CN117300027A - 一种7xxx系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件 - Google Patents
一种7xxx系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117300027A CN117300027A CN202311312433.6A CN202311312433A CN117300027A CN 117300027 A CN117300027 A CN 117300027A CN 202311312433 A CN202311312433 A CN 202311312433A CN 117300027 A CN117300027 A CN 117300027A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aluminum alloy
- ingot
- plate
- forging method
- thick
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 73
- 238000005242 forging Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 35
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims abstract description 23
- 238000005266 casting Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 16
- 230000032683 aging Effects 0.000 claims description 14
- 238000004321 preservation Methods 0.000 claims description 11
- 238000010791 quenching Methods 0.000 claims description 10
- 230000000171 quenching effect Effects 0.000 claims description 10
- 229910018569 Al—Zn—Mg—Cu Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 abstract description 12
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 8
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 abstract description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 abstract description 2
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 10
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 4
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 2
- 239000012535 impurity Substances 0.000 description 2
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052748 manganese Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 2
- 229910052725 zinc Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000035755 proliferation Effects 0.000 description 1
- 239000002994 raw material Substances 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
- B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
- B21J5/00—Methods for forging, hammering, or pressing; Special equipment or accessories therefor
- B21J5/06—Methods for forging, hammering, or pressing; Special equipment or accessories therefor for performing particular operations
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
- B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
- B21J5/00—Methods for forging, hammering, or pressing; Special equipment or accessories therefor
