[發明專利]一種7B50-T7751鋁合金厚板孔擠壓強化方法

無效

• 申請號: 201010584513.3
• 申請日: 2010-12-13
• 公開（公告）號: CN102080199A
• 公開（公告）日: 2011-06-01
• 發明（設計）人: 張坤;劉鉻;龔澎;宋德玉;黃敏
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司北京航空材料研究院
• 主分類號: C22F1/053
• 分類號: C22F1/053
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 陳宏林

技術領域

本發明是一種7B50-T7751鋁合金厚板孔擠壓強化方法，屬于鋁合金表面強化技術。

背景技術

7B50-T7751鋁合金厚板不僅強度高，還具有優良的斷裂韌性、抗應力腐蝕性能以及良好的淬透性，特別是60mm以上的預拉伸超厚板更適合于制造大型整體結構件，符合目前飛機結構設計的發展趨勢，因而被廣泛用作飛機的整體框、梁、機翼壁板等主承力結構件上。目前，對該合金研究主要集中于制坯方法、發展新的成形加工工藝及熱處理制度等方面。而對提高合金使用性能等方面的文獻、專利鮮有報道。

發明內容

本發明正是針對上述現有技術的狀況設計提供了一種7B50-T7751鋁合金厚板孔擠壓強化方法，其目的是大幅度提高其疲勞性能，以滿足飛機制造業的要求。

本發明的目的是通過以下技術措施來實現的：

該種7B50-T7751厚板孔擠壓強化方法，其特征在于：7B50厚板制件的熱處理制度是T7751，孔壁表面的光潔度為Ra1.6，將帶錐度的金屬芯棒插入孔中，對芯棒的端部實施機械壓力，使芯棒的最大直徑部位穿過制件的孔后停止加壓，擠壓量為2～4％，所謂擠壓量是指制件孔直徑的變形量與孔的原始直徑的百分比。擠壓量優選值為2～3％。制件孔的孔邊距≥1.7，所謂孔邊距是指制件孔的中心到厚板邊緣最近的距離與制件孔直徑的比值。

本發明技術方案針對7B50-T7751合金零件制造飛機上壁板、框、樑等結構件時，孔連接處容易出現疲勞裂紋，而降低零件的疲勞壽命方面入手，通過孔擠壓強化工藝對帶孔制件進行強化，以提高合金的疲勞壽命；由于采用芯棒直接擠壓的強化方法，降低了設計機翼上壁板等結構件中孔徑及孔邊距的難度。

本發明所述的孔擠壓強化方法，利用金屬芯棒擠壓孔壁，使7B50-T7751鋁合金厚板的孔表面層產生壓縮變形，造成很高的宏觀殘余壓應力，使微觀組織結構發生變化，并降低了孔表面粗糙度，從而大幅度提高了合金的疲勞壽命。

本發明的優點是：

1、改善了7B50-T7751鋁合金厚板的缺口敏感性，從而提高了帶孔機翼上壁板的疲勞性能，且并未降低合金的強度；經本發明處理的7B50-T7751鋁合金厚板疲勞壽命比未實施孔擠壓強化處理制件的疲勞壽命提高了17倍以上。孔擠壓后疲勞性能提高的原因在于，在孔壁強化層內造成很高的宏觀殘余壓應力和微觀組織結構的變化以及使孔表面粗糙度降低。在以上三種強化機制綜合作用下，提高了制件孔壁強化層內的疲勞抗力，從而大幅度提高了擠壓后7B50-T7751鋁合金厚板的疲勞性能。

2、相對其他如噴丸強化和滾筒強化等方法，孔擠壓強化提高了7B50-T7751鋁合金厚板孔的強化均勻性，使制件疲勞性能明顯提高；同時操作工藝簡便，降低了結構件對孔連接處的設計要求，利于生產控制。

具體實施方式

以下將結合實施例對本發明技術方案作進一步地詳述：

該種7B50-T7751厚板孔擠壓強化方法，7A55鋁合金的化學成份及重量百分比見表1所示，7B50厚板制件的熱處理制度是T7751，孔壁表面的光潔度為Ra1.6，將帶錐度的金屬芯棒插入孔中，對芯棒的端部實施機械壓力，使芯棒的最大直徑部位穿過制件的孔后停止加壓，擠壓量為2～4％，所謂擠壓量是指制件孔直徑的變形量與孔的原始直徑的百分比。制件孔的孔邊距≥1.7，所謂孔邊距是指制件孔的中心到厚板邊緣最近的距離與制件孔直徑的比值。

表2給出3個(1～3)采用本發明工藝參數擠壓7B50-T7751鋁合金厚板制件的疲勞壽命、未擠壓狀態(4)下制件的疲勞壽命以及擠壓工藝不同于本發明工藝的疲勞壽命(5～7)。試驗結果說明，采用本專利工藝擠壓后，7B50-T7751鋁合金厚板制件的疲勞壽命提高了17倍以上，其中經3％的擠壓量擠壓后，其疲勞壽命提高了28倍，遠好于未擠壓強化時合金的疲勞壽命。使用結果進一步說明孔擠壓工藝能夠顯著改善合金的缺口敏感性，為該合金在飛機結構件上的應用奠定了良好的工藝基礎。

表1?7B50-T7751鋁合金厚板成分