一种2297-t87铝锂合金航空零件制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种2297?T87铝锂合金航空零件制造方法，可提高零件疲劳性能，延长使用寿命，属于铝合金航空零件制造技术。新一代飞机主承力结构的使用寿命提出了更高要求，新材料及新技术得到了大量的应用，2297?T87铝锂合金厚板是一种制造飞机大型复杂主承力构件的新一代材料，其制件具有较好的疲劳寿命。2297?T87铝锂合金厚板具有较高的织构强韧化效应，在制备过程中采用了大预拉伸变形量调控材料强韧性。本发明的一种2297?T87铝锂合金航空零件制造方法，采取该方法可提高零件疲劳性能，延长使用寿命。
【专利说明】
-种2297-T87错裡合金航空零件制造方法
技术领域
[0001 ]本发明设及一种2297-T87侣裡合金航空零件制造方法，可提高零件疲劳性能，延 长使用寿命，属于侣合金航空零件制造技术。
【背景技术】
[0002] 随着技术的进一步发展，对新一代飞机主承力结构的使用寿命提出了更高要求， 新材料及新技术得到了大量的应用，2297-T87侣裡合金厚板是一种制造飞机大型复杂主承 力构件的新一代材料，其制件具有较好的疲劳寿命。2297-T87侣裡合金主要成份约含有 2.8 % Cu，1.5 % Li，0.30 %Mn及0.12 % Zr。2297-T87侣裡合金厚板具有较高的织构强初化效 应，在制备过程中采用了大预拉伸变形量调控材料强初性。
[0003] 侣合金航空零件制造一般包括机加工、表面阳极化处理等工艺，一些对密封性要 求较高构件部位的孔径采取大过盈量挤压强化，一些承载疲劳载荷的关键部位采用喷丸强 化。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是:一种2297-T87侣裡合金航空零件制造方法，采取该方法可提高 零件疲劳性能，延长使用寿命。
[0005] 本发明的技术方案是：一种2297-T87侣裡合金航空零件制造方法，该方法包括W 下步骤：
[0006] 1.1机械加工
[0007] 将2297-T87侣裡合金厚板按零件设计要求进行机械加工，粗锐平面及型槽，剩余 机加工余量3~5mm;精锐平面及型槽，剩余机加工余量0.5~1.5mm;预制孔，使用钻床制孔， 孔径比设计尺寸低4.0%~6.0%。
[000引 1.2孔强化
[0009] 选用比设计孔径大2.0%~3.0%的合金钢棒，加力使其穿过零件上的孔，从而完 成对孔壁的挤压，随后对挤压后的孔较圆，并使其满足设计要求。
[0010] 1.3表面强化
[0011] 选用0.60mm铸钢丸作为喷丸介质，对零件表面喷丸，喷丸强度为0.05A，覆盖率为 100%~200%。
[0012] 1.4表面阳极化处理
[0013] 采用硫酸阳极化工艺、棚硫酸阳极化工艺或铭酸阳极化工艺。
[0014] 采用硫酸阳极化工艺时，硫酸浓度为150g/L~250g/L，槽液溫度20~25°C，氧化时 间25分钟，氧化电压13~15V。
[0015] 采用棚硫酸阳极化工艺时，硫酸浓度40g/L硫酸，棚酸浓度8g/L，槽液溫度20~25 °C，氧化时间18分钟，氧化电压13~17V。
[0016] 采用铭酸阳极化工艺时，铭酸浓度40~80g/L，槽液溫度30~40°C，氧化时间40分 钟，氧化电压19~21V。
[0017] 本发明的有益效果是:本发明根据2297-T87侣裡合金厚板成份、组织织构及大预 拉伸变形量特点，零件在机加工过程的最后阶段采用高转速低切深量加工方法，降低机加 工对材料织构的损伤，修复零件的表面完整性;零件采用孔径机械挤压强化及表面喷丸强 化相配合的复合强化方法，构建零件新的表面完整性，提高零件耐疲劳性能;零件采用表面 喷丸及阳极化相迭加的复合表面处理方法，保证生成较薄阳极化膜层而达到理想的腐蚀防 护效果。
[0018] 本发明可显著提高2297-T87侣裡合金航空零件的疲劳性能，对零件耐腐蚀性能也 有一定的改善作用。零件疲劳性能的提高是因为：1)机加工过程最后阶段的特殊精整工艺 对零件表面完整性的修复;2)孔径机械挤压强化及表面喷丸强化相配合的复合强化方法构 建了零件新的表面完整性;3)达到理想的腐蚀防护效果，采用喷丸及阳极化相迭加的复合 表面处理方法仅需较薄阳极化膜层。
[0019] 本发明的2297-T87侣裡合金航空零件制造方法，可提高零件疲劳性能，延长使用 寿命4倍W上。本发明操作工艺简便，利于生产控制。
【具体实施方式】
[0020] 下面对本发明做进一步详细说明。一种2297-T87侣裡合金航空零件制造方法，包 括W下步骤：
[0021] (1)机械加工
[0022] 将2297-T87侣裡合金厚板按零件设计要求进行机械加工，机械加工分4步进行：
[0023] 粗锐平面及型槽，剩余机加工余量3~5mm;
[0024] 精锐平面及型槽，剩余机加工余量0.5~1.5mm;