- B21J5/06—Methods for forging, hammering, or pressing; Special equipment or accessories therefor for performing particular operations
- B21J5/08—Upsetting
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Forging (AREA)
Abstract
本发明涉及合金锻造领域，具体是一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件。本发明提供的方法包括以下步骤：将7XXX系铝合金铸锭进行1次宽向墩粗变形和7～12道次的厚向拔长，得到坯料；所述铸锭进行宽向墩粗变形的压下量为20％～40％，压下速度不超过4mm/s；所述铸锭每经过1道次的厚向拔长其厚度减少10％～15％，压下速度不超过4mm/s；所述铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的10％～20％。本发明的方法通过分配锻造过程各参数，将应变从铸锭心部通过多道次的拔长变形量配合传递到表层，并在铸锭厚度方向实现均匀分布，最终保证了板件表层具有与心部一致的晶粒组织和均匀的力学性能。
Description
技术领域
本发明涉及合金锻造领域，具体是一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件。
背景技术
铝合金大尺寸板件是航空航天领域用于制造大型零件的原材料，随着零件整体化设计的发展，对大型板件的需求越来越多，对其性能要求也越来越高。大型板件的制备通常是采用铸锭轧制的方式，但是对于厚度较大的板件，受铸锭厚度和装备能力的限制，现有的铸锭轧制方式无法在板件厚度中心引入足够的应变量，导致板件晶粒组织均匀差，其根本原因是：一方面，在不充足的应变条件下位错增殖有限，很难形成微观亚晶结构，这就无法达到晶粒细化的目的，表现为板件厚度中心的晶粒粗大，而在板材表层的组织细小，最终导致了力学性能不均匀；另一方面，厚度心部较低的应变也很难使得粗大相破碎细化，粗大的第二相对成品板材的疲劳性能造成严重影响。
总而言之，轧制方式造成的组织差异导致了板件的性能不均匀性，较低力学性能的部位成为板材的短板，严重影响了板件在高端装备领域的使用。例如，飞机框梁结构件用7XXX系铝合金大型板件，其组织均匀性和力学性能较低的难题亟需解决。
发明内容
有鉴于此，本发明所要解决的技术问题在于提供一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件，本发明提供的方法能够制备得到力学性能满足需求的7XXX系铝合金坯料板件，且能保证板件表层具有与板件心部一致的晶粒组织和均匀的力学性能。
本发明提供了一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法，包括以下步骤：
将7XXX系铝合金铸锭进行1次宽向墩粗变形和7～12道次的厚向拔长，得到7XXX系铝合金坯料；
所述铸锭进行宽向墩粗变形的压下量为20％～40％，压下速度不超过4mm/s；
所述铸锭每经过1道次的厚向拔长其厚度减少10％～15％，所述厚向拔长的压下速度不超过4mm/s；
所述铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的10％～20％。
本发明首先将7XXX系铝合金铸锭进行1次宽向墩粗变形；所述铸锭进行1次宽向墩粗变形的压下量为20％～40％，压下速度不超过4mm/s。在本发明的某些实施例中，本发明所述铝合金铸锭的宽度为1290mm，将其进行1次宽向镦粗变形至其宽度为774mm～1032mm。
本发明将7XXX系铝合金铸锭经过1次宽向墩粗变形后，再进行7～12道次的厚向拔长，得到7XXX系铝合金坯料；具体而言，本发明将所述铝合金铸锭依次进行2～3道次的第一厚向拔长、2～4道次的第二厚向拔长和3～5道次的第三厚向拔长。
本发明所述铝合金铸锭每经过1道次的厚向拔长其厚度减少10～15％。具体而言，本发明所述铝合金铸锭每经过1道次的厚向拔长其厚度的减少量为经过上一道次的厚向拔长后的铝合金铸锭厚度的10～15％。本发明所述厚向拔长的压下速度不超过4mm/s。
本发明所述铝合金铸锭根据厚向拔长的压下量和道次数量而被拔长。本发明所述铝合金铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的10％～20％。具体而言，本发明所述铝合金铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为所述铝合金铸锭的初始进给总长度的10％～20％。更具体而言，本发明所述铝合金铸锭进行第一厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的15％～20％；所述铝合金铸锭进行第二厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的13％～18％；所述铝合金铸锭进行第三厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的11％～16％。
