉伸率为1.7％。
(11)将预拉伸矫直后的型材在8h内采用18吨时效炉进行双级人工时效处理，控制金属温度及保温时间为：一级118℃/5h；二级157℃/6.5h，人工时效处理后得到最终大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材。
2017年由中国航发北京航空材料研究院对本实施例制备的铝合金型材具体检测结果如表5和表6所示。
表5 室温拉伸性能
Figure GDA0002616020910000091
表6 纵向抗压屈服强度
Figure GDA0002616020910000092
Figure GDA0002616020910000101
电导率(EC)：型材电导率为36.9％IACS.。
抗剥落腐蚀性能：型材的抗剥落腐蚀性能EB级。
材料拉伸性能同批次内变异系数为2.4％，批次间变异系数为3.3％。
检测结论：各项指标明显高于美标AMS4338A标准的要求。
实施例3
一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，由以下重量百分比含量的元素组成：Cu2.3％、Mg2.0％、Zn8.0％、Zr0.12％、Ti0.01％、Fe0.12％、Si0.04％、Cr0.01％、Mn0.01％，余量为Al。
该大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材制备时，包括以下步骤：
(1)按元素组成选用品味≥99.85％的高纯铝锭、纯度≥99.98％的镁锭、纯度大于99.95％的锌锭、纯度大于99.90％的电解铜、Al-3Zr合金、Al-Ti-B丝作为原材料。
(2)熔炼前用铝含量(质量百分数)不低于99.70％的重熔用铝锭洗炉，将上述配好的高纯铝锭、锌锭和电解铜投入到炉膛温度不高于930℃的电炉中，熔炼温度为700-750℃，待熔炼温度达到710℃时进行扒渣、加镁锭、加Al-3Zr合金，加镁锭时必须用加Mg器将镁锭熔入熔体中，熔炼时需进行两次搅拌，每次搅拌不少于15分钟，间隔12分钟。
(3)使用氮氯混合气体吹入法进行熔体净化，吹入时间为11分钟，精炼后扒渣，气体含量小于等于0.14mL/100g熔体。
(4)将铝合金熔体依次通过在线除气设备和陶瓷过滤片，进行在线除气和过滤。
(5)用纯度为99％的纯铝铺底，在铸造温度735℃、铸造速度65mm/min、铸造水压0.03MPa的工艺条件下将铝合金熔体半连续铸造成外径为500mm的实心圆铝合金铸锭，铸造时在线加入Al-Ti-B丝，加入速度为300mm/min，铸造时控制水冷的均匀性，防止铸锭上产生冷隔和表面夹渣，进而防止铸锭裂纹。
(6)将铸造后的铝合金圆铸锭静置8小时以上后加热至462℃，保温24小时，再空冷至室温。
(7)将处理后的铝合金圆铸锭外表面车去偏析层4-5mm，表面粗糙度不大于Ra12.5，铸锭100％水浸探伤，并经检验合格后，切成长度为1200mm的铸块。
(8)将铸块定温加热至395℃后送入45MN反向挤压机的挤压筒中，并以挤压筒温度395℃、模具定温410℃、挤压速度0.3mm/s、挤压系数20.25的条件下将铸块反向挤压成截面形状为倒T形的型材。
(9)将挤压成型的型材在470℃的温度条件下固溶热处理，保温180min后采用24米立式淬火炉进行淬火，淬火水温30℃。
(10)将淬火后的型材在4h内采用12辊张力矫直机和1500吨拉伸机预拉伸矫直，以消除内应力，拉伸率为2.5％。
(11)将预拉伸矫直后的型材在8h内采用18吨时效炉进行双级人工时效处理，控制金属温度及保温时间为：一级121℃/5h；二级160℃/6.5h，人工时效处理后得到最终大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材。
2017年由中国航发北京航空材料研究院对本实施例制备的铝合金型材具体检测结果如表7和表8所示。
表7 室温拉伸性能
Figure GDA0002616020910000111
表8 纵向抗压屈服强度
Figure GDA0002616020910000112
电导率(EC)：型材电导率为37.8％IACS.。
抗剥落腐蚀性能：型材的抗剥落腐蚀性能EB级。
材料拉伸性能同批次内变异系数为2.1％，批次间变异系数为3.0％。
检测结论：各项指标明显高于美标AMS4338A标准的要求。

Claims (9)

