专利名称：：高损伤容限型超高强铝合金及其制备方法
技术领域：
：本发明涉及一种高损伤容限型超高强铝合金及其制备工艺，属于有色金属
技术领域：
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背景技术：
：超高强铝合金具有密度低、强度高、热加工性能好等优点，是航空航天领域重要的结构材料。随着航空航天工业的发展，对飞机结构材料的要求已不是最初仅仅追求高的静强度或高的抗腐蚀性能的阶段，已经发展到迫切需要开发出综合性能优异的新型超高强铝合金材料的阶段，即要求新型超高强铝合金材料除了应具有较高的强度，还应具有较好的断裂韧性、较好的抗腐蚀性能以及良好的疲劳性能，即应同时具有较高的强度、较高的损伤容限。目前，国外航空用超高强铝合金较先进的牌号有AA7150、AA7449、AA7085、AA7055等铝合金。AA7150、AA7449、AA7055等铝合金虽然其强度较高，抗腐蚀性能较好，但其断裂韧性较低，因而影响了飞机的使用寿命。AA7085铝合金虽然其断裂韧性较高，抗腐蚀性能较好，但是其强度相对较低，因而也降低了飞机的安全系数。其原因是(l)合金中的Zn、Mg等元素含量较低，主要强化相MgZri2形成的数量较少，因而合金的强度较低；(2)合金中的Cu、Mg等元素含量较高，容易形成熔点较高、在固溶过程中难以溶解粗大的S(Al2CuMg)相，因此合金的损伤容限性能较低，特别是断裂韧性较低。为了提高飞机的使用寿命，增加飞机的安全系数，需要研制出比上述合金综合性能更加优异的超高强铝合金及其相应的制备工艺，使其具有较高强度的同时，具有较高的损伤容限。确保飞机在恶劣的工作环境下长时间安全可靠地工作，从而降低飞机的制造成本。
发明内容本发明的目的是提供一种高损伤容限型超高强铝合金及其制备方法，以解决目前航空用超高强铝合金在综合性能方面，特别是在损伤容限性能方面的不足。本发明的目的通过以下技术方案来实现高损伤容限型超高强铝合金，特点是成分的重量百分比为Zn:8.510.Owt%，Mg:1.02.5wt%，Cu:1.02.Owt%，Zr:0.060.20wt%，Ti:0.020.05wt%，Fe:《0.08wt%，Si:《0.06wt^，且Fe>Si，其余组分为Al和不可避免的杂质。进一步地，上述的高损伤容限型超高强铝合金，还含有微量元素Mn、Cr、Er、Hf中的一种或几种，其中微量元素单个含量《0.05wt^，总含量《0.15wt%。更进一步地，上述的高损伤容限型超高强铝合金，Zn与Mg的重量百分比为4:i6:i，Cu与Mg的重量百分比为o.5:ii:i。本发明高损伤容限型超高强铝合金的制备方法，包括以下步骤(1)首先按照配比进行配料，在70075(TC进行熔炼，在69073(TC进行铸造；3(2)对合金铸坯进行分阶段均匀化，第一阶段在36043(TC下保温315h，第二阶段在440480。C下保温1535h;(3)对均匀化后的铸坯进行热轧，开轧温度为38044(TC，总变形率90^以上，终轧温度控制在30(TC以上；(4)对热轧后的板材在460480。C进行固溶，固溶时间14h;(5)在淬火后的4h内对板材进行1.53%变形量的预拉伸；(6)对预拉伸后的板材立即进行双级时效处理，第一级时效温度为90130°C，时效时间为420h，第二级时效温度为150180°C，时效时间为420h。再进一步地，上述的高损伤容限型超高强铝合金的制备方法，步骤(2)中第一阶段至第二阶段的升温速率为1050°C/h。步骤(6)第一级时效至第二级时效之间的升温速率为50IOO(TC/h。