CN114318087A - 一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于铝合金技术领域，具体公开了一种航空发动机壳体用Al‑Zn‑Mg‑Cu系铝合金及其制备方法。该铝合金成分包括，按质量百分比计，Mg：2.3％～2.6％，Cu：2.6％～2.9％，Zn：8.4％～9.0％，Zr：0.15％～0.25％，Ti：0.02％～0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al，由上述原材料熔炼成铝液而制成。本发明将合金加热至700℃～750℃，通过挤压后进行切断，制成锻造毛坯；然后经模锻后进行淬火，最后进行时效处理，制备得到Al‑Zn‑Mg‑Cu系铝合金。通过本发明的处理方法，提高了Al‑Zn‑Mg‑Cu系铝合金的抗拉强度、屈服强度和延伸率，增强了力学性能和加工性能，在航空航天产业铝合金构件领域具有重大的意义。
Description
技术领域
本发明属于铝合金技术领域，具体涉及一种航空发动机壳体用超高强高韧铝合金的制造方法。
背景技术
随着航天发动机壳体设计理念发展以及减重需求的增加，航天发动机壳体用超高强铝合金在其发展历程中强度级别不断提升，综合性能也不断完善。超高强铝合金发展已经历了以7075、7475、7050、7055、7085合金为代表的五代产品。国外新型超高强高韧铝合金的开发是在7150、7055、7449等铝合金基础上进行的，通过提高Zn含量，优化合金成分配比而完成合金设计；在已有制备加工及热处理工艺基础上针对新型合金进行优化，从而形成合金成套制备加工技术。高强铝合金主要以Al-Zn-Mg-Cu为基的合金，通过调整合金元素的含量，优化合金中Zn、Mg和Cu元素含量，获得良好的综合性能，同时配料中使用高纯的品位铝锭，降低Fe、Si杂质的含量，进而开发出强度更高、韧性和耐蚀性更好的新一代7000系高强铝合金，用于各种航天发动机壳体结构件的制造。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有铝合金强度和韧性及抗腐蚀无法满足航空发动机壳体使用要求的问题，开发出一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金及其制备方法。
本发明的技术方案如下：
一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其铝合金成分，按照质量百分比计，Mg：2.3％～2.6％，Cu：2.6％～2.9％，Zn：8.4％～9.0％，Zr：0.15％～0.25％，Ti：0.02％～0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al；由上述原材料熔炼成铝液而制成。
作为优选：一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其铝合金成分，按照质量百分比计，Mg：2.35％，Cu：2.7％，Zn：8.6％，Zr：0.18％，Ti：0.03％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
作为优选：一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其铝合金成分，按照质量百分比计，Mg：2.40％，Cu：2.8％，Zn：8.8％，Zr：0.20％，Ti：0.05％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
作为优选：一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其铝合金成分，按照质量百分比计，Mg：2.45％，Cu：2.85％，Zn：9.0％，Zr：0.22％，Ti：0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
作为优选：一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其铝合金成分，按照质量百分比计，其中，Fe≤0.15，Si≤0.10，同时控制元素Fe＞Si，控制Zn含量偏中下限。因Al-Zn-Mg-Cu系铝合金合金化程度较高，合金铸造时裂纹倾向性很大，为保证铸锭内部质量及减小铸造裂纹。
本发明还提供一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，包括以下步骤：
(1)按照设计合金元素质量百分比含量计：Mg：2.3％～2.6％，Cu：2.6％～2.9％，Zn：8.4％～9.0％，Zr：0.15％～0.25％，Ti：0.02％～0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al，按照上述比例称取铝锭、阴极铜、镁锭、锌锭、铝锆和铝钛中间合金作为原料，然后熔炼原料，熔炼温度为700℃～750℃，得到铝合金熔液；
(2)将步骤(1)得到的铝合金熔液铸造成圆铸锭，在室温条件下除去圆铸锭的铸造氧化皮，得到去除氧化皮的铝合金圆铸锭；
