專利名稱：一種7b50-t7751鋁合金厚板孔擠壓強化方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)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(shù)。
背景技術(shù)：
7B50-T7751鋁合金厚板不僅強度高，還具有優(yōu)良的斷裂韌性、抗應(yīng)力腐蝕性能以 及良好的淬透性，特別是60mm以上的預(yù)拉伸超厚板更適合于制造大型整體結(jié)構(gòu)件，符合目 前飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的發(fā)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(jié)構(gòu)件 上。目前，對該合金研究主要集中于制坯方法、發(fā)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(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明正是針對上述現(xiàn)有技術(shù)的狀況設(shè)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(yè)的要求。本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)措施來實現(xiàn)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Ral. 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(yōu)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(fā)明技術(shù)方案針對7B50-T7751合金零件制造飛機上壁板、框、樑等結(jié)構(gòu)件時， 孔連接處容易出現(xiàn)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(shè)計 機翼上壁板等結(jié)構(gòu)件中孔徑及孔邊距的難度。本發(fā)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(chǎn)生壓縮變形，造成很高的宏觀殘余壓應(yīng)力，使微觀組織結(jié)構(gòu)發(fā)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(fā)明的優(yōu)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(jīng)本發(fā)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?？讛D壓后疲勞性能提高的原因在 于，在孔壁強化層內(nèi)造成很高的宏觀殘余壓應(yīng)力和微觀組織結(jié)構(gòu)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(nèi)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(jié)構(gòu)件對孔 連接處的設(shè)計要求，利于生產(chǎn)控制。
具體實施例方式以下將結(jié)合實施例對本發(fā)明技術(shù)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Ral. 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 幻采用本發(fā)明工藝參數(shù)擠壓7B50-T7751鋁合金厚板制件的 疲勞壽命、未擠壓狀態(tài)(4)下制件的疲勞壽命以及擠壓工藝不同于本發(fā)明工藝的疲勞壽命 (5 7)。試驗結(jié)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(jīng)3%的擠壓量擠壓后，其疲勞壽命提高了觀倍，遠好于未擠壓強化 時合金的疲勞壽命。使用結(jié)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(jié)構(gòu)件上的應(yīng)用奠定了良好的工藝基礎(chǔ)。表1 7B50-T7751鋁合金厚板成分
權(quán)利要求
1.一種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Ral. 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。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的7B50-T7751厚板孔擠壓強化方法，其特征在于擠壓量為 2 3%。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的7B50-T7751厚板孔擠壓強化方法，其特征在于制件孔的孔 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。
全文摘要
本發(fā)明是一種7B50-T7751鋁合金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。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。與現(xiàn)有技術(shù)相比，經(jīng)本發(fā)明技術(shù)方案處理的7B50-T7751厚板的疲勞強度比未實施強化處理的制件提高17倍，而且操作工藝簡便，利于生產(chǎn)控制。
文檔編號C22F1/053GK102080199SQ20101058451
公開日2011年6月1日 申請日期2010年12月13日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月13日
發(fā)明者劉鉻, 宋德玉, 張坤, 黃敏, 龔澎 申請人:中國航空工業(yè)集團公司北京航空材料研究院