CN112646997B - 一种航空航天用含钪超高强铝合金及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

一种航空航天用含钪超高强铝合金及其制造方法，它涉及一种铝合金及其制造方法。目的是高强铝合金板材强度不足、断裂韧度和断后伸长率低、耐蚀性差的问题。方法：称取原料、制备铝合金方铸锭、均匀化退火、制备铝合金板材、固溶处理及淬火、形变处理、固溶处理及淬火、预拉伸处理、时效处理、切锯。本发明方法制造有效解决了高强铝合金板材强度不足、断裂韧度和断后伸长率低、耐蚀性差的问题，达到了航空航天用产品对此合金板材的综合性能需求。本发明适用于制备航空航天用含钪超高强铝合金。

Description

一种航空航天用含钪超高强铝合金及其制造方法
技术领域
本发明涉及一种铝合金及其制造方法。
背景技术
我国航空航天装备朝着减重、结构承载和功能一体化、长使用寿命、高可靠性等方向发展。铝合金作为航空航天装备最主要的结构材料之一，对其性能提出了更高的要求。
航空航天装备要求铝合金具有高比强度、比刚度、断裂韧度和耐蚀性能等综合性能的良好匹配。而现有高强7×××系铝合金厚板存在强度不足、断裂韧度和断后伸长率低、耐蚀性差的问题，而不能满足航空航天用产品的要求。
发明内容
本发明要解决现有高强铝合金板材强度不足、断裂韧度和断后伸长率低和耐蚀性差的问题，而提供一种航空航天用含钪超高强铝合金及其制造方法。
本发明航空航天用含钪超高强铝合金按质量分数由7.0％～13.5％的Zn、1.5％～2.5％的Mg、0.5％～2.5％的Cu、0.05％～0.30％的Zr、0.01～0.10％的Si、0.01～0.20％的Fe、0.05％～0.50％的Mn、0.01％～0.15％的Ti、0.05％～0.50％的Sc和余量的Al组成，且Zr、Ti和Sc的质量分数之和≤0.65％，Cu与Sc的质量比≤18。
上述航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法按照以下步骤进行：
一、称取原料：
按质量分数为Zn：7.0％～13.5％、Mg：1.5％～2.5％、Cu：0.5％～2.5％、Zr：0.05％～0.30％、Si：0.01～0.10％、Fe：0.01～0.20％、Mn：0.05％～0.50％、Ti：0.01％～0.15％、Sc：0.05％～0.50％和Al为余量、且Zr、Ti和Sc的质量分数之和≤0.65％、Cu与Sc的质量比≤18称取纯铝锭、纯铜锭、纯镁锭、纯锌锭、铝锰合金锭、铝钪合金锭、铝锆合金锭、铝钛合金锭、铝硅合金锭和铝铁合金锭作为原料；
二、制备铝合金方铸锭：
将步骤一称取的原料置于然后在温度为740℃～800℃的熔炼炉中熔炼10h，得到合金熔液，合金熔液进行铸造，得到厚为300mm和宽为1200mm的方铸锭；
三、均匀化退火：
将步骤二得到的方铸锭在温度为420℃～470℃的条件下保温20h～30h，出炉后自然冷却至室温，得到均匀化退火后的方铸锭；
四、制备铝合金板材：
将均匀化退火后得到的铸锭放入温度为400℃～450℃的电阻加热炉中加热，加热时间为8h～12h；然后进行轧制，得到70mm厚的铝合金厚板；
五、固溶处理及淬火：
将铝合金厚板在温度为450℃～470℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，处理时间为100min～150min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火25～35s，得到淬火后的铝合金板材；
六、形变处理：
将淬火后的铝合金板材在轧机上进行冷轧，道次3～5次，得到51mm厚度铝合金板材；
七、固溶处理及淬火：将51mm厚度铝合金板材在温度为470℃～480℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，固溶处理时间为150min～180min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火10～35s，得到淬火后的铝合金板材；
八、预拉伸处理：将淬火后的铝合金板材在拉伸机上进行拉伸，得到拉伸后的铝合金板材；
九、时效处理：将拉伸后的铝合金板材在温度为110℃～130℃下保温20h～32h，得到时效处理后的铝合金板材；
十、切锯：室温条件下使用锯床锯切时效处理后的铝合金板材的四边，得到航空航天用含钪超高强铝合金板材。
本发明制备的航空航天用含钪超高强铝合金为T651态铝合金。