在本发明的某些实施例中，所述铝合金铸锭进行第一次厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的15.5％～19.38％；所述铝合金铸锭进行第二次厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的13.95％～17.06％；所述铝合金铸锭进行第三次厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的11.62％～15.51％。在本发明的某些实施例中，所述铝合金铸锭的初始总长度为1290mm，所述铝合金铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为150mm～250mm；具体而言，所述铝合金铸锭进行第一厚向拔长的拔长进给量为200mm～250mm；所述铝合金铸锭进行第二厚向拔长的拔长进给量为180mm～220mm；所述铝合金铸锭进行第三厚向拔长的拔长进给量为150mm～200mm。
本发明所述铝合金铸锭在进行1次宽向镦粗变形之前还包括：将所述铝合金铸锭加热至400～430℃，优选为420℃，保温时间不少于350分钟。具体而言，还需要对所述铝合金铸锭在后续锻造过程中所用的模具进行加热至400℃～430℃，保温时间为350min～380min。
本发明所述铝合金铸锭进行厚向拔长后，还包括对所述铸锭依次进行固溶淬火和人工时效。在本发明的某些实施例中，所述固溶淬火的温度为470℃～480℃，时间为3h～6h。在本发明的某些实施例中，所述人工时效具体为：将固溶淬火后的铝合金坯料在115℃～123℃的温度进行保温4h～8h，再升温至155℃～160℃的温度进行保温10h～16h。本发明所述人工时效的加热介质为空气，保温结束后出炉空冷。在本发明的某些实施例中，将固溶淬火后的铝合金坯料在120℃的温度进行保温4h，再升温至160℃的温度进行保温10h。
本发明所述铝合金铸锭的厚度为450mm～550mm。本发明所述铝合金铸锭由7XXX系铝合金构成。具体而言，本发明所述铝合金铸锭由Al-Zn-Mg-Cu系铝合金构成，优选由AA7085铝合金构成。在本发明的某些实施例中，本发明所述铝合金铸锭包括以下组分：1.6wt.％～1.75wt.％的Cu、1.45wt.％～1.6wt.％的Mg、7.3wt.％～7.8wt.％的Zn、0.09wt.％～0.11wt.％的Zr、不高于0.05wt.％的Mn、不高于0.05wt.％的Cr、不高于0.05wt.％的Fe、不高于0.05wt.％的Si、总量不高于0.15wt.％的其它杂质元素和余量Al。为满足飞机结构件用7XXX系铝合金大型锻件晶粒组织均匀性和高力学性能的要求，本发明采用铸锭墩粗和厚度直接拔长的新型锻造工艺，代替轧制板材，获得了均匀的晶粒组织，提高了大型板件的力学性能。
本发明还提供了一种飞机结构用板件，其由上述的锻造方法得到的坯料加工得到。具体而言，所述飞机结构用板件为飞机结构用Al-Zn-Mg-Cu系铝合金板件，优选为飞机结构用AA7085铝合金板件。
本发明提供了一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法，包括以下步骤：将7XXX系铝合金铸锭进行1次宽向墩粗和7～12道次的厚向拔长，得到7XXX系铝合金坯料；所述铸锭进行宽向墩粗变形的压下量为20％～40％，压下速度不超过4mm/s；所述铸锭每经过1道次的厚向拔长其厚度减少10％～15％，所述厚向拔长的压下速度不超过4mm/s；所述铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的10％～20％。本发明根据飞机结构件用7XXX系铝合金大型板件的特点，基于锻造变形过程中不同于轧制变形的应变分布特点，通过创新性的分配拔长压下量、拔长给进量、压下速度等参数，将应变从铸锭心部传递到铸锭表层，并在铸锭厚度方向上实现均匀分布，最终保证了板件表层具有与板件心部一致的晶粒组织和均匀的力学性能。实验表明，本发明所述锻造方法得到的锻件，其晶粒组织从心部到表层均均匀一致，其力学性能高于常规板材的力学性能。
附图说明
图1为本发明实施例1锻造流程示意图；
图2为常规轧制板件表层的晶粒组织图；
图3为常规轧制板件中心的晶粒组织图；
图4为本发明锻造板件表层的晶粒组织图；
图5为本发明锻造板件中心的晶粒组织图。
具体实施方式
本发明公开了一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件。本领域技术人员可以借鉴本文内容，适当改进工艺参数实现。特别需要指出的是，所有类似的替换和改动对本领域技术人员来说是显而易见的，它们都被视为包括在本发明。本发明的方法及应用已经通过较佳实施例进行了描述，相关人员明显能在不脱离本发明内容、精神和范围内对本文的方法和应用进行改动或适当变更与组合，来实现和应用本发明技术。
以下结合实施例对本发明进行进一步阐述：
实施例1
本发明将7085铝合金铸锭按照以下流程进行铝合金铸锭的锻造和检测：铸锭锯切→铸锭和模具加热→锻造→固溶淬火→人工时效→检测，
本实施例所用的AA7085铝合金铸锭的组成如下：1.7wt％的Cu、1.55wt％的Mg、7.4wt％的Zn、0.1wt％的Zr、不高于0.05wt％的Mn、不高于0.05wt％的Cr、不高于0.05wt％的Fe、不高于0.05wt％的Si、总量不高于0.15wt％的其它杂质元素和余量Al。
本发明的铝合金铸锭锻造具体过程如下：
(1)铸锭锯切：切取长1900mm×宽1290mm×厚470mm的铸锭；
(2)铸锭和模具加热：铸锭加热温度410℃，保温时间360分钟。模具加热温度400℃，保温时间360分钟。
(3)锻造：采用10000吨压机对铸锭进行锻造，图1为图1为本发明实施例1锻造流程示意图，采用的具体工步为：
①宽向镦粗：将铸锭进行1次宽向镦粗变形，变形量为30％，变形后铸锭宽度＝1290mm×70％＝903mm；
②厚向拔长：按照以下步骤S1～S4对宽向变形后的铸锭进行厚向拔长；