1.一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：由以下重量百分比含量的元素组成：Cu2.0-2.6%、Mg1.8-2.3%、Zn7.6-8.4%、Zr0.10-0.14%、Ti≤0.06%、Fe≤0.15%、Si≤0.10%、Cr≤0.04%、Mn≤0.05%，余量为Al；其大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材的制备方法包括以下步骤：
（1）按元素组成选用品味≥99.85%的高纯铝锭、纯度≥99.98%的镁锭、纯度大于99.95%的锌锭、纯度大于99.90%的电解铜、Al-3Zr合金、Al-Ti-B丝作为原材料；
（2）将上述配好的高纯铝锭、锌锭和电解铜投入到炉膛温度不高于930℃的电炉中，熔炼温度为700-750℃，待熔炼温度达到710℃时进行扒渣、加镁锭、加Al-3Zr合金，加镁锭时必须用加Mg器将镁锭熔入熔体中；
（3）使用氮氯混合气体吹入法进行熔体净化，吹入时间为10-12分钟，精炼后扒渣，气体含量小于等于0.14mL/100g熔体；
（4）将铝合金熔体依次通过在线除气设备和陶瓷过滤片，进行在线除气和过滤；
（5）用99%的纯铝铺底，在铸造温度730-740℃、铸造速度60-70mm/min、铸造水压0.01-0.04MPa的工艺条件下将铝合金熔体半连续铸造成铝合金圆铸锭，铸造时在线加入Al-Ti-B丝，加入速度为280-320 mm/min；
（6）将铸造后的铝合金圆铸锭静置8小时以上后加热至460-465℃，保温24小时，再空冷至室温；
（7）将处理后的铝合金圆铸锭外表面车去偏析层4-5mm，表面粗糙度不大于Ra12.5，铸锭100%水浸探伤，并经检验合格后，切成长度为1200mm的铸块；
（8）将铸块定温加热至395℃后送入挤压机的挤压筒中，并以挤压筒温度390-400℃、模具定温410℃、挤压速度0.2-0.5mm/s、挤压系数20.25的条件下将铸块反向挤压成截面形状为倒T形的型材；
（9）将挤压成型的型材在468-473℃的温度条件下固溶热处理，保温180min后进行淬火，淬火水温20-40℃；
（10）将淬火后的型材在4h内预拉伸矫直，以消除内应力，拉伸率为1.0-2.5%；
（11）将预拉伸矫直后的型材在8h内进行双级人工时效处理，控制金属温度及保温时间为：一级 121±3℃/5h；二级 160℃±3℃/6.5h，人工时效处理后得到最终大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材。
2.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（2）中熔炼前用铝含量不低于99.70%的重熔用铝锭洗炉。
3.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（2）中熔炼时需进行两次搅拌，每次搅拌不少于15分钟，间隔10-15分钟。
4.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（5）中铸造时控制水冷的均匀性，防止铸锭上产生冷隔和表面夹渣，进而防止铸锭裂纹。
5.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（5）中铝合金铸锭为外径为500mm的实心圆铝合金铸锭。
6.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（8）中挤压机为45MN反向挤压机。
7.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（9）中淬火采用24米立式淬火炉。
8.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（10）中预拉伸矫直采用12辊张力矫直机和1500吨拉伸机。
9.根据权利要求1所述的一种大飞机机翼上壁板长桁用铝合金型材，其特征在于：所述步骤（11）中人工时效处理采用18吨时效炉时效。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112792150B (zh) * 2020-12-23 2023-04-07 东北轻合金有限责任公司 一种7150合金型材的挤压方法
CN113319531B (zh) * 2021-05-31 2022-07-12 安徽省飞腾航空科技有限公司 一种可调节式直升机主旋翼及其生产工艺
CN114438382B (zh) * 2021-11-17 2022-10-11 江阴沐祥精工科技有限公司 一种轨道铝型材
CN114480933B (zh) * 2022-01-25 2022-12-20 郑州轻研合金科技有限公司 一种特高强铝合金及其制备方法和应用
CN114807699B (zh) * 2022-05-27 2023-05-23 西北铝业有限责任公司 一种核工业用高强高韧薄壁管材及其制备方法
CN115386748B (zh) * 2022-08-30 2024-02-09 西南铝业（集团）有限责任公司 一种飞机机头窗框的制备方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5946425B2 (ja) * 2013-05-31 2016-07-06 アイシン軽金属株式会社 アルミニウムの合金押出材の製造方法
CN103451583B (zh) * 2013-09-12 2016-09-07 中国商用飞机有限责任公司 生产飞机机翼长桁用型材的方法
CN104404325B (zh) * 2014-12-12 2017-03-08 西南铝业（集团）有限责任公司 一种7085铝合金的热顶铸造工艺及其铝合金
CN108677041B (zh) * 2018-05-23 2020-06-16 山东南山铝业股份有限公司 一种7055铝合金扁排及其生产工艺与应用
CN110129638B (zh) * 2019-05-10 2021-06-01 西北铝业有限责任公司 一种航天用铝合金多变截面挤压型材及其制备方法
CN110863128B (zh) * 2019-12-28 2021-06-04 东北轻合金有限责任公司 一种航空用640MPa级铝合金挤压材的制备方法

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