CN115572924B - 一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法 - Google Patents
一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明涉及一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，属于铝合金板材制备技术领域。该方法适用的铝合金成分及重量百分比为：Zn 5.2～6.2％,Cu 1.2～1.9％，Mg 1.9～2.6％，以及Mn 0.01～0.10％，Ti 0.01～0.05％，Sc 0.05～0.30％,Er 0.10～0.25％中的任意1～2种，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。本发明将热轧后的铝合金板材进行一次固溶淬火；高温退火；冷轧；二次固溶淬火；冷变形；过时效处理调整板材的组织特征，在不改变力学性能的条件下，显著降低板材损伤容限的各向异性。本工艺适用于航空领域所用的7000系飞行器薄板，解决现有板材损伤容限各向异性大的问题，厚度规格不超过12.7mm。
Description
技术领域
本发明涉及一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，属于铝合金板材制备技术领域。
背景技术
铝合金的发展与航空事业的发展是密不可分的，航空铝合金的发展既受飞行器性能改进的需求牵引,也受材料自身技术发展的推动。航空航天飞行器的设计思想正朝着满足长寿命、高机动性、高可靠性、高出勤率、低维修成本的结构强度综合设计方向发展。经过近几十年来的研究，飞行器结构基于耐久性设计以确保使用(经济)寿命，基于损伤容限设计以确保安全的可靠性设计体系在我国已经基本建立。损伤容限设计主要是允许材料内部存在一定的缺陷，设计的数据输入要求为平面断裂韧性(KIC)等，对于较薄一些的板材而言，则重点考察的是平面应力断裂韧度(KC)和表观断裂韧度(Kapp)。7000系铝合金在飞行器上的应用广泛，可用于制造机身蒙皮、上下机翼蒙皮、翼梁、中心机翼结构件和舱壁等。铝合金板材采用轧制工艺制备，对于高损伤容限的7000系铝合金板材沿变形流线方向，L-T和T-L两个方向的损伤容限性能存在较大差异。而在结构设计过程中因为这种差异将会牺牲一部分材料的损伤容限性能。所以降低材料在两个方向上的损伤容限各向异性将有助于充分发挥材料的高损伤容限性能的优势，进而有助于降低飞行器的制造成本。
发明内容
本发明的目的在于提供一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，提出一种一次固溶淬火+高温退火+冷轧+二次固溶淬火+冷变形+过时效处理的工艺方法，通过该工艺，可使材料在不降低强度和良好塑性和腐蚀性能的同时，显著降低损伤容限各向异性。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，包括以下步骤：
(1)将铝合金铸锭依次进行均匀化处理、铣面、热轧；
(2)一次固溶处理：将步骤(1)处理后的铝合金板材进行一次固溶处理，固溶处理包括一级固溶处理和二级固溶处理，一级固溶处理保温温度为465℃～476℃，保温时间为40min至5h；二级固溶处理保温温度为508℃～518℃，保温时间为40min至5h；
(3)一次淬火处理：将步骤(2)处理后的铝合金板材进行室温水淬火；
(4)高温退火处理：将步骤(3)处理后的铝合金板材放入加热炉内加热，加热温度350℃～420℃，保温时间4～8h；保温完毕后，取出空冷至室温；
(5)冷轧处理：将步骤(4)处理后的铝合金板材进行冷轧变形至成品厚度；
(6)二次固溶淬火处理；将经过冷轧处理的板材进行二次固溶淬火处理，一级固溶处理保温温度为465℃～476℃，保温时间为40min至5h；二级固溶处理保温温度为508℃～518℃，保温时间为40min至5h；
(7)冷变形处理；将步骤(6)处理后的铝合金板材立刻进行预拉伸校直处理，冷变形量不超过2％；
(8)过时效处理；将步骤(6)处理后的铝合金板材进行过时效处理，时效处理为三级时效处理，一级时效处理温度为111℃至121℃，保温时间5h至10h；二级时效处理温度为158℃至168℃，保温时间22h至30h；三级时效处理温度为111℃至121℃，保温时间5至10h；
所述铝合金的成分及重量百分比为：Zn 5.2～6.2％,Cu 1.2～1.9％，Mg 1.9～2.6％，以及Cr 0.18～0.25％，Ti 0.01～0.05％、Sc 0.05～0.30％、Er 0.10～0.25％中的任意2～3种，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
