CN113416872A - 一种用于航天的高强高韧铝锂合金及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于航天的高强高韧铝锂合金及其制备方法，铝锂合金的合金成分为：Cu的质量分数为3.2％～4.2％，Li的质量分数为1.0％～1.3％，Mg的质量分数为0.2％～0.6％，Mn的质量分数为0.1～0.5％，Zr的质量分数为0.05％～0.15％，Ag的质量分数为0.2％～0.7％，Zn的质量分数为0.3％～0.7％，Ti的质量分数为0.1％，Si的质量分数0.06％，Fe的质量分数≤0.6％，余量为Al。制备时采用了合理的锻造工艺，将第一次墩粗、第二次冲孔和第三次扩孔相结合的方式，从而生产出拥有较好且均匀力学性能的管状零件，从而满足减重、高强、高寿命的使用要求。通过实验表明，以本发明的工艺可以成批量的生产抗拉强度超过500Mpa的航空用铝合金，从而满足航天器结构的使用要求。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于航天的高强高韧铝锂合金及其制备方法。
背景技术
舱段是导弹、火箭、飞船、空间站、月球及深空探测等航天飞行器的重要 组成部分，用于装载战斗部、推进剂、发动机、各类仪器设备等部件，并承受 和传递各种载荷。随着航天飞行器运载能力的提高、飞行距离更远、舱段规格 的增大，舱段面临艰巨的减重任务。在舱段材料上，由2A14、2219等常规铝 合金向具有更高强度、更高模量、更低密度的铝锂合金方向发展。
铝锂合金是对航空航天装备轻量化具有重要意义的轻质高性能铝合金材 料。与传统的航空航天用铝合金相比，铝锂合金可使构件综合减重达到8％-15％， 航空航天设计单位高度关注、重点支持和迫切需要的合金材料。开展大规格高 强韧铝锂合金材料及航天飞行器大型整体舱段环件制备关键技术的研究，对航 天飞行器向重载、远程方向的发展具有重要推动作用。
为适应航天飞行器重载及深空探测任务需求，航天器结构面临艰巨的减重 任务。除了选择密度更小的材料外，连续流线加强筋整体舱段结构，是航天器 体舱结构实现结构减重的重要实施途径之一。而目前国内工业化稳定生产的坯 料尺寸受限及国外技术封锁，致使密封舱体结构大多采取单块壁板平面加工， 弯曲成形，拼焊成回转体的制造手段。其焊接区域需去除加强筋，以提供焊接 工装压紧区域。这就意味着整舱性能会出现薄弱区域，因此需要进行局部加强， 导致额外的重量和成本增加。如果采用大型整体回转体坯件，后续仅通过机械 加工去除多余材料，即可实现轻量化舱体主结构制造。能够大幅度降低结构重 量，提高承载能力。随着航天器飞行距离更远，载荷更多，承载能力更强，大 型整体航天器舱体结构是未来发展趋势。
目前采用大规格喷射成形铝锂合金锻件的锻造方法，使舱段在打孔时未出 现开裂现象，满足新型航天装备对喷射成形铝锂合金材料的性能要求，解决了 大规格舱段的制备及舱段锻造开裂及结构减重的难题。
发明内容
本发明的目的是为了解决以上现有技术的不足，提出了一种用于航天的高 强高韧铝锂合金及其制备方法。
本发明的技术方案是：
一种用于航天的高强高韧铝锂合金，铝锂合金的合金成分为：
Cu的质量分数为3.2％～4.2％，Li的质量分数为1.0％～1.3％，Mg的质 量分数为0.2％～0.6％，Mn的质量分数为0.1～0.5％，Zr的质量分数为0.05％～ 0.15％，Ag的质量分数为0.2％～0.7％，Zn的质量分数为0.3％～0.7％，Ti 的质量分数为0.1％，Si的质量分数0.06％，Fe的质量分数≤0.6％，余量为Al。
上述高强高韧铝锂合金的制备方法，包括以下步骤：
①、按合金组分进行配料；
②、在一级熔炼炉中进行初步熔炼，熔炼温度为710-780℃，在惰性气体 的保护下，添加成分锂；
③、添加除渣剂，对液态金属进行除渣与除气；
④、在惰性气体的保护下进行雾化，并形成颗粒喷射流，斜喷角10°～30°， 接收距离800mm，接收盘转速40～60r/min，下降速度2～4mm/s，雾化温度 760～850℃，雾化压力0.8MPa；
⑤、将喷射成型的金属冷却至250-350℃，再取出空冷；
⑥、合金挤压，在空气炉中进行加热保温，温度为420-470℃，时间大于15h；
⑦、自由锻，将挤压成型的棒料切割为一定长度，并加热至440-470℃， 保温8h以上；
第一次墩粗，将金属放置于平砧中部，始锻温度为420-470℃，终锻温度 大于380℃；
第二次冲孔，通过锻模，在金属的中部冲孔，始锻温度的范围为430～470℃， 终锻温度不小于380℃；
