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铝合金强化热处理的新发展方向

浏览 104次 来源:【jake推荐】 作者:-=Jake=-    时间:2021-02-22 02:21:17
[摘要] 摘要:本文研讨了使铝舍盘薮得最太强度阿时具有足够高的耐性性的强化热处理的新方法。了铝合金时效时发生质变的研究成果。区内铝和合金元素原子的相互位置。该合金镍在有限的使用状态,包括板材。时效后舍金的强度性能有不利的影响。系高强度铝合金中有应用前途。构铝台金的极限强度(参看图1)。

54·轻金属1997年郑娜7国泰katydid阴霾孔格雷·迪的s反复缅甸T _j B谢谢。 H Sup。 E,谢谢,编译,JI,AF,H,翻译,H'B,张俊尧,== ::? L /唆揆摘要:本文讨论了铝制锅壳的加固,该锅壳具有最强的强度和足够高的耐久性。热处理的新方法。关Zhi知道铝合金的强化热处理包括淬火和随后的时效处理。通过淬火形成过饱和合金固溶体是材料获得高强度的先决条件。在老化过程中,过饱和固溶体在初始阶段会分解,从而产生大量的额外强化作用。自1920年代以来,大量文献报道了铝合金在时效过程中质变的研究结果。在实验研究的早期阶段存在更大的困难,因为在固溶体分解的初始阶段(强化阶段)产生的亚显微结构的尺寸很小,并且当时很难检测。根据许多研究人员的研究结果亚博网页版 ,现代铝合金时效理论j于1940年代末建立。随着时效温度的升高和保温时间的增加,含合金元素的过饱和固溶体按以下顺序分解:(1)形成亚显微尺寸(10〜,m),固体中的合金元素(Cu,Mg,Zn)解决方案)丰富的FFI区。 (2) m区长大,H / I区合金元素的浓度增加到平衡相中的含量,并且调整了FH区铝和合金元素原子的相互位置。

(3)在该区域形成的晶格不同于铝和金属间化合物平台的相质量,但与基体相干。(4)从中间相沉淀到稳定相颗粒鸭脖娱乐官网 ,不是选择铝合金时效温度的原则是确保在令人满意的塑性条件下获得最大强度或接近最大强度。这样,对于自然时效的硬铝合金16合金(对于AA202 4)和1品金(AA201 7),通常等效于在过饱和溶液中形成PII区;对于人工时效的A1-Zn-Mg-Cu合金B95(AA707 5),1393通过沉淀相干中间相(亚稳态相)来实现,在1940年代中期,高强度铝合金主要用于飞机制造,大多数飞机使用硬铝型碟16合金用于制造表皮,而16淬火后通常使用台湾金兴和自然衰老。经过这样的热处理,其带和LiBl废板为480N / mInz,为18%-20%。在1940年代初期,原始的苏联和美国开始使用新的A1-Zn-Mg-Cu系列高强度铝合金(前苏联为'B95亚博体彩 ,美国为707 5))部分替换硬铝(Duralumin 6)。

为了获得最大强度,这种合金的热处理系统确定为:在460℃〜480℃淬火,在120℃时效24小时(覆层); l在140℃下进行6小时的教学(其他半成品)。前苏联的热处理状态代码为T1,美国为T6。因此,在1940年代末和1950年代初,新的高强度铝合金被用于飞机制造[395-T 1(前苏联)和7076-T 6(美国)],其主要特征之一是屈服极限d。 。 2有一个飞跃的改进(请参见图1)。但是,时效达到最大强度的3 95合金(或7075合金)在使用过程中存在一些缺点:抗剥落腐蚀(Pc K)和抗应力腐蚀低裂纹(绝对应力最大,无腐蚀裂纹),断裂韧性低(对应力集中敏感)虽然该合金仅用于压缩零件,但同时螺栓连接时的应力受到限制用于确保零件的表面高质量的加工不允许应力集中在结构上,但是这种合金的可靠性仍然不足。7075-T6合金(类​​似于B95-TI合金)的主要缺点是应力耐腐蚀开裂性和耐剥落性腐蚀性差,这两种腐蚀与腐蚀介质中在拉伸应力作用下材料的晶界断裂有关,例如,n中发生剥落腐蚀。正常的大气中并在残余应力的作用下。这种断裂是由晶界断裂引起的。由固溶体的分解特性引起。