所述铝合金的成分及质量百分比为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Sc:0.11％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
所述铝合金的成分及质量百分比为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Ti:0.05％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
所述步骤(1)热轧终轧温度控制在220℃～350℃。
所述步骤(1)热轧后板材的厚度比成品板材厚15％～40％。
所述步骤(2)一级保温到二级保温之间采用随炉升温。
所述步骤(4)保温结束后首先在炉内缓慢冷却至200℃～160℃，再从炉内取出室温空气中冷却。
所述步骤(5)冷轧处理的单道次变形量≤1mm。
与最接近的现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
将热轧后的板材进行一次固溶淬火处理后，在350℃～420℃进行高温退火处理，然后进行冷轧处理，再进行二次固溶淬火冷变形和三级过时效处理。一次固溶和高温退火处理可以改变原有热轧状态的组织特征，使得细长的纤维条带组织长大，降低晶粒的长宽比，改善各向异性。进一步通过冷轧工艺提高材料的损伤容限性能。二次固溶淬火冷变形和三级过时效处理则是为了调整晶粒内部和晶界上的析出相，以保证材料的拉伸性能和腐蚀性能等综合性能的匹配。本工艺适用于航空领域所用的7000系飞行器薄板，通过本发明制备铝合金板材，工艺简单、成本较低，易于实现大规模工业化生产。可以解决现有板材损伤容限各向异性大的问题，厚度规格不超过12.7mm。
具体实施方式
下面将结合实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅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做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。
一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，包括以下步骤：
(1)将铝合金铸锭依次进行均匀化处理、铣面、热轧；热轧终轧温度控制在220℃～350℃；热轧后板材的厚度比成品板材厚15％～40％；
(2)一次固溶处理：将步骤(1)处理后的铝合金板材进行一次固溶处理，固溶处理包括一级固溶处理和二级固溶处理，一级固溶处理保温温度为465℃～476℃，保温时间为40min至5h；二级固溶处理保温温度为508℃～518℃，保温时间为40min至5h；一级保温到二级保温之间采用随炉升温。
(3)一次淬火处理：将步骤(2)处理后的铝合金板材进行室温水淬火；
(4)高温退火处理：将步骤(3)处理后的铝合金板材放入加热炉内加热，加热温度350℃～420℃，保温时间4～8h；保温完毕后，取出空冷至室温；保温结束后首先在炉内缓慢冷却至200℃～160℃，再从炉内取出室温空气中冷却。
(5)冷轧处理：将步骤(4)处理后的铝合金板材进行冷轧变形至成品厚度；冷轧处理的单道次变形量≤1mm。
(6)二次固溶淬火处理；将经过冷轧处理的板材进行二次固溶淬火处理，一级固溶处理保温温度为465℃～476℃，保温时间为40min至5h；二级固溶处理保温温度为508℃～518℃，保温时间为40min至5h；
(7)冷变形处理；将步骤(6)处理后的铝合金板材立刻进行预拉伸校直处理，冷变形量不超过2％；
(8)过时效处理；将步骤(6)处理后的铝合金板材进行过时效处理，时效处理为三级时效处理，一级时效处理温度为111℃至121℃，保温时间5h至10h；二级时效处理温度为158℃至168℃，保温时间22h至30h；三级时效处理温度为111℃至121℃，保温时间5至10h；
所述铝合金的成分及重量百分比为：Zn 5.2～6.2％,Cu 1.2～1.9％，Mg 1.9～2.6％，以及Cr 0.18～0.25％，Ti 0.01～0.05％、Sc 0.05～0.30％、Er 0.10～0.25％中的任意2～3种，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
所述铝合金的成分及质量百分比为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Sc:0.11％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
