专利名称：一种7a55-t7751铝合金厚板孔挤压强化方法
技术领域：
本发明是一种7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，属于铝合金表面强化技 术。
背景技术：
7A55-T7751铝合金厚板是超高强铝合金中的杰出代表，具有600ΜΙ^级的超高 强度、较好的断裂韧性和抗应力腐蚀性能，主要应用于机翼壁板、框、梁等关键承力构件， 7Α55-Τ7751铝合金厚板通常采用螺栓孔连接的干涉配合方式，由于合金的缺口敏感性高， 在承受交变载荷时容易产生应力集中而断裂。因此，零件的失效多数以疲劳方式发生，特别 是带螺栓孔的零件因孔边应力集中而发生的疲劳破坏。
发明内容
本发明正是针对上述现有技术状况而设计提供了一种7Α55-Τ7751铝合金厚板孔 挤压强化方法，其目的是大幅度提高其疲劳性能，以满足飞机制造业的要求。本发明的目的是通过以下技术措施来实现的该种7Α55-Τ7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于7Α55铝合金厚板制 件的热处理制度是Τ7751，孔壁表面的光洁度为Ral. 6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对 芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为 2. 5 4. 5%，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。挤压量的优 选值为2. 5%。制件孔的孔边距> 1. 7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距 离与制件孔直径的比值。本发明技术方案针对超高强7Α55-Τ7751铝合金厚板的孔挤压强化工艺进行深入 地研究，通过大量疲劳寿命试验，提出该种合金孔挤压强化工艺。该工艺能够显著改善合金 的缺口敏感性，降低孔连接处的应力集中，改善合金的疲劳性能，满足飞机上壁板的使用要 求。本发明技术方案利用金属芯棒挤压孔壁，使7Α55-Τ7751铝合金厚板的孔表面层 产生压缩变形，造成很高的宏观残余压应力，使微观组织结构发生变化，并降低了孔表面粗 糙度，从而大幅度提高了合金的疲劳寿命。本发明的优点是1、改善了 7Α55铝合金厚板的缺口敏感性，从而提高了带孔机翼上壁板的疲劳性 能；经本发明处理的7Α55铝合金厚板疲劳寿命比未实施孔挤压强化处理制件的疲劳寿命 提高了 35倍以上。孔挤压后疲劳性能提高的原因在于，在孔壁强化层内造成很高的宏观残 余压应力和微观组织结构的变化以及使孔表面粗糙度降低。在以上三种强化机制综合作用 下，提高了制件孔壁强化层内的疲劳抗力，从而大幅度提高了挤压后7Α55铝合金厚板的疲 劳性能。2、相对其他如喷丸强化和滚筒强化等方法，孔挤压强化提高了 7Α55-Τ7751铝合金厚板孔的强化均勻性，使制件疲劳性能明显提高；同时操作工艺简便，利于生产控制。
具体实施例方式以下将结合实施例对本发明技术方案作进一步地详述该种7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，7A55铝合金的化学成份及重量百 分比见表1所示，7A55铝合金厚板制件的热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ral. 6， 将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过 制件的孔后停止加压，挤压量为2. 5 4. 5%，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的 原始直径的百分比。制件孔的孔边距> 1. 7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近 的距离与制件孔直径的比值。表2给出4个(1 幻采用本发明工艺挤压7A55-T7751铝合金厚板的疲劳寿命、 1个(4)未挤压状态下制件的疲劳寿命和3个(5 7)其它挤压工艺下制件的疲劳寿命。 试验结果说明，采用本专利工艺挤压后，7A55-T7751铝合金厚板制件的疲劳寿命提高了 35 倍以上，其中经2. 5%的过盈量挤压后，其疲劳寿命提高了 76倍，远好于未挤压强化时合金 的疲劳寿命。使用结果进一步说明孔挤压工艺能够显著改善合金的缺口敏感性，为该合金 在飞机结构件上的应用奠定了良好的工艺基础。表1 7A55-T7751铝合金厚板合金成分
权利要求
1.一种7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于7A55铝合金厚板制件的 热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ral. 6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒 的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为2. 5 4.5%，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。
2.根据权利要求1所述的7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于挤压 量为2. 5%。
3.根据权利要求1所述的7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于制件 孔的孔边距> 1. 7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距离与制件孔直径的 比值。
全文摘要
本发明是一种7A55-T7751铝合金厚板孔挤压强化方法，其特征在于7A55铝合金厚板制件的热处理制度是T7751，孔壁表面的光洁度为Ra1.6，将带锥度的金属芯棒插入孔中，对芯棒的端部实施机械压力，使芯棒的最大直径部位穿过制件的孔后停止加压，挤压量为2.5～4.5％，所谓挤压量是指制件孔直径的变形量与孔的原始直径的百分比。制件孔的孔边距≥1.7，所谓孔边距是指制件孔的中心到厚板边缘最近的距离与制件孔直径的比值。与现有技术相比，经本发明技术方案处理的7A55-T7751疲劳寿命比未实施挤压处理的制件提高了35倍以上，完全满足飞机上壁板的使用要求；而且操作工艺简便，利于生产控制。
文档编号C22F1/053GK102080200SQ20101058452
公开日2011年6月1日 申请日期2010年12月13日 优先权日2010年12月13日
发明者吴秀亮, 宋德玉, 张坤, 黄敏, 龚澎 申请人:中国航空工业集团公司北京航空材料研究院