类6013铝合金热处理制度的研究.docx

何立子张晓博崔建忠()东北大学金属压力加工系沈阳 110006文摘研究了类 6013 铝合金 al - ( 0 . 5 %1 . 4 % ) cu - ( 0 . 55 %2 % ) mg - ( 0 . 4 %1 . 4 % ) si -(0 . 35 %1 . 3 %) m n 合金的固溶处理制度 、人工时效制度及形变热处理对实验合金强度的影响 。实验结果 表明 :al - 1 . 4 %cu - 0 . 95 %mg - 0 . 75 %si - 0 . 35 %m n 合金与 al - 1 . 4 %cu - 2 %mg - 1 . 4 %si - 1 . 3 %m n合金的极限拉伸强度为 450 m pa , 已远超过美国 6013 合金的极限拉伸强度 359 m pa , 固溶处理制度均为550 20 min ,水淬 ;过烧温度均为 580 ;人工时效制度分别为 190 4 h 和 190 1 . 5 h ,而且形变热处 理合金的强度高于常规热处理合金的强度 。关键词6013 铝合金 ,固溶处理 ,人工时效 ,形变热处理 ,强度investigatio n of heat treat ment of a 6013 aluminium type alloyhe l izizhang xiao bocui j ianzho ng(metal forming dep t . of nort heastern u niversity shenyang 110006)abstracteffect of solutio n heat t reat ment ,p recipit atio n heat t reat ment and defo rmatio n heat t reat ment o n t hest rengt h of a 6013 t ype aluminium allo y was investigated wit h a noimind co mpo sitio n of al - ( 0 . 5 %1 . 4 % ) cu- (0 . 55 %2 %) mg - ( 0 . 4 %1 . 4 % ) si - ( 0 . 35 %1 . 3 % ) mn allo y. it was fo und t hat t he st rengt h of bot h al- 1 . 4 %cu - 0 . 95 %mg - 0 . 75 %si - 0 . 35 %mn and al - 1 . 4 %cu - 2 %m g - 1 . 4 %si - 1 . 3 %mn was 450 m pa w hich is bigher t han repo rted fo r 6013 allo y w hich is 359 m pa wit h solutio n heat t reat ment : 550 20 min , quenched in water ;over2heating temperat ure is 580 ;p recipit atio n heat t reat ment : 190 4 h and 190 1 . 5 h.and st rengt h of t he allo y af ter defo rmatio n heat t reat ment is higher t han t hat af ter co nventio nal heat t reat ment .key words6013 aluminium alloy , solutio n heat t reat ment , precipitatio n heat t reat ment ,defo r matio n heat t reat ment ,st rengt h7055 、6013 等) 1 。但 2000 和 7000 系铝合金耐腐蚀性能较差 ,对应力腐蚀 、晶间腐蚀 、点蚀 、剥蚀都比较 敏感 ,在腐蚀环境中需进行包铝或表面保护2 。而6000 系合金是可热处理强化合金 ,具有较高的强度 和塑性 、良好的热加工工艺塑性 、优异的耐腐 蚀 性随着航空航天技术的迅猛发展 ,铝合金作为低密度 、高强度的金属材料 ,越来越受到人们的青睐 。 飞机及航天器结构的设计准则已从静强度法 、破损安全法演进到耐久性和损伤容限法 ; 选材准则也从重点评价比强度 、比刚度 ,过渡到重点评价在载荷 应力 104106 循环次数下 ,抗疲劳强度和各类腐蚀 环境条件下的抗应力腐蚀裂纹扩展的能力等综合性 能 。为适应上述新的设计概念和要求 , 美国发展了7000 、2000 、6000 系列的高纯先进铝合金 ( 如 2124 、能3;但强度低于 2000 系和 7000 系铝合金 ,所以在强度要求较高的情况下 ,其应用受到了限制 。6013 铝合金是美国 alcoa 铝业公司于 1983 年在 美国铝业联合会注册的一种新型锻造铝合金 , 它是收稿日期 :1998 - 04 - 08 ;修回日期 :1998 - 06 - 29何立子 ,1971 年出生 ,博士研究生 ,主要从事耐蚀铝合金的研究工作 42宇航材料工艺 1999 年 第 1 期高强 6000 系合金 , 抗拉强度比 6061 t6 高 25 % ,屈服 强 度 高 于 包 铝 2024 t3 ,j . chaudhurl , y. m . tan 和 k. m . pat nl 把 6013 合金和 2024 合金薄板浸入 3 . 5 %nacl 水溶液中进行了腐蚀 疲劳性能对比 实验 表 明 , 6013 合 金 表 现 了 较 好 的 耐 腐 蚀 疲 劳 性inst ro n 公司产的静态实验拉伸机上进行 ,拉伸试样的制 备 依 据 国 标 gb228 76 , 拉 伸 速 度 为 10 mm/ min ;均匀化制度为 : ( 515 530 ) 12 h ; 完全退 火制度为 : 415 ( 2 h 3 h ) ; 中 间 退 火 制 度 为 :(350 370 ) (2 h4 h) 2 ;淬火及人工时效制 度见表 2 。能4。由于 6013 合金具有吸引人的综合性能 ,故在航空 、航天 、国防 、汽车和民用建筑业中得到了广泛的应用 ( 例如用于制作发动机机舱 、机罩 、机 翼 、蒙 皮 、座位 、导 弹 装 运 箱 、汽 车 轮 板 等) 。现 可 获 得 的6013 合金的产品形式有 : 薄板 、中厚板 、线材 、带材 、 棒材 、锻造件 、拉伸管材 、挤压材等 。但是 ,在我国与6013 合金相似性能的合金的研究还未见公开报道 ,尚属于空白 。目前 ,我国舰载飞机的腐蚀问题比较严重 ,因此 我们的研究重点是在不损伤强度的前提下 ,最大限 度地提高其强度 ,使国产 6013 铝合金的抗拉强度达到或接近 2024 合金 , 耐蚀性达到美国 6013 合金的 水平 , 使其最终在我国的航空 、航天工业中得 到 应 用 。故本文研究了影响类 6013 合金抗拉强度的不 同固溶处理和人工时效制度 ,为今后进一步的研究工作奠定了基础 。1 实验方法及过程实验所用的合金成分见表 1 。表 2 淬火制度与人工时效制度展开制度温度/ 时间/ h淬火制度500 ,510 ,520 ,530 ,540 ,550 ,560 ,570 ,5802/ 31/ 3 ,2/ 3 ,1 ,1 . 5 ,2 ,2 . 5 ,3 ,3 . 5 ,4 ,4 . 5 ,5 ,6 ,7 ,8 ,9 ,10 ,160人工 时 效 制 度 11 , 13 ,15 ,17 ,19 ,21 ,23 ,27 1/ 6 ,1/ 3 ,1/ 2 ,2/ 3 ,5/ 6 ,1 ,1 . 5 ,2 ,2 . 5 ,3 ,3 . 5 ,4 ,4 . 5 ,5 ,5 . 5 ,6 ,7 ,8 ,9 ,101901/ 6 ,1/ 3 ,1/ 2 ,2/ 3 ,5/ 6 ,1 ,4/ 3 ,5/ 3 ,2 ,2 . 5 ,3 ,4 ,220 5 ,6 ,6 . 5 ,7 ,8 ,9 ,10 2 实验结果与讨论2 . 1 固溶处理制度