本发明的有益效果是：本发明优化设计合金成分，轧制之后采用优化的固溶工艺、形变处理及二次固溶及优化的时效工艺，达到了航空航天用产品对此合金板材的综合性能需求，制备的铝合金板材在工业生产中综合性能优良；
本发明利用塑性变形与热处理析出强化的有机结合，使合金同时具有较好的加工硬化和时效强化效果，合金在获得更高强度的同时保持良好的塑性及韧性。第一次固溶主要是使得合金组织发生回复，消耗变形储能，便于后续加工变形，同时使合金中的第二相发生回溶或部分回溶；形变处理是通过在冷加工过程中形成了大量的位错网络，增加位错密度，使脱溶相形核更为广泛和均匀，有利于合金强度和塑性的提高；二次固溶是使脱溶相回溶，并使第一次固溶后残留的第二相向基体中进一步溶解，再通过后续的时效处理，使析出强化相细小、均匀析出，最终达到强度和韧性提高的目的。
本发明通过调整合金主元素Zn、Mg的含量，获得更多的MgZn2析出强化相；Sc在铝合金中形成与基体共格的析出相Al3Sc是面心立方结构(L12型Cu3Au结构)，晶格常数与α(A1)基体接近，稳定性高，不仅有强烈的时效硬化效果，而且具有高的热稳定性。添加微量Sc不仅能显著细化合金晶粒，抑制再结晶，而且可显著提高合金的强度、塑性、高温性能、抗蚀性能及焊接性能；添加Zr元素，可以替代部分Sc元素，形成Al3(Sc,Zr)相，其具有Al3Sc相同的作用，同时可大大减少Sc带来的成本。
通过GB/T16865《变形铝、镁及其合金加工制品拉伸试验用试样及方法》试验的T651状态50mm厚度板材抗拉强度不小于680MPa、屈服强度不小于620MPa、断后伸长率不小于13％；通过HB 5487《铝合金断裂韧度试验方法》试验的T651状态50mm厚度板材L-T方向断裂韧度不小于30MPa·m1/2；通过HB 5259《铝合金C环试样应力腐蚀试验方法》试验的T651态铝合金板材高向C环试样，施加260MPa载荷时，试验30天未开裂。在耐蚀和断裂韧度性能相当的条件下，抗拉强度较常用高强7075、7050铝合金板材提高了15％以上。
具体实施方式
本发明技术方案不局限于以下所列举具体实施方式，还包括各具体实施方式间的任意合理组合。
具体实施方式一：本实施方式航空航天用含钪超高强铝合金按质量分数由7.0％～13.5％的Zn、1.5％～2.5％的Mg、0.5％～2.5％的Cu、0.05％～0.30％的Zr、0.01～0.10％的Si、0.01～0.20％的Fe、0.05％～0.50％的Mn、0.01％～0.15％的Ti、0.05％～0.50％的Sc和余量的Al组成，且Zr、Ti和Sc的质量分数之和≤0.65％，Cu与Sc的质量比≤18。
本实施方式利用塑性变形与热处理析出强化的有机结合，使合金同时具有较好的加工硬化和时效强化效果，合金在获得更高强度的同时保持良好的塑性及韧性。第一次固溶主要是使得合金组织发生回复，消耗变形储能，便于后续加工变形，同时使合金中的第二相发生回溶或部分回溶；形变处理是通过在冷加工过程中形成了大量的位错网络，增加位错密度，使脱溶相形核更为广泛和均匀，有利于合金强度和塑性的提高；二次固溶是使脱溶相回溶，并使第一次固溶后残留的第二相向基体中进一步溶解，再通过后续的时效处理，使析出强化相细小、均匀析出，最终达到强度和韧性提高的目的。
本实施方式优化设计合金成分，达到了航空航天用产品对此合金板材的综合性能需求，制备的铝合金板材在工业生产中综合性能优良，通过GB/T16865《变形铝、镁及其合金加工制品拉伸试验用试样及方法》试验的T651状态50mm厚度板材抗拉强度不小于680MPa、屈服强度不小于620MPa、断后伸长率不小于13％；通过HB 5487《铝合金断裂韧度试验方法》试验的T651状态50mm厚度板材L-T方向断裂韧度不小于30MPa·m1/2；通过HB 5259《铝合金C环试样应力腐蚀试验方法》试验的T651态铝合金板材高向C环试样，施加260MPa载荷时，试验30天未开裂。在耐蚀和断裂韧度性能相当的条件下，抗拉强度较常用高强7075、7050铝合金板材提高了15％以上。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：航空航天用含钪超高强铝合金按质量分数由9.5％的Zn、2.3％的Mg、1.5％的Cu、0.15％的Zr、0.05％的Si、0.08％的Fe、0.35％的Mn、0.05％的Ti、0.25％的Sc和余量的Al组成。
具体实施方式三：本实施方式航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法按照以下步骤进行：
一、称取原料：