(3)将去除氧化皮的铝合金圆铸锭在温度为380℃～420℃的条件下保温12h，然后升温至450℃～470℃的条件下保温30h，出炉后自然冷却至室温，得到均火后的圆铸锭；
(4)在温度为400℃～440℃的条件下，将均火后的圆铸锭挤压成棒材，得到热挤压成形的铝合金棒材；
(5)将热挤压成形的铝合金棒材进行矫直，得到矫直后的铝合金挤压棒材；
(6)将矫直后的铝合金挤压棒材锯切成断，制成锻造毛坯料；在温度为400℃～440℃的条件下模锻成品件；
(7)将模锻成品件在468℃～478℃条件下保温3～4h，淬火处理，出炉水冷至室温，得到热处理后的铝合金模锻件；
(8)模锻件放入温度为115℃～125℃的时效炉中加热至金属温度120±2℃，保温20～24h进行时效处理，出炉自然冷却至室温，得到航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金模锻件。
作为优选：将步骤(1)合金在730℃熔炼得到铝合金熔液，所述合金成分，按质量分数比计，Mg：2.35％，Cu：2.7％，Zn：8.6％，Zr：0.18％，Ti：0.03％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al；步骤(7)中淬火温度为470℃，淬火的保温时间是180min，淬火所用水的温度是40～55℃；步骤(8)中时效温度为118℃，保温时间为24h。
作为优选：将步骤(1)合金在740℃熔炼得到铝合金熔液，所述合金成分，按质量百分比计，Mg：2.40％，Cu：2.8％，Zn：8.8％，Zr：0.20％，Ti：0.05％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al；步骤(7)中淬火温度为474℃，淬火的保温时间是190min，淬火所用水的温度是45℃；步骤(8)中时效温度为118℃，保温时间为24h。
作为优选：将步骤(1)合金在750℃熔炼得到铝合金熔液，所述合金成分，按质量百分比计，Mg：2.45％，Cu：2.85％，Zn：9.0％，Zr：0.22％，Ti：0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al；步骤(7)中淬火温度为476℃，淬火的保温时间是200min，淬火所用水的温度是50℃；步骤(8)中时效温度为120℃，保温时间为22h。
本发明的优点在于：
开展新型超高强航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金材料研发，关键技术是通过合金成分精细化控制及铸锭内部质量控制，多级均匀化处理技术、锻造成型技术、强韧化热处理技术等关键技术研究，探索铝合金锻件制备加工全过程微观组织的演化规律与控制机理，突破高强韧性匹配的技术难题，开发出各项性能指标满足指标要求的新型超高强铝合金模锻件。其中，
铸锭质量控制：超高强铝合金要求具有高的强韧性匹配，合金成分的精细化和均匀化控制至关重要。本发明材料合金化程度高，铸造成型是高合金化合金生产的主要难题，铸造裂纹产生的直接原因是由于铸锭的强度与塑性无法承受铸造应力而产生的。通过改进熔铸工艺减轻超强高韧耐蚀铝合金圆铸锭开裂的倾向。
多级均匀化处理技术：创新开发了大规格圆铸锭多级高温均匀化热处理，第一级采用380℃～420℃均匀化处理，可在基体上最大数量地均匀析出纳米级尺寸，与基体呈完全共格或半共格关系的Al3Zr弥散强化相，时效抑制基体组织再结晶的效果，在保证铸锭组织不过烧的前提下，进行450℃～470℃的第二级均匀化处理，有效解决T相和S相的回溶问题，保证高合金化的合金获得较好的均匀化组织。
锻造成型技术：在铸锭组织均匀性显著提升的基础上，利用有限元模拟手段优化模具设计，通过优化锻造工艺参数和锻造方式，调控合金金属流变过程，改善锻件头尾组织差异，第二相细小碎化且分布较均匀。
多级固溶热处理技术：利用组织观察和DSC曲线分析合金挤压态组织中的第二相组成特征，通过第一级低温预处理，促使相对低熔点相回溶至基体，并充分释放基体变形加工过程中积累的能量，最大限度的减少基体的再结晶比例，再经过第二级高温段的固溶处理，促使合金中残留的S相回溶至基体。并经过工业化验证第二相残留和基体组织再结晶比例获得理想调控效果，通过获得较为理想的微观组织，匹配出合理的强韧性水平。
开发出材料T6状态产品力学性能指标：屈服强度大于680MPa；抗拉强度大于720MPa；延伸率大于8％。
具体实施方式
下面结合具体的实施例对本发明的航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的实施方案进行详细说明。
实施例1：
一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，包括以下步骤：
(1)按照设计合金元素质量百分含量：Mg：2.35％，Cu：2.7％，Zn：8.6％，Zr：0.18％，Ti：0.03％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al，按照上述比例称取铝锭、阴极铜、镁锭、锌锭、铝锆和铝钛中间合金作为原料，熔炼温度为730℃，得到铝合金熔液；