当B95合金时效至最大强度T 1)时,析出并分散的主要强化相4w m)均匀地分布在基体晶体中。沿晶界析出非常粗的相和1相颗粒,同时晶界形成几乎连续的圆(见图2a)。这种组具有以下机械性能:2 = 290N / ra m2〜320N / m = 430N /Ⅱu〜,a:MgZ〜2(3膨胀〜'韦普信息1997 Dingh'e7耐蚀性非常不利,在腐蚀性介质的作用下会发生晶界断裂Ⅱ16:B95Tl; B日蛋{j!Fl I 1 PK .- {[●E — — Yiguang r {7 {'一一}。一_ ^ + 5 4'。一6升一32年零几周l 20世纪下半叶。飞机制造中使用的高强度铝合金板的强度(2. PCK)和变化耐腐蚀性c‰)。第2周B95合金经不同热处理后的组织×50000 a_T 1。 --T 2 _b — — I从1960年代末到1970年代初,美国和前苏联一直在寻找保证7075和B95合金具有更好性能的保证。对高性能热处理系统(首先是抗应力腐蚀开裂和剥落腐蚀的能力)进行了研究(美国铝业公司,前苏联轻合金研究所和所有苏联航空材料研究所)。

如果找到一种不会改变基体结构但改变晶界沉淀物形状的热处理系统,则可以实现在不损害强度的前提下提高耐蚀性的目标。然而,热处理可以实现这样的组织,但是尚未在工业上实践。已经制定了T 2和2“ 3软化时效系统(相当于美国的T 76和173系统)。这种类型的热处理系统过时效(软化度太高2))。该处理系统是从耐蚀性的角度出发,从性的观点来看,它使晶界上的相1和相1的颗粒略微聚集,破坏了圆的连续性,改善了结构,但同时又改善了结构。也促进了晶粒的粗大化(见图2b'b),因此伴随着强度的降低,为最小化强度的降低,在配制软化剂时选择了两阶段时效体系老化系统:l 10℃〜120℃,5h 10h + 160〜170℃,14h〜18h(T 2); ll O〜120℃,5h〜l Oh + 160〜170℃,25h〜35h(3“ 3) 。第二级高温时效确保了晶界沉淀相的必要聚集过程。加热温度低于F II区的熔融温度)促进了晶粒中大量析出核的引发,并降低了第二阶段时效晶粒的软化程度。

由B95(B95〜q,B95o〜)合金制成的半成品应按照T3系统进行处理。或根据T 73系统对由AA7075(7375,747 5)合金制成的半成品)进行处理,实际上,这些材料的应力腐蚀开裂敏感性和剥落腐蚀敏感性被完全消除,断裂韧性显着提高强度性能(参见表I)。根据T 2进行的热处理实际上消除了剥落腐蚀并显着提高了耐应力腐蚀开裂性(见图1)。强度的降低要比T3处理的要大;体积更小;用高强度的铝复合箱板包裹起来用于飞机制造; 1横向保证机械性能;台湾的技术木材条件迅速将厚度拉至〜40 2 N,mrTⅡⅡl B 95 B9 5 Nap。1l害怕TY la TY 1一一16l一帅一162一帅一19 73在1970年代,工业界采用了1 3 95-T 2合金和杂质含量较少的纯净改性合金B95〜T 2、 B95o〜T 2已得到广泛应用。在压缩状态下工作的飞机部件(包括上机翼板)使用强度更高的材料。后来,成功开发了1973年处于T2状态的合金,该合金与B95合金相差0.1%至0.1%。 15%的锆替代锰和铬。

镍合金(包括板材)使用受限。 1973年,T2合金薄板可以保证屈服极限ao。 2 = 430N / mm 2,并且B 95 o合金的屈服极限为2:410N / r a m2。在过去的20年中,对于飞机结构部件,强度2 = 410N / f lm〜430N / nun是最高水平。最近,已经制定了新的发展方向,以继续大大提高飞机结构中使用的传统铝合金的强度。这一发展方向是基于对A-Zn-Mg-Cu高强度铝合金热处理过程中回归现象的使用。威浦资讯·56·轻金属1997年,早在1930年代就发现了Na7铝合金正时效老化的回归现象。在C T中。在K O H〜eBCKO np IIeTpoBa〜的论文中已经提到过。回归现象的实质是,在室温下老化的合金(经硬铝粉测试)将在较高的温度下短时间加热几分钟(甚至10秒),然后恢复到其原始的新淬火状态状态。可以看出,在回归过程中,合金的结构和性能沿自然时效的相反方向变化:自然时效过程中形成的rII溶解了,因此强度降低到刚淬火后的材料水平。对于硬铝,实验确定的回归温度为zOO℃〜270℃。