所述铝合金的成分及质量百分比为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Ti:0.05％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
实施例1：
(1)合金成分为：Zn:5.5％，Cu:1.6％，Mg:2.4％，Cr 0.30％，Sc:0.12％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
(2)按设计的组分进行合金熔炼获得铸锭，将铸锭依次进行均匀化处理、铣面、热终轧温度300℃，热轧至12mm；
(3)一次固溶淬火处理：将轧制后的铝合金板材放入加热炉内进行加热，一级固溶处理保温温度为465℃，保温时间为60min；二级固溶处理保温温度为510℃，保温时间为60min；
(4)高温退火处理：将处理后的铝合金板材放入加热炉内加热，加热温度370℃，保温时间5.5h；保温完毕后在炉内缓慢冷却至200℃，再从炉内取出室温空气中冷却取出空冷至室温；
(5)冷轧处理：将处理后的铝合金板材进行冷轧变形至成品厚度8.0mm；
(6)二次固溶淬火处理；将经过冷轧处理的板材进行二次固溶淬火处理，一级固溶处理保温温度为465℃，保温时间为50min；二级固溶处理保温温度为510℃，保温时间为40min；
(7)冷变形处理；将二次固溶淬火处理后的铝合金板材立刻进行预拉伸校直处理，冷变形量1.5％；
(8)过时效处理；将冷变形处理后的铝合金板材进行过时效处理，时效处理为三级时效处理，一级时效处理温度为116℃，保温时间8h；二级时效处理温度为161℃，保温时间25h；三级时效处理温度为116℃，保温时间8h；
所得飞行器壁板铝合金板材室温屈服强度为453MPa，抗拉强度为522MPa，延伸率为14.8％；剥落腐蚀等级为EB级别；L-T方向平面应力断裂韧度Kc:140.79MPa·m1/2，T-L方向平面应力断裂韧度Kc:131.87MPa·m1/2，Kc各向异性指数为：6.34％；L-T向Kapp:95.12MPa·m1/2，T-L方向Kapp:94.08MPa·m1/2，Kc各向异性指数为1.09％。
实施例2：
(1)合金成分为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Ti:0.03％，Er:0.10％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
(2)按设计的组分进行合金熔炼获得铸锭，将铸锭依次进行均匀化处理、铣面、热终轧温度200℃，热轧至7.0mm；
(3)一次固溶淬火处理：将轧制后的铝合金板材放入加热炉内进行加热，一级固溶处理保温温度为467℃，保温时间为50min；二级固溶处理保温温度为512℃，保温时间为50min；
(4)高温退火处理：将处理后的铝合金板材放入加热炉内加热，加热温度420℃，保温时间6.5h；保温完毕后在炉内缓慢冷却至180℃，取出空冷至室温；
(5)冷轧处理：将处理后的铝合金板材进行冷轧变形至成品厚度5.0mm；
(6)二次固溶淬火处理；将经过冷轧处理的板材进行二次固溶淬火处理，一级固溶处理保温温度为467℃，保温时间为40min；二级固溶处理保温温度为512℃，保温时间为30min；
(7)冷变形处理；将二次固溶淬火处理后的铝合金板材立刻进行预拉伸校直处理，冷变形量2.0％；
(8)过时效处理；将冷变形处理后的铝合金板材进行过时效处理，时效处理为三级时效处理，一级时效处理温度为120℃，保温时间10h；二级时效处理温度为165℃，保温时间30h；三级时效处理温度为120℃，保温时间10h；
所得飞行器壁板铝合金板材室温屈服强度为452MPa，抗拉强度为519MPa，延伸率为15.5％；剥落腐蚀等级为EB级别；L-T方向平面应力断裂韧度Kc:141.93MPa·m1/2，T-L方向平面应力断裂韧度Kc:132.07MPa·m1/2，Kc各向异性指数为：6.95％；L-T向Kapp:95.37MPa·m1/2，T-L方向Kapp:93.89MPa·m1/2，Kc各向异性指数为1.55％。
对比例：
(1)合金成分为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Ti:0.03％余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
(2)按设计的组分进行合金熔炼获得铸锭，将铸锭依次进行均匀化处理、铣面、热终至成品厚度8mm，热终轧温度为250℃。
(3)固溶淬火处理；将经过冷轧处理的板材进行固溶淬火处理，一级固溶处理保温温度为465℃，保温时间为50min；二级固溶处理保温温度为510℃，保温时间为40min；
(4)冷变形处理；将二次固溶淬火处理后的铝合金板材立刻进行预拉伸校直处理，冷变形量1.5％；
(5)过时效处理；将冷变形处理后的铝合金板材进行过时效处理，时效处理为三级时效处理，一级时效处理温度为116℃，保温时间8h；二级时效处理温度为161℃，保温时间25h；
所得飞行器壁板铝合金板材室温屈服强度为455MPa，抗拉强度为515MPa，延伸率为14.8％；剥落腐蚀等级为EB级别；L-T方向平面应力断裂韧度Kc:148.28MPa·m1/2，T-L方向平面应力断裂韧度Kc:103.77MPa·m1/2，Kc各向异性指数为：30.02％；L-T向Kapp:118.86MPa·m1/2，T-L方向Kapp:88.33MPa·m1/2，Kc各向异性指数为25.69％。
各实施例性能汇总如下表：
对比可以发现，通过本发明的方法处理后的板材强度、延伸率、腐蚀性能没有降低，损伤容限Kc和Kapp各向异性显著降低。
Claims (9)
1.一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)将铝合金铸锭依次进行均匀化处理、铣面、热轧；
(2)一次固溶处理：将步骤(1)处理后的铝合金板材进行一次固溶处理，固溶处理包括一级固溶处理和二级固溶处理，一级固溶处理保温温度为465℃～476℃，保温时间为40min至5h；二级固溶处理保温温度为508℃～518℃，保温时间为40min至5h；
(3)一次淬火处理：将步骤(2)处理后的铝合金板材进行室温水淬火；
(4)高温退火处理：将步骤(3)处理后的铝合金板材放入加热炉内加热，加热温度350℃～420℃，保温时间4～8h；保温完毕后，取出空冷至室温；
(5)冷轧处理：将步骤(4)处理后的铝合金板材进行冷轧变形至成品厚度，厚度规格不超过12.7mm；
(6)二次固溶淬火处理；将经过冷轧处理的板材进行二次固溶淬火处理，一级固溶处理保温温度为465℃～476℃，保温时间为40min至5h；二级固溶处理保温温度为508℃～518℃，保温时间为40min至5h；
(7)冷变形处理；将步骤(6)处理后的铝合金板材立刻进行预拉伸校直处理，冷变形量不超过2％；
(8)过时效处理；将步骤(6)处理后的铝合金板材进行过时效处理，时效处理为三级时效处理，一级时效处理温度为111℃至121℃，保温时间5h至10h；二级时效处理温度为158℃至168℃，保温时间22h至30h；三级时效处理温度为111℃至121℃，保温时间5至10h。
2.如权利要求1所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述铝合金的成分及重量百分比为：Zn 5.2～6.2％,Cu 1.2～1.9％，Mg 1.9～2.6％，以及Cr 0.18～0.25％，Ti 0.01～0.05％、Sc 0.05～0.30％、Er 0.10～0.25％中的任意2～3种，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
3.如权利要求2所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述铝合金的成分及质量百分比为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Sc:0.11％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
4.如权利要求1所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述铝合金的成分及质量百分比为：Zn:5.7％，Cu:1.5％，Mg:2.2％，Cr 0.20％，Ti:0.05％，余量为Al以及微量杂质元素，所述杂质元素的总含量小于0.1％。
5.如权利要求4所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述步骤(1)热轧终轧温度控制在220℃～350℃。
6.如权利要求4所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述步骤(1)热轧后板材的厚度比成品板材厚15％～40％。
7.如权利要求4所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述步骤(2)一级保温到二级保温之间采用随炉升温。
8.如权利要求4所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述步骤(4)
保温结束后首先在炉内缓慢冷却至200℃～160℃，再从炉内取出室温空气中冷却。
9.如权利要求4所述的一种降低7000系飞行器板材损伤容限各向异性的工艺方法，其特征在于，所述步骤(5)冷轧处理的单道次变形量≤1mm。
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