(2)将步骤(1)得到的铝合金熔液铸造成圆铸锭，在室温条件下除去圆铸锭的铸造氧化皮，得到去除氧化皮的铝合金圆铸锭；
(3)将去除氧化皮的铝合金圆铸锭在温度为400℃的条件下保温12h，然后升温至460℃的条件下保温30h，出炉后自然冷却至室温，得到均火后的圆铸锭；
(4)在温度为420℃的条件下，将均火后的圆铸锭挤压成棒材，得到热挤压成形的铝合金棒材；
(5)将热挤压成形的铝合金棒材进行矫直，得到矫直后的铝合金挤压棒材；
(6)将矫直后的铝合金挤压棒材锯切成断，制成锻造毛坯料；在温度为420℃的条件下模锻成品件；
(7)将模锻成品件在470℃条件下保温3.5h，淬火处理，出炉水冷至室温，得到热处理后的铝合金模锻件；淬火所用水的温度是45℃；
(8)将铝合金模锻件放入温度为118℃的时效炉中加热至金属温度120±2℃，保温24h进行时效处理，出炉自然冷却至室温，得到航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金模锻件。
实施例2：
一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，包括以下步骤：
(1)按照设计合金元素质量百分比含量计：Mg为2.40％，Cu为2.8％，Zn为8.8％，Zr为0.20％，Ti为0.05％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al；按照上述比例称取铝锭、阴极铜、镁锭、锌锭、铝锆和铝钛中间合金作为原料，熔炼温度为740℃，得到铝合金熔液；
(2)将步骤(1)得到的铝合金熔液铸造成圆铸锭，在室温条件下除去圆铸锭的铸造氧化皮，得到去除氧化皮的铝合金圆铸锭；
(3)将去除氧化皮的铝合金圆铸锭在温度为400℃的条件下保温12h，然后升温至460℃的条件下保温30h，出炉后自然冷却至室温，得到均火后的圆铸锭；
(4)在温度为420℃的条件下，将均火后的圆铸锭挤压成棒材，得到热挤压成形的铝合金棒材；
(5)将热挤压成形的铝合金棒材进行矫直，得到矫直后的铝合金挤压棒材；
(6)将矫直后的铝合金挤压棒材锯切成断，制成锻造毛坯料；在温度为420℃的条件下模锻成品件；
(7)将模锻成品件在474℃条件下保温190min，淬火处理，淬火所用水的温度是45℃，出炉水冷至室温，得到热处理后的铝合金模锻件；
(8)将铝合金模锻件放入温度为118℃的时效炉中加热至金属温度120±2℃，保温24h进行时效处理，出炉自然冷却至室温，得到航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金模锻件。
实施例3：
一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，包括以下步骤：
(1)按照设计合金元素质量百分比含量计：Mg为2.45％，Cu为2.85％，Zn为9.0％，Zr为0.22％，Ti为0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al；按照上述比例称取铝锭、阴极铜、镁锭、锌锭、铝锆和铝钛中间合金作为原料，熔炼温度为750℃，得到铝合金熔液；
(2)将步骤(1)得到的铝合金熔液铸造成圆铸锭，在室温条件下除去圆铸锭的铸造氧化皮，得到去除氧化皮的铝合金圆铸锭；
(3)将去除氧化皮的铝合金圆铸锭在温度为400℃的条件下保温12h，然后升温至460℃的条件下保温30h，出炉后自然冷却至室温，得到均火后的圆铸锭；
(4)在温度为420℃的条件下，将均火后的圆铸锭挤压成棒材，得到热挤压成形的铝合金棒材；
(5)将热挤压成形的铝合金棒材进行矫直，得到矫直后的铝合金挤压棒材；
(6)将矫直后的铝合金挤压棒材锯切成断，制成锻造毛坯料；在温度为420℃的条件下模锻成品件；
(7)将模锻成品件在476℃条件下保温200min，淬火处理，淬火所用水的温度是50℃，出炉水冷至室温，得到热处理后的铝合金模锻件；
(8)将铝合金模锻件放入温度为120℃的时效炉中加热至金属温度120±2℃，保温22h进行时效处理，出炉自然冷却至室温，得到航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金模锻件。
上述铝合金成品均进行如下检测：试样尺寸依据GB/T16865-2013采用线切割加工，拉伸试验在电子拉伸机上进行，拉伸速率为2mm/min，每个实施例下采取3个平行样，结果如下：
表1是实施例1的性能数据
| 试样号 | 抗拉强度 | 屈服强度 | 延伸率 |
| 1# | 725.51 | 697.41 | 11.89 |
| 2# | 730.40 | 694.94 | 10.80 |
| 3# | 726.68 | 698.07 | 11.58 |
表2是实施例2的性能数据
| 试样号 | 抗拉强度 | 屈服强度 | 延伸率 |
| 4# | 730.50 | 689.65 | 10.67 |
| 5# | 732.00 | 688.18 | 10.36 |
| 6# | 735.80 | 686.38 | 10.18 |
表3实施例3的性能数据
| 试样号 | 抗拉强度 | 屈服强度 | 延伸率 |
| 7# | 736.10 | 685.80 | 9.86 |