回归处理系统的选择基于自然老化的硬铝()的强度与返回温度下的保持时间的关系曲线(见图3)。如果保持时间为rq,则回归不足够,因为已经析出了在回归温度下稳定的合金增强相颗粒。从研究中获得的示意图表明,回归处理的保持时间应该是准确的。因此,必须使用快速加热(在硝酸盐,油或其他高速加热介质中加热并迅速冷却,经过回归处理后,合金会经历自然时效,如在室温下淬火,回归处理可以重复多次,但固溶体会分解通常在每次短时间加热文献处理后发生,因此,经过多次回归处理后,合金的恢复性能自然衰老过程将不时逐渐下降。以及菜A。指出硬铝在自然时效过程中的强度[Ob]和返回温度较低的(200〜270℃)保持时间关系曲线I和Ⅱ-表示新淬火状态下的强度水平和自然老化状态; —在m区的完全溶解与合金保持到新淬火水平的时间相同。与处理前的淬火相比,硬脂铝的回归处理具有以下优点:能耗低(低温,保温时间短),首先,由于温度下降小,挠度小。

同时,返回处理所需的保温时间非常短。这使回归过程具有缺点:仅适用于快速加热的薄壁零件。然而,即使对于薄壁零件,回归处理系统也很难在生产条件下实施和控制。应该指出的是,在回归处理过程中固溶体的高温分解主要发生在晶界(粗大颗粒的沉淀及其在晶界的聚集)。人们已经将其研究为偶然的有害现象。为Al-Mg-Cu系列高强度铝合金的新型有效强化热处理系统奠定基础。近年来已经得到肯定,并且有文献称“时效过程中的回归”现象并非硬铝质所独有,并且其他铝合金甚至非铝基合金也具有这种现象。同时,在这些回归现象中,从低温时效到高温时效的转变过程中五大联赛官网 ,经常发现低温时效并没有形成vii区,而是析出了部分相干亚稳相。 。 Al-Mg-Si和Al-Mg-Zn-Cu系列合金的研究回归现象主要是确定淬火和人工时效之间的间隔。长间隔对最终人工时效的强度性能有不利影响。如果淬火和人工时效之间的间隔较长,则将进行自然时效合金。因此,回归发生在人工老化的初始阶段,然后才开始真正的人工老化。这样可以减少人工老化的实际时间,并降低老化后的强度。

自1930年代以来,老化过程中的回归现象一直为人们所熟知,但直到最近才在实际生产中应用,因为硬铝的回归热处理没有明显的经济或工程效益。直到1970年代中期,才获得重大研究结果,表明该处理方法在高强度铝合金-zn -Mg -Cu系列中具有广阔的应用前景。有人提出了针对7075合金的所谓RRA处理(回归和时效)专利。这种处理方法可以获得强度和耐腐蚀性的最佳组合。 RRA热处理包括:1——热处理至最大强度(在120℃淬火和老化24小时); 2——200℃〜260℃的回归处理,保温时间从几十秒到几分钟不等; 3--重新老化至最大强度。这种热处理方法可以确保AA7075合金(或B95合金)零件在T 1处理后具有最高的强度,在T 3处理后具有最高的抗应力腐蚀开裂和剥落腐蚀的能力。它也是飞机制造中使用的铝合金(B95-T 2),它进一步提高了强度并创造了发展前景。在120℃,24小时后,Weipu Information 1997 Ang NQ 7轻金属57 RR A处理, B95合金具有最佳的强度和耐腐蚀性,这是由于回归对晶界相变和晶内析出的不同影响的结果。

研究RRA处理过程中B95合金的相变本质上是三阶段时效。在第一阶段的时效处理(达到最大强度)后,晶粒内部形成3Fm--4〜m的部分分散,并沿晶粒的粗化(至少一个数量级)形成链状非相干相晶界。在某些边界处,它是一个连续的圆(请参见图2a和图4a)。许多文献已经确定,A-Zn-Mg和A1-zn-Mg-Cu合金的晶界结构对应力腐蚀开裂和剥落腐蚀高度敏感。在随后的回归加热(第二阶段高温时效)过程中,沉淀在晶粒中的q相不稳定,并在回归温度下溶解。晶界的q相合并并聚集。因此,破坏了晶界处的连续圆。粒子之间的距离增加。即,晶界结构变得类似于在第二级高温软化和时效(1状态)之后出现的结构。在最终老化(回归后)至最大强度之后,q相分散的颗粒在晶粒内部沉淀,并且晶界几乎不变。所以。经过完全的RRA处理后,在晶粒内部形成了对最大强度(T 1状态)同时有效的结构(请参见图2a)。晶粒的外围(晶界)形成类似于软化和时效(1状态)后的结构(请参见图2B)。由于这种结构的形成铝合金强化热处理方法,该合金具有所需的综合性能:由晶粒内部结构决定的高强度和由晶界结构决定的高应力腐蚀开裂和抗剥落腐蚀。