本发明技术方案突出的实质性特点和显著的进步主要体现在①合理控制合金中Zn、Mg、Cu含量，Zn/Mg值，Cu/Mg值，以及Fe、Si杂质的含量，使合金组织中高熔点、难溶第二相相比AA7150，AA7055等铝合金大大减少，因此合金的断裂韧性等损伤容限性能明显高于AA7150,AA7055等铝合金；②通过添加合适的Zr含量及控制均匀化热处理工艺，使Al3Zr在组织中均匀弥散析出，起到在热轧及固溶过程中最大程度地阻碍再结晶的作用，进一步提高了合金的综合性能；③通过控制双级时效热处理工艺，使合金保持较高强度的同时，获得较好的损伤容限性能。具体实施例方式高损伤容限型超高强铝合金，成分为Zn:8.510.Owt%，Mg:1.02.5wt%，Cu:1.02.Owt%，Zr:0.060.20wt%，Ti:0.020.05wt%，Fe:《0.08wt%，Si:《0.06wt%，且Fe>Si，其余组分为Al和不可避免的杂质。该铝合金还含有微量元素Mn、Cr、Er、Hf中的一种或几种，其中微量元素单个含量《0.05wt%，总含量《0.15wt%。控制zn与Mg的重量百分比为4:16:i，Cu与Mg的重量百分比为o.5:ii:i。高损伤容限型超高强铝合金的制备工艺(l)对由成分重量百分比为Zn:8.510.Owt%，Mg:1.02.5wt%，Cu:1.02.Owt%，Zr:0.060.20wt%，Ti:0.020.05wt%，Fe:《0.08wt%，Si:《0.06wt%，且Fe>Si，含有微量元素Mn、Cr、Er、Hf中的一种或几种，其中微量元素单个含量《0.05wt%，总含量《0.15wt%，其余组分为Al和不可避免的杂质所组成的原料进行配料，在70075(TC进行熔炼，在69073(TC进行铸造；(2)对合金铸坯进行分阶段均匀化，第一阶段在36043(TC下保温315h，第二阶段在44048(TC下保温1535h，第一阶段至第二阶段的升温速率为1050°C/h;(3)对均匀化后的铸坯进行热轧，开轧温度为38044(TC，总变形率90^以上，终轧温度控制在300°C以上；(4)对热轧后的板材在46048(TC进行固溶，固溶时间14h;(5)在淬火后的4h内对板材进行1.53%变形量的预拉伸；(6)对预拉伸后的板材立即进行双级时效处理，第一级时效温度为90130°C，时效时间为420h，第二级时效温度为150180°C，时效时间为420h，第一级时效至第二级时效之间的升温速率为50IOO(TC/h。合金经过熔炼、铸造、均匀化、热轧、固溶、淬火、预拉伸、时效等工艺处理后，L向抗拉强度570MPa以上，L向屈服强度550MPa以上，L向压縮屈服强度560MPa以上，L向延伸率11^以上，抗剥落腐蚀等级Ee级以上，S-T向抗应力腐蚀性能140MPa以上，L-T向断裂韧度K!c为30MPam1/2以上，L-T向缺口条件(f=25HZ，Kt=2.3，R=0.1，N=3X106)疲劳极限170MPa以上。本发明从合金的成分控制出发，在AA7055合金基础上通过优化溶质原子含量及原子比，即提高Zn含量、用Zn部分替代Mg，降低Cu含量，提高Zn/Mg比、Zn/Cu比，从而消除或减少合金中的S相，使合金保持较高强度的同时，大大提高了合金的断裂韧性、疲劳性能等损伤容限性能。另外，通过更加严格地控制有害杂质Fe、Si的含量及采用合适的制备工艺，使合金在具有较高强度的同时，保持了较高的损伤容限性能。以下通过具体实施例对本发明的技术方案作进一步的描述。实施例14的成分及含量如表1所示，实施例14均按照以下工艺进行制备在71074(TC进行熔炼，并在71(TC进行半连续铸造以获得铸锭；将铸锭进行390410°C/8h+450470°C/30h分阶段均匀化，第一阶段至第二阶段的升温速率为1030°C/h;将铸锭在电阻炉中加热至42(TC，然后热轧至25mm厚度，并保证终轧温度在300°C以上；对热轧后的板材进行460480°C/2.5h的固溶处理，然后矫直，并在4h内进行变形量为2.5%的预拉伸；对预拉伸后的板材进行120°C/(412h)+(150170°C)/12h的双级时效，第一级时效至第二级时效的升温速率为300°C/h。表1实施例14的成分及含量(wt.