第三次扩孔，冲孔后的坯料加热至440-450℃，保温480min以上，再取出 进行扩孔；
⑧、固溶处理，缓慢升温到450℃～480℃，保温60min～90min，升温速 率为≤1℃/min，随后快速升温到500℃～520℃，升温速率为≥4℃/min，保温 120min～360min，水淬，淬火水温50℃～80℃，淬火转移时间≤20s，水中冷 却时间不小于10min；
固溶处理后转入时效阶段，时效制度为120℃～130℃，时效保温8h～12h， 再升温到150℃～190℃，保温8h～12h。
优选地，步骤②中的惰性气体为氩气或氮气。
优选地，步骤⑦中，第二次冲孔中的压机下压速度小于15mm/s。
优选地，所述步骤⑥中，合金挤压的模具温度为：420℃～460℃，挤压筒 温度：420℃～460℃，主推杆速度：0.1mm/s～1mm/s。
优选地，所述步骤③中的除气方式为同时采用真空静置除气和氩气除气工 艺。
优选地，合金组分中的固态H含量小于等于0.15cm3/100g。
有益效果：
与现有的铝锂合金相比，本发明合金在密度、弹性模量、拉伸性能、比强 度、比模量等5个方面的性能优势明显。
采用了合理的锻造工艺，将第一次墩粗、第二次冲孔和第三次扩孔相结合 的方式，从而生产出拥有较好且均匀力学性能的管状零件，从而满足减重、高 强、高寿命的使用要求。通过实验表明，以本发明的工艺可以成批量的生产抗 拉强度超过500Mpa的航空用铝合金，从而满足航天器结构的使用要求。
附图说明：
图1是力学性能对比图。
具体实施方式
为了加深对本发明的理解，下面将结合实施例和附图对本发明作进一步详 述，该实施例仅用于解释本发明，并不构成对本发明保护范围的限定。
一种大规格喷射成形舱段用铝锂合金由Cu、Li、Mg、Mn、Zr、Ag、Zn、 Ti、和Al组成，Cu的质量分数为3.2％～4.2％，Li的质量分数为1.0％～1.3％， Mg的质量分数为0.2％～0.6％，Mn的质量分数为0.1～0.5％，Zr的质量分数 为0.05％～0.15％，Ag的质量分数为0.2％～0.7％，Zn的质量分数为0.3％～ 0.7％，Ti的质量分数为0.1％，Si的质量分数0.06％，Fe的质量分数≤0.6％， 余量为Al。
本合金中应严格控制杂质含量Fe、Si元素。同时严格控制固态H含量， 固态H含量≤0.15cm3/100g
(1)按合金质量百分数要求配料，铝锭优先使用Al 99.95高纯铝锭。
(2)将配好的金属料等在一级熔炼炉中进行高温熔炼，熔炼温度在 710℃～780℃，在惰性气体保护下添加高纯锂锭，提供铝锂合金的质量，惰性 气体为高纯氩气或者氮气。并在其中加入一定量的除渣剂，对液态金属进行除 渣、除气精炼，最有效的方法是同时采用真空静置除气和氩气除气工艺。
(3)再将中间包中的液态金属在惰性气氛(氩气)中雾化，形成颗粒喷 射流，同时调整自主研发的全自动喷射成形设备的技术工艺参数(斜喷角10° ～30°，接收距离800mm，接收盘转速40～60r/min，下降速度2～4mm/s，雾 化温度760～850℃，雾化压力0.8MPa。)，通过红外感应以控制大规格喷射锭 坯的尺寸和颗粒喷射流的流量，并使颗粒喷射流高速沉积到基体上，凝固形成 大规格高强高韧、低密度铝锂合金锭坯材料(全程进行隔绝空气、氧气等处理)； 最后将喷射成形的大规格铝锂合金锭坯自然冷却至250℃～350℃后，消除残余 应力，取出空冷。
(4)合金挤压，在空气炉中进行加热保温，保温温度为420℃～470℃， 保温≥15h，模具温度为：420℃～460℃，挤压筒温度：420℃～460℃，主推 杆速度：0.1mm/s～1mm/s。
(5)对挤压坯料进行自由锻锻造。将挤压棒锯切为一定长度后，加热铝 锂合金锭坯、模具，所述铝锂合金和模具的加热温度范围为440～470℃，保温 时间不小于8小时。
对加热后的坯料采取四火锻造工艺进行锻造：
1)第一火墩粗：将铝锂合金挤压坯料迅速从电阻炉中取出放置于平砧中 间部位，开始加压镦粗，最后进行滚圆工艺，始锻温度的范围为420～470℃， 终锻温度不小于380℃。
2)第二火冲孔：将锻坯放入锻模中对中，锻压机开始加压，压机下压速 度≤15mm/s，始锻温度的范围为430～470℃，终锻温度不小于380℃；脱模后 回炉继续加热保温：加热温度范围为400～470℃，加热时间不小于4小时；每 锻压1个锻件后，在型腔底补刷润滑剂。
3)第三火马架扩：冲孔后坯料在温度为440-450℃下加热，保温时间≥480 分钟，取出坯料再通过马架扩孔。