固体相相干析出。同时显示。正是这种4 B95合金在RRA处理条件下显示了撇渣器结构的表观结构的变化f不考虑碱,Cr,Fe成分Ja-在第一时效(120℃,24h时效达到最大)之后力量); r在第二阶段的老化(290℃-270℃的回归处理)之后进行; B在第三级时效(120℃,24h时效至最大强度)后进行。图4示出了在RRA处理期间B95合金的微观结构变化的示意图(不考虑由Mn和Cr形成的金属化合物相以及由Fe和si形成的杂质相)。当然,RRA处理与回归处理相同。由于高温下的保温时间短,因此只能在局部使用,即用于薄壁零件。同时,即使是薄的零件也可能在处理时造成很大的困难。 RRA处理的效果对于zn-Mg-Cu系列高强度铝合金非常重要。许多文献全面报道了这种治疗方法的研究结果。同时,在许多文献中都证实,在将1-zn-Mg-Cu铝合金时效至最大强度后,其回归处理不仅可以将其加热到200℃〜2 60℃,而且可以通过加热到较低的温度(165℃〜180℃)进行。

在这种较低温度的回归处理中,保持时间将相应改变。它不再是几秒钟或几分钟。而是以10分钟或10小时为单位进行测量。从实用的角度来看,在这些材料中报道的Al-Zn-Mg-Cu系列高强度铝合金的RRA处理方法具有重要的意义。如果将老化至最大强度的回火处理的保温时间设为1小时或几个小时(例如,在170℃-190℃的回火处理),则该处理方法对于各种半铝合金成品。基于上述结果,美国铝业公司获得了一种专利方法,该方法用于形成具有良好强度和耐腐蚀性的铝合金半成品。这种提高高强度铝合金本身综合性能的方法是三阶段时效,这是第二阶段时效温度(从170℃至170℃以上)。 RR保持时间在较大范围内变化的热处理方法。例如,第二阶段的老化保持在170°C至7。3个小时,在182°C的老化将保持5个小时。应该指出。根据该专利,当第二阶段时效使用170℃〜190℃的低温和长期绝缘时,可以确保该材料具有较高的抗剥离腐蚀和应力腐蚀开裂的能力。强度性能明显下降。这可以通过在规定温度下回归不足来解释。

在试验的基础上,美国铝业公司制定了用于A1-Zn-Mg-Cu系列高强度铝合金板材和型材的T 77热处理系统方法。 T77状态的7150铝合金薄板具有与T 6状态相同的机械性能(580N / r am =,a = 12%,K Ic = 950N / nlrr1 0,2,长和横向(ⅡⅡ)腐蚀是EB级,相当于B95台金T2状态的抗剥落腐蚀性能。向极端鞠躬。 2—560N / mm2 7150-T77合金型材,已在1993年用于美国C-1-7飞机美国铝业公司以压缩Zn-Mg-Cu棒材,这是三阶段时效= 610N / m,已印刷。 2 =。威普资讯58一种新型的高合金高强度A 1-Zn-Mg-Cu系列A A7O55铝合金(7.6%8 4-%Z n,1. 8%至2.2%M Cu,0.05%至0.25 %Zr,余量为A 1)。已开发了专利的热处理系统。选择的7055铝合金成分使得可以在系统1的基础上使用177热处理,并将其应用于飞机工业。处理方法可以确保7055台湾金具有很高的强度和足够的耐腐蚀性。

AA7055-T 77铝合金薄板在纵向方向上具有以下特性:ob = 650N / mm2,i f 0 = 920N / mm〜铝合金强化热处理方法,剥落腐蚀为EB级(根据A ST-MG43方法)。 T 77州的7055铝合金半成品已用于制造新型民用飞机Boeing-777。前苏联轻合金科学研究所(BHJ IC)对B95台金,更高的Al-Zu-Mg-Cu合金和最佳的RRA时效系统进行了许多研究。 (BHAM)在1960年代和1970年代开发了一些强度大大超过B95合金的合金,例如-2。 0%〜2. 6%。 2 = 640N / mmz,A = 11%,K lc ---母----母-■'-k ---- Bg6q,B96q- 1、 B96q-3,但由于应力腐蚀而开裂具有低电阻和抗剥落腐蚀的性能,不能用于飞机制造。为标准B96-3铝合金挤压半成品制定新的时效体系而进行的研究的初步结果表明,在令人满意的耐腐蚀条件下(0 2 = 570-- 600N / MR)。目前,我们正在继续全面研究三级时效体系对B96q-3铝合金的强度,耐蚀性,经济性和半成品组织的影响。计划制定B96,〜-13铝合金大型铸锭的铸造工艺,并使用这些大型铸锭为飞机工业生产轧制和挤压半成品。解决这些问题可以提高飞机制造中使用的结构铝合金的极限强度(请参见图1)。翻译自《俄罗斯日报》

老王
本文标签:人工时效,金属腐蚀

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