按质量分数为Zn：7.0％～13.5％、Mg：1.5％～2.5％、Cu：0.5％～2.5％、Zr：0.05％～0.30％、Si：0.01～0.10％、Fe：0.01～0.20％、Mn：0.05％～0.50％、Ti：0.01％～0.15％、Sc：0.05％～0.50％和Al为余量、且Zr、Ti和Sc的质量分数之和≤0.65％、Cu与Sc的质量比≤18称取纯铝锭、纯铜锭、纯镁锭、纯锌锭、铝锰合金锭、铝钪合金锭、铝锆合金锭、铝钛合金锭、铝硅合金锭和铝铁合金锭作为原料；
二、制备铝合金方铸锭：
将步骤一称取的原料置于然后在温度为740℃～800℃的熔炼炉中熔炼10h，得到合金熔液，合金熔液进行铸造，得到厚为300mm和宽为1200mm的方铸锭；
三、均匀化退火：
将步骤二得到的方铸锭在温度为420℃～470℃的条件下保温20h～30h，出炉后自然冷却至室温，得到均匀化退火后的方铸锭；
四、制备铝合金板材：
将均匀化退火后得到的铸锭放入温度为400℃～450℃的电阻加热炉中加热，加热时间为8h～12h；然后进行轧制，得到70mm厚的铝合金厚板；
五、固溶处理及淬火：
将铝合金厚板在温度为450℃～470℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，处理时间为100min～150min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火25～35s，得到淬火后的铝合金板材；
六、形变处理：
将淬火后的铝合金板材在轧机上进行冷轧，道次3～5次，得到51mm厚度铝合金板材；
七、固溶处理及淬火：将51mm厚度铝合金板材在温度为470℃～480℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，固溶处理时间为150min～180min，然后在温度为0℃～35℃的水中淬火10～35s，得到淬火后的铝合金板材；
八、预拉伸处理：将淬火后的铝合金板材在拉伸机上进行拉伸，得到拉伸后的铝合金板材；
九、时效处理：将拉伸后的铝合金板材在温度为110℃～130℃下保温20h～32h，得到时效处理后的铝合金板材；
十、切锯：室温条件下使用锯床锯切时效处理后的铝合金板材的四边，得到航空航天用含钪超高强铝合金板材。
本实施方式制备的航空航天用含钪超高强铝合金为T651态铝合金。
本实施方式的有益效果是：本发明优化设计合金成分，轧制之后采用优化的固溶工艺、形变处理及二次固溶及优化的时效工艺，达到了航空航天用产品对此合金板材的综合性能需求，制备的铝合金板材在工业生产中综合性能优良；
本实施方式利用塑性变形与热处理析出强化的有机结合，使合金同时具有较好的加工硬化和时效强化效果，合金在获得更高强度的同时保持良好的塑性及韧性。第一次固溶主要是使得合金组织发生回复，消耗变形储能，便于后续加工变形，同时使合金中的第二相发生回溶或部分回溶；形变处理是通过在冷加工过程中形成了大量的位错网络，增加位错密度，使脱溶相形核更为广泛和均匀，有利于合金强度和塑性的提高；二次固溶是使脱溶相回溶，并使第一次固溶后残留的第二相向基体中进一步溶解，再通过后续的时效处理，使析出强化相细小、均匀析出，最终达到强度和韧性提高的目的。
本实施方式通过调整合金主元素Zn、Mg的含量，获得更多的MgZn2析出强化相；Sc在铝合金中形成与基体共格的析出相Al3Sc是面心立方结构(L12型Cu3Au结构)，晶格常数与α(A1)基体接近，稳定性高，不仅有强烈的时效硬化效果，而且具有高的热稳定性。添加微量Sc不仅能显著细化合金晶粒，抑制再结晶，而且可显著提高合金的强度、塑性、高温性能、抗蚀性能及焊接性能；添加Zr元素，可以替代部分Sc元素，形成Al3(Sc,Zr)相，其具有Al3Sc相同的作用，同时可大大减少Sc带来的成本。
通过GB/T16865《变形铝、镁及其合金加工制品拉伸试验用试样及方法》试验的T651状态50mm厚度板材抗拉强度不小于680MPa、屈服强度不小于620MPa、断后伸长率不小于13％；通过HB 5487《铝合金断裂韧度试验方法》试验的T651状态50mm厚度板材L-T方向断裂韧度不小于30MPa·m1/2；通过HB 5259《铝合金C环试样应力腐蚀试验方法》试验的T651态铝合金板材高向C环试样，施加260MPa载荷时，试验30天未开裂。在耐蚀和断裂韧度性能相当的条件下，抗拉强度较常用高强7075、7050铝合金板材提高了15％以上。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式三不同的是：步骤一中按质量分数为Zn：9.5％、Mg：2.3％、Cu：1.5％、Zr：0.15％、Si：0.05％、Fe：0.08％、Mn：0.35％、Ti：0.05％、Sc：0.25％和Al为余量称取纯铝锭、纯铜锭、纯镁锭、纯锌锭、铝锰合金锭、铝钪合金锭、铝锆合金锭、铝钛合金锭、铝硅合金锭和铝铁合金锭作为原料。