(6)热处理
固溶制度：缓慢升温到450℃～480℃，保温60min～90min，升温速率为 ≤1℃/min，随后快速升温到500℃～520℃，升温速率为≥4℃/min，保温 120min～360min，水淬，淬火水温50℃～80℃，淬火转移时间≤20s，水中冷 却时间不小于10min。
固溶处理后转入时效阶段，时效制度为120℃～130℃，时效保温8h～12h， 再升温到150℃～190℃，保温8h～12h。
如图1所示，对比表明：本发明合金在密度、弹性模量、拉伸性能、比强 度、比模量等5个方面的性能优势明显。
相对2A14，发明合金比强度提高30％，比模量提高11％。
相对2219，发明合金比强度提高46％，比模量提高12％。
综合承载能力、减重和寿命要求，初步设计计算表明：2219难以满足要求 的减重和寿命目标。而本发明合金比强度、比模量的同时提升将带来高强高韧 性能的大幅提升，综合大尺寸、结构减重、寿命提高和提高安全性效果明显， 能满足型号总体对舱段的设计要求。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发 明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发 明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种用于航天的高强高韧铝锂合金，其特征在于，铝锂合金的合金成分为：
Cu的质量分数为3.2％～4.2％，Li的质量分数为1.0％～1.3％，Mg的质量分数为0.2％～0.6％，Mn的质量分数为0.1～0.5％，Zr的质量分数为0.05％～0.15％，Ag的质量分数为0.2％～0.7％，Zn的质量分数为0.3％～0.7％，Ti的质量分数为0.1％，Si的质量分数0.06％，Fe的质量分数≤0.6％，余量为Al。
2.根据权利要求1所述的一种用于航天的高强高韧铝锂合金的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
①、按合金组分进行配料；
②、在一级熔炼炉中进行初步熔炼，熔炼温度为710-780℃，在惰性气体的保护下，添加成分锂；
③、添加除渣剂，对液态金属进行除渣与除气；
④、在惰性气体的保护下进行雾化，并形成颗粒喷射流，斜喷角10°～30°，接收距离800mm，接收盘转速40～60r/min，下降速度2～4mm/s，雾化温度760～850℃，雾化压力0.8MPa；
⑤、将喷射成形的锭坯冷却至250-350℃，再取出空冷；
⑥、合金挤压，在空气炉中进行加热保温，温度为420-470℃，时间大于15h；
⑦、自由锻，将挤压成型的棒料切割为一定长度，并加热至440-470℃，保温8h以上；
第一次墩粗，将挤压坯料放置于平砧中部，始锻温度为420-470℃，终锻温度大于380℃；
第二次冲孔，通过锻模，在坯料的中部冲孔，始锻温度的范围为430～470℃，终锻温度不小于380℃；
第三次扩孔，冲孔后的坯料加热至440-450℃，保温480min以上，再取出进行扩孔；
⑧、固溶处理，缓慢升温到450℃～480℃，保温60min～90min，升温速率为≤1℃/min，随后快速升温到500℃～520℃，升温速率为≥4℃/min，保温120min～360min，水淬，淬火水温50℃～80℃，淬火转移时间≤20s，水中冷却时间不小于10min；
固溶处理后转入时效阶段，时效制度为120℃～130℃，时效保温8h～12h，再升温到150℃～190℃，保温8h～12h。
3.如权利要求2所述的一种用于航天的高强高韧铝锂合金的制备方法，其特征在于，步骤②中的惰性气体为氩气或氮气。
4.如权利要求2所述的一种用于航天的高强高韧铝锂合金的制备方法，其特征在于，步骤⑦中，第二次冲孔中的压机下压速度小于15mm/s。
5.如权利要求2所述的一种用于航天的高强高韧铝锂合金的制备方法，其特征在于，所述步骤⑥中，合金挤压的模具温度为：420℃～460℃，挤压筒温度：420℃～460℃，主推杆速度：0.1mm/s～1mm/s。
6.如权利要求2所述的一种用于航天的高强高韧铝锂合金的制备方法，其特征在于，所述步骤③中的除气方式为同时采用真空静置除气和氩气除气工艺。
7.如权利要求2所述的一种用于航天的高强高韧铝锂合金的制备方法，其特征在于，合金组分中的固态H含量小于等于0.15cm3/100g。
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