| 8# | 739.20 | 684.80 | 9.52 |
| 9# | 735.40 | 687.30 | 10.24 |
可以理解的是，虽然本发明已以较佳实施例披露如上，然而上述实施例并非用以限定本发明。对于任何熟悉本领域的技术人员而言，在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案保护的范围内。
本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。
Claims (10)
1.一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其特征在于：该铝合金成分包括，按质量百分比计，Mg：2.3％～2.6％，Cu：2.6％～2.9％，Zn：8.4％～9.0％，Zr：0.15％～0.25％，Ti：0.02％～0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其特征在于：该铝合金成分包括，按质量百分比计，Mg：2.35％，Cu：2.7％，Zn：8.6％，Zr：0.18％，Ti：0.03％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其特征在于：该铝合金成分包括，按质量百分比计，Mg：2.40％，Cu：2.8％，Zn：8.8％，Zr：0.20％，Ti：0.05％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金，其特征在于：该铝合金成分包括，按质量百分比计，Mg：2.45％，Cu：2.85％，Zn：9.0％，Zr：0.22％，Ti：0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)按照设计合金元素质量百分比含量计：Mg：2.3％～2.6％，Cu：2.6％～2.9％，Zn：8.4％～9.0％，Zr：0.15％～0.25％，Ti：0.02％～0.06％，单个杂质≤0.05％，合计杂质≤0.15％，其余为Al，按照上述比例称取铝锭、阴极铜、镁锭、锌锭、铝锆和铝钛中间合金作为原料，熔炼温度为700℃～750℃，得到铝合金熔液；
(2)将步骤(1)得到的铝合金熔液铸造成圆铸锭，在室温条件下除去圆铸锭的铸造氧化皮，得到去除氧化皮的铝合金圆铸锭；
(3)将去除氧化皮的铝合金圆铸锭在温度为380℃～420℃的条件下保温12h，然后升温至450℃～470℃的条件下保温30h，出炉后自然冷却至室温，得到均火后的圆铸锭；
(4)在温度为400℃～440℃的条件下，将均火后的圆铸锭挤压成棒材，得到热挤压成形的铝合金棒材；
(5)将热挤压成形的铝合金棒材进行矫直，得到矫直后的铝合金挤压棒材；
(6)将矫直后的铝合金挤压棒材锯切成断，制成锻造毛坯料；在温度为400℃～440℃的条件下模锻成品件；
(7)将模锻成品件在468℃～478℃条件下保温3～4h，淬火处理，出炉水冷至室温，得到热处理后的铝合金模锻件；
(8)将铝合金模锻件放入温度为115℃～125℃的时效炉中加热至金属温度120±2℃，保温20～24h进行时效处理，出炉自然冷却至室温，得到航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金模锻件。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，其特征在于：将步骤(1)中合金铸锭加热至730～750℃，得到铝合金熔液。
7.根据权利要求5所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，其特征在于：步骤(7)中淬火所用水的温度是40～55℃。
8.根据权利要求7所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，其特征在于：步骤(7)中淬火温度为474℃，淬火的保温时间是190min，淬火所用水的温度是45℃。
9.根据权利要求5所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，其特征在于：步骤(8)中时效温度为118℃，保温时间为24h。
10.根据权利要求7所述的一种航空发动机壳体用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金的制备方法，其特征在于：步骤(7)中淬火温度为476℃，淬火的保温时间是200min，淬火所用水的温度是50℃；步骤(8)中时效温度为120℃，保温时间为22h。
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| CN116219232A (zh) * | 2023-02-17 | 2023-06-06 | 北京理工大学 | 一种添加Sc的高强高模量铸造Al-Li合金成分设计及制备方法 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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