%)。<table>tableseeoriginaldocumentpage5</column></row><table>实施例14的时效态性能如表2所示。表2实施例14的时效态性能<table>tableseeoriginaldocumentpage5</column></row><table><table>tableseeoriginaldocumentpage6</column></row><table>表中上标①数据来源于SAEAMS。由表3可以看出，本发明合金的断裂韧度、延伸率明显高于AA7150、AA7449、AA7085、AA7055铝合金；本发明合金的强度明显高于AA7150、AA7085铝合金，与AA7449铝合金接近。综上所述，本发明合金具有较高的强度，较高的损伤容限，综合性能优异，适合于长期暴露在复杂大气环境中使用的飞机部件。使用该合金，增加了飞机的安全性，提高了飞机的使用寿命，其经济效益显著。以上仅是本发明的具体应用范例，对本发明的保护范围不构成任何限制。凡采用等同变换或者等效替换而形成的技术方案，均落在本发明权利保护范围之内。权利要求高损伤容限型超高强铝合金，其特征在于成分的重量百分比为Zn8.5～10.0wt％，Mg1.0～2.5wt％，Cu1.0～2.0wt％，Zr0.06～0.20wt％，Ti0.02～0.05wt％，Fe≤0.08wt％，Si≤0.06wt％，且Fe＞Si，其余组分为Al和不可避免的杂质。2.根据权利要求1所述的高损伤容限型超高强铝合金，其特征在于所述铝合金还含有微量元素Mn、Cr、Er、Hf中的一种或几种，其中微量元素单个含量《0.05wt^，总含量《0.15wt%。3.根据权利要求l所述的高损伤容限型超高强铝合金，其特征在于Zn与Mg的重量百分比为4:i6:i，Cu与Mg的重量百分比为o.5:ii:i。4.权利要求1所述的高损伤容限型超高强铝合金的制备方法，其特征在于包括以下步骤(1)首先按照配比进行配料，在70075(TC进行熔炼，在69073(TC进行铸造；(2)对合金铸坯进行分阶段均匀化，第一阶段在36043(TC下保温315h，第二阶段在440480。C下保温1535h;(3)对均匀化后的铸坯进行热轧，开轧温度为380440°C，总变形率90%以上，终轧温度控制在30(TC以上；(4)对热轧后的板材在46048(TC进行固溶，固溶时间14h;(5)在淬火后的4h内对板材进行1.53%变形量的预拉伸；(6)对预拉伸后的板材立即进行双级时效处理，第一级时效温度为90130°C，时效时间为420h，第二级时效温度为150180°C，时效时间为420h。5.根据权利要求4所述的高损伤容限型超高强铝合金的制备方法，其特征在于步骤(2)中第一阶段至第二阶段的升温速率为1050°C/h。6.根据权利要求4所述的高损伤容限型超高强铝合金的制备方法，其特征在于步骤(6)第一级时效至第二级时效之间的升温速率为50IOO(TC/h。全文摘要本发明涉及高损伤容限型超高强铝合金及制备方法，成分为Zn8.5～10.0wt％，Mg1.0～2.5wt％，Cu1.0～2.0wt％，Zr0.06～0.20wt％，Ti0.02～0.05wt％，Fe≤0.08wt％，Si≤0.06wt％，且Fe＞Si，其余组分为Al和不可避免的杂质。其工艺为首先熔炼，铸造；然后对合金铸坯进行分阶段均匀化，再对均匀化后的铸坯进行热轧，对热轧后的板材进行固溶；在淬火后的4h内对板材进行预拉伸；最后对预拉伸后的板材立即进行双级时效处理。获得的合金具有较高的强度，较高的损伤容限，适合应用于长期暴露在大气环境中使用的飞机部件。文档编号C22F1/053GK101701308SQ20091021293公开日2010年5月5日申请日期2009年11月11日优先权日2009年11月11日发明者乐永康,李炼,牟申周,邓桢桢,韩逸申请人:苏州有色金属研究院有限公司