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式三或四不同的是：步骤二所述铸造工艺为：在铸造温度为740℃～760℃、铸造速度为50mm/min～70mm/min、冷却水温度为15℃～55℃的条件下将铝合金熔液铸造成方铸锭。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式三至五之一不同的是：步骤三中将步骤二得到的方铸锭在温度为460℃的条件下保温28h，出炉后自然冷却至室温，得到均匀化退火后的方铸锭。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式三至六之一不同的是：步骤四中轧制时的开轧温度为370℃～390℃，终轧温度为320℃以上。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式三至七之一不同的是：步骤五中将铝合金厚板在温度为465℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，处理时间为120min，然后在温度为25℃的水中淬火30s，得到淬火后的铝合金板材。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式三至八之一不同的是：步骤八所述进行拉伸的变形量为1.5％～3.5％。
具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式三至九之一不同的是：步骤九中将拉伸后的铝合金板材在温度为120℃下保温28h，得到时效处理后的铝合金板材。
实施例1：
本实施例航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法按照以下步骤进行：
一、称取原料：
按质量分数为Zn：9.5％、Mg：2.3％、Cu：1.5％、Zr：0.15％、Si：0.05％、Fe：0.08％、Mn：0.35％、Ti：0.05％、Sc：0.25％和Al为余量称取纯铝锭、纯铜锭、纯镁锭、纯锌锭、铝锰合金锭、铝钪合金锭、铝锆合金锭、铝钛合金锭、铝硅合金锭和铝铁合金锭作为原料；
二、制备铝合金方铸锭：
将步骤一称取的原料置于然后在温度为760℃的熔炼炉中熔炼10h，得到合金熔液，合金熔液进行铸造，得到厚为300mm和宽为1200mm的方铸锭；
步骤二所述铸造工艺为：在铸造温度为750℃、铸造速度为65mm/min、冷却水温度为30℃的条件下将铝合金熔液铸造成方铸锭；
三、均匀化退火：
将步骤二得到的方铸锭在温度为460℃的条件下保温28h，出炉后自然冷却至室温，得到均匀化退火后的方铸锭；
四、制备铝合金板材：
将均匀化退火后得到的铸锭放入温度为430℃的电阻加热炉中加热，加热时间为10h；然后进行轧制，得到70mm厚的铝合金厚板；
步骤四中轧制时的开轧温度为380℃，终轧温度为330℃；
五、固溶处理及淬火：
将铝合金厚板在温度为465℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，处理时间为120min，然后在温度为25℃的水中淬火30s，得到淬火后的铝合金板材；
六、形变处理：
将淬火后的铝合金板材在轧机上进行冷轧，道次4次，得到51mm厚度铝合金板材；
七、固溶处理及淬火：将51mm厚度铝合金板材在温度为475℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，固溶处理时间为160min，然后在温度为15℃的水中淬火25s，得到淬火后的铝合金板材；
八、预拉伸处理：将淬火后的铝合金板材在拉伸机上进行拉伸，得到拉伸后的铝合金板材；
步骤八所述进行拉伸的变形量为2.1％；
九、时效处理：将拉伸后的铝合金板材在温度为120℃下保温28h，得到时效处理后的铝合金板材；
十、切锯：室温条件下使用锯床锯切时效处理后的铝合金板材的四边，得到航空航天用含钪超高强铝合金板材。
本实施例制备的航空航天用含钪超高强铝合金为T651态铝合金。
通过GB/T16865《变形铝、镁及其合金加工制品拉伸试验用试样及方法》试验的T651状态50mm厚度板材抗拉强度689MPa、屈服强度625MPa、断后伸长率13.7％；通过HB5487《铝合金断裂韧度试验方法》试验的T651状态50mm厚度板材L-T方向断裂韧度31.5MPa·m1/2；通过HB 5259《铝合金C环试样应力腐蚀试验方法》试验的T651态铝合金板材高向C环试样，施加260MPa载荷时，试验30天未开裂。在耐蚀和断裂韧度性能相当的条件下，抗拉强度较常用高强7075、7050铝合金板材提高了15％以上。