S1：将铸锭经3道次厚向压下，使得铸锭沿宽度方向被拔长；拔长进给量为200mm，道次压下量为当前铸锭厚度的15％；
S2：将铸锭经3道次厚向压下，使得铸锭沿宽度方向被拔长；拔长进给量为180mm，道次压下量为当前铸锭厚度的13％；
S3：将铸锭经3道次厚向压下，使得铸锭沿宽度方向被拔长；拔长进给量为150mm，道次压下当前铸锭厚度的11％；
S4：将厚向拔长完成得到的大型坯料板件进行整平切边，获得长约3000mm×宽约2000mm×厚约180mm的大型坯料板件。
(4)热处理：对上述的大型坯料板件进行固溶淬火和人工时效热处理，其中固溶淬火的温度为475℃时间为4h；人工时效采用双级时效；第一级时效温度为120℃，金属保温4小时；第二阶段155℃，金属保温12小时；加热介质为空气，保温结束后出炉空冷。
(5)检测：测试板件的晶粒组织，纵向、横向和高向的室温拉伸性能和断裂韧性。
对比例1
(1)铸锭锯切：切取长1900mm×宽1290mm×厚470mm的铸锭；
(2)铸锭和模具加热：铸锭加热温度450℃，保温时间360分钟。模具加热温度400℃，保温时间360分钟。
(3)锻造：采用10000吨压机对铸锭进行锻造，采用的具体工步为：
①宽向镦粗：将铸锭进行1次宽向镦粗变形，变形量为60％，变形后铸锭宽度＝1290mm×40％＝516mm；
②厚向拔长：按照以下步骤S1～S4对宽向变形后的铸锭进行厚向拔长；
S1：将铸锭经3道次厚向压下，使得铸锭沿宽度方向被拔长；拔长进给量为200mm，道次压下量为当前铸锭厚度的30％；
S2：将铸锭经3道次厚向压下，使得铸锭沿宽度方向被拔长；拔长进给量为180mm，道次压下量为当前铸锭厚度的30％；
S3：将铸锭经3道次厚向压下，使得铸锭沿宽度方向被拔长；拔长进给量为150mm，道次压下当前铸锭厚度的30％；
S4：将厚向拔长完成得到的大型坯料板件进行整平切边，获得长约3000mm×宽约2000mm×厚约180mm的大型坯料板件。
(4)热处理：对上述的大型坯料板件进行固溶淬火和人工时效热处理，其中固溶淬火的温度为475℃时间为4h；人工时效采用双级时效；第一级时效温度为120℃，金属保温4小时；第二阶段160℃，金属保温10小时；加热介质为空气，保温结束后出炉空冷。
(5)检测：测试板件的晶粒组织，纵向、横向和高向的室温拉伸性能和断裂韧性。
本发明锻件的力学性能如表1所示。经过多次试验，本发明实施例1所得板件的实测性能在拉伸强度、延伸率、断裂韧度三个方面都高于板材和对比例1，而且实施例1显示出了更好的力学性能配合。
图2为常规轧制板件表层的晶粒组织图，图3为常规轧制板件中心的晶粒组织图。由图2和图3可以看出，常规轧制板件的表层晶粒细小，而板件中心的晶粒粗大。这就导致了板材中心位置和表层位置的性能差异很大，板材中心粗大的晶粒组织导致板材厚度中心位置测得的拉伸性能降低。
图4为本发明锻造板件表层的晶粒组织图，图5为本发明锻造板件中心的晶粒组织图。由图4和图5可以看出，本发明锻造板件的表层和中心的晶粒组织均匀一致。更重要的是本发明锻造组织中引入了大量的均匀变形，厚度方向上存在大量均匀的亚晶粒。而对比例1在第一步采用更大的镦粗变形，使得晶粒流向发生不均匀流动，同时在后续拔长过程中采用了更大的进给量，这导致金属流向产生纵向波动，大应变区域与小应变区域产生明显的组织差异，从而产生了力学性能短板的区域，导致性能平均值降低。
表1中所示为实施例1、对比例1和常规板材力学性能对比。
表1
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种7XXX系铝合金坯料的锻造方法，其特征在于，包括以下步骤：
将7XXX系铝合金铸锭进行1次宽向墩粗变形和7～12道次的厚向拔长，得到7XXX系铝合金坯料；
所述铸锭进行宽向墩粗变形的压下量为20％～40％，压下速度不超过4mm/s；
所述铸锭每经过1道次的厚向拔长其厚度减少10％～15％，所述厚向拔长的压下速度不超过4mm/s；
所述铸锭进行厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的10％～20％。
2.根据权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
将铝合金铸锭依次进行2～3道次的第一次厚向拔长、2～4道次的第二次厚向拔长和3～5道次的第三次厚向拔长。
3.根据权利要求2所述的锻造方法，其特征在于，所述铝合金铸锭进行第一次厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的15％～20％；所述铝合金铸锭进行第二次厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的13％～18％；所述铝合金铸锭进行第三次厚向拔长的拔长进给量为初始进给总长度的11％～16％。
4.根据权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述铝合金铸锭在进行1次宽向镦粗变形之前还包括：将所述铝合金铸锭加热至400℃～430℃，保温时间不少于350分钟。
5.根据权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述铝合金铸锭进行厚向拔长后，还包括对所述锻造板件依次进行固溶淬火和人工时效；
所述人工时效具体为：将固溶淬火后的铝合金板件在115℃～123℃的温度进行保温4h～8h，再升温至155℃～160℃的温度进行保温10h～16h。
6.根据权利要求5所述的锻造方法，其特征在于，所述固溶淬火的温度为470℃～480℃；所述固溶淬火的时间为3h～6h。