[002引预制孔，使用钻床制孔，孔径比设计尺寸低4.0~6.0%;
[0026] 表面精整，使用高速锐床修整零件表面；
[0027] (2)孔强化；
[0028] (3)表面强化；
[00巧](4)表面阳极化处理。
[0030] 实施例1
[0031] 表1为采用本发明经机加工-表面精整-孔机械挤压/表面喷丸复合强化-硫酸阳极 化等工序制备零件疲劳寿命效果。其中：
[0032] 表面精整时，使用高速锐床修整零件表面，工艺参数为:锐刀转速23000n/min，进 给速度8000mm/min。
[0033] 孔强化时，选用比设计孔径大2.0~3.5%的合金钢棒，加力使其零件上的孔中穿 过，从而完成对孔壁的挤压。随后对挤压后的孔较圆，并使其满足设计图纸要求。
[0034] 表面强化时，选用0.60mm铸钢丸作为喷丸介质，对零件表面喷丸，喷丸覆盖率为 100%~200%。
[0035] 表面阳极化处理，采用硫酸阳极化工艺，工艺参数为:硫酸浓度为150g/L~250g/ L，槽液溫度20~25°C，氧化电压13~15V。
[0036] 表1发明实施途径1制成零件疲劳寿命改善效果对比
[0037]
[003引 实施例2
[0039] 表2为采用本发明经机加工-表面精整-孔机械挤压/表面喷丸复合强化-铭酸阳极 化等工序制备零件疲劳寿命效果。其中：
[0040] 表面精整时，使用高速锐床修整零件表面，工艺参数为:锐刀转速23000n/min，进 给速度8000mm/min。
[0041] 孔强化时，选用比设计孔径大2.0~3.5%的合金钢棒，加力使其零件上的孔中穿 过，从而完成对孔壁的挤压。随后对挤压后的孔较圆，并使其满足设计图纸要求。
[0042] 表面强化时，选用0.60mm铸钢丸作为喷丸介质，对零件表面喷丸，喷丸覆盖率为 100%~200%。
[0043] 表面阳极化处理，采用铭酸阳极化工艺，工艺参数为:铭酸浓度40~80g/L，槽液溫 度30~40°C，氧化电压19~21V。
[0044] 表2发明实施途径2制成零件疲劳寿命改善效果对比 Γηπ45?
[0047] 实施例3
[0048] 表3为采用本发明经机加工-表面精整-孔机械挤压/表面喷丸复合强化-硫酸阳极 化等工序制备零件疲劳寿命效果。其中：
[0049] 表面精整时，使用高速锐床修整零件表面，工艺参数为:锐刀转速23000n/min，进 给速度8000mm/min。
[0050] 孔强化时，选用比设计孔径大2.0~3.5%的合金钢棒，加力使其零件上的孔中穿 过，从而完成对孔壁的挤压。随后对挤压后的孔较圆，并使其满足设计图纸要求。
[0051 ]表面强化时，选用0.60mm铸钢丸作为喷丸介质，对零件表面喷丸，喷丸覆盖率为 100%~200%。
[0052] 表面阳极化处理，采用棚硫酸阳极化工艺，工艺参数为:硫酸浓度40g/L硫酸，棚酸 浓度8g/L，槽液溫度20~25°C，氧化电压13~17V。
[0053] 表3发明实施途径3制成零件疲劳寿命改善效果对比 [0化4]
【主权项】
1. 一种2297-T87铝锂合金航空零件制造方法，其特征在于，该方法包括以下步骤： 1.1机械加工 将2297-T87铝锂合金厚板按零件设计要求进行机械加工，粗铣平面及型槽，剩余机加 工余量3~5mm;精铣平面及型槽，剩余机加工余量0.5~1.5mm;预制孔，使用钻床制孔，孔径 比设计尺寸低4.0%~6.0% ; 1.2孔强化 选用比设计孔径大2.0%~3.0%的合金钢棒，加力使其穿过零件上的孔，从而完成对 孔壁的挤压，随后对挤压后的孔铰圆，并使其满足设计要求； 1.3表面强化 选用0.60mm铸钢丸作为喷丸介质，对零件表面喷丸，喷丸强度为0.05A，覆盖率为100 % ~200% ; 1.4表面阳极化处理 采用硫酸阳极化工艺、硼硫酸阳极化工艺或铬酸阳极化工艺。2. 根据权利要求1所述的2297-T87铝锂合金航空零件制造方法，其特征在于:采用硫酸 阳极化工艺时，硫酸浓度为150g/L~250g/L，槽液温度20~25°C，氧化时间25分钟，氧化电 压13~15V 〇3. 根据权利要求1所述的2297-T87铝锂合金航空零件制造方法，其特征在于:采用硼硫 酸阳极化工艺时，硫酸浓度40g//L硫酸，硼酸浓度8g/L，槽液温度20~25°C，氧化时间18分 钟，氧化电压13~17V。4. 根据权利要求1所述的2297-T87铝锂合金航空零件制造方法，其特征在于:采用铬酸 阳极化工艺时，铬酸浓度40~80g/L，槽液温度30~40°C，氧化时间40分钟，氧化电压19~ 21V〇
【文档编号】C25D11/08GK106011709SQ201610522525
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年7月5日
【发明人】冯朝辉, 李惠曲, 何维维, 王亮, 陈高红
【申请人】中国航空工业集团公司北京航空材料研究院