Claims (8)

1.航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：该制造方法按照以下步骤进行：
一、称取原料：
按质量分数为Zn：7.0%~13.5%、Mg：1.5%~2.5%、Cu：0.5%~2.5%、Zr：0.05%~0.30%、Si：0.01~0.10%、Fe：0.01~0.20%、Mn：0.05%~0.50%、Ti：0.01%~0.15%、Sc：0.05%~0.50%和Al为余量、且Zr、Ti和Sc的质量分数之和≤0.65%、Cu与Sc的质量比≤18称取纯铝锭、纯铜锭、纯镁锭、纯锌锭、铝锰合金锭、铝钪合金锭、铝锆合金锭、铝钛合金锭、铝硅合金锭和铝铁合金锭作为原料；
二、制备铝合金方铸锭：
将步骤一称取的原料置于温度为740℃~800℃的熔炼炉中熔炼10h，得到合金熔液，合金熔液进行铸造，得到厚为300mm和宽为1200mm的方铸锭；
三、均匀化退火：
将步骤二得到的方铸锭在温度为420℃~470℃的条件下保温20h~30h，出炉后自然冷却至室温，得到均匀化退火后的方铸锭；
四、制备铝合金板材：
将均匀化退火后得到的铸锭放入温度为400℃~450℃的电阻加热炉中加热，加热时间为8h~12h；然后进行轧制，得到70mm厚的铝合金厚板；
五、固溶处理及淬火：
将铝合金厚板在温度为450℃~470℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，处理时间为100min～150min，然后在温度为0℃~35℃的水中淬火25~35s，得到淬火后的铝合金板材；
六、形变处理：
将淬火后的铝合金板材在轧机上进行冷轧，道次3~5次，得到51mm厚度铝合金板材；
七、固溶处理及淬火：将51mm厚度铝合金板材在温度为470℃~480℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，固溶处理时间为150min～180min，然后在温度为0℃~35℃的水中淬火10~35s，得到淬火后的铝合金板材；
八、预拉伸处理：将淬火后的铝合金板材在拉伸机上进行拉伸，得到拉伸后的铝合金板材；
九、时效处理：将拉伸后的铝合金板材在温度为110℃~130℃下保温20h~32h，得到时效处理后的铝合金板材；
十、切锯：室温条件下使用锯床锯切时效处理后的铝合金板材的四边，得到航空航天用含钪超高强铝合金板材。
2.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于： 步骤一中按质量分数为Zn：9.5%、Mg：2.3%、Cu：1.5%、Zr：0.15%、Si：0.05%、Fe：0.08%、Mn：0.35%、Ti：0.05%、Sc：0.25%和Al为余量称取纯铝锭、纯铜锭、纯镁锭、纯锌锭、铝锰合金锭、铝钪合金锭、铝锆合金锭、铝钛合金锭、铝硅合金锭和铝铁合金锭作为原料。
3.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：步骤二所述铸造工艺为：在铸造温度为740℃~760℃、铸造速度为50mm/min~70mm/min、冷却水温度为15℃~55℃的条件下将铝合金熔液铸造成方铸锭。
4.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：步骤三中将步骤二得到的方铸锭在温度为460℃的条件下保温28h，出炉后自然冷却至室温，得到均匀化退火后的方铸锭。
5.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：步骤四中轧制时的开轧温度为370℃~390℃，终轧温度为320℃以上。
6.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：步骤五中将铝合金厚板在温度为465℃的条件下使用辊底炉进行固溶处理，处理时间为120min，然后在温度为25℃的水中淬火30s，得到淬火后的铝合金板材。
7.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：步骤八所述进行拉伸的变形量为1.5%～3.5%。
8.根据权利要求1所述的航空航天用含钪超高强铝合金的制造方法，其特征在于：步骤九中将拉伸后的铝合金板材在温度为120℃下保温28h，得到时效处理后的铝合金板材。
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