7.根据权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述铝合金铸锭的厚度为450mm～550mm。
8.根据权利要求1所述的锻造方法，其特征在于，所述铝合金铸锭由Al-Zn-Mg-Cu系铝合金构成。
9.一种飞机结构用板件，其特征在于，其由权利要求1～8中任一所述的锻造方法得到的坯料加工得到。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311312433.6A CN117300027A (zh) | 2023-10-11 | 2023-10-11 | 一种7xxx系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311312433.6A CN117300027A (zh) | 2023-10-11 | 2023-10-11 | 一种7xxx系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117300027A true CN117300027A (zh) | 2023-12-29 |
Family
ID=89246045
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311312433.6A Pending CN117300027A (zh) | 2023-10-11 | 2023-10-11 | 一种7xxx系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117300027A (zh) |
-
2023
- 2023-10-11 CN CN202311312433.6A patent/CN117300027A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| TWI507552B (zh) | 單塊鋁合金靶和製造方法 | |
| CN113293273B (zh) | 一种紧固件用2xxx系铝合金棒材、线材的加工方法 | |
| CN112996935A (zh) | 7xxx系列铝合金产品 | |
| EP2623628B1 (en) | Method for manufacturing deformed articles from pseudo- beta-titanium alloys | |
| CN101484603A (zh) | Aa7000系列铝合金产品及其制造方法 | |
| CN109022975B (zh) | 一种提高aq80m镁合金强度和应变疲劳寿命的方法 | |
| CN111394637B (zh) | 一种Ti2AlNb合金及其棒材的制备方法 | |
| CN111438317B (zh) | 一种具有高强高韧近β型钛合金锻件锻造成形的制备方法 | |
| CN111004950B (zh) | 2000铝合金型材及其制造方法 | |
| CN111519116B (zh) | 一种大长度无焊点铜铬锆接触线的制备方法 | |
| WO2020120267A1 (en) | Method of making 6xxx aluminium sheets with high surface quality | |
| CN114367611B (zh) | 一种镁合金回转体结构件及其制备工艺 | |
| CN113302327A (zh) | 7xxx系列铝合金产品 | |
| CN113667912B (zh) | 一种大规格铝合金板材及其制备方法 | |
| EP3191611B1 (en) | Alloys for highly shaped aluminum products and methods of making the same | |
| EP1614760A1 (en) | Aluminum alloy plate excellent in press formability and continuous resistance spot weldability and method for production thereof | |
| JP2008190022A (ja) | Ａｌ−Ｍｇ−Ｓｉ系合金熱延上り板およびその製造法 | |
| AU2023339342A1 (en) | Manufacturing method for improving edge fitting properties of 6016 automobile stamped sheets | |
| CN112725668A (zh) | 一种消除粗晶环的6061铝合金棒材生产方法 | |
| CN117026010A (zh) | 一种具有多层次α相组织的高强高韧双相钛合金及其制备方法 | |
| CN114836649B (zh) | 一种大型钛铜锻件及其制造方法 | |
| CN117300027A (zh) | 一种7xxx系铝合金坯料的锻造方法和飞机结构用板件 | |
| JPH05112840A (ja) | プレス成形性に優れた焼付硬化性Ａｌ−Ｍｇ−Ｓｉ系合金板及びその製造方法 | |
| CN110819857B (zh) | 一种轨道列车车体薄壁铝型材 | |
| JP2023509367A (ja) | 析出硬化性アルミニウム合金製の板材または帯材、該板材または帯材から構成された車両部品、該板材または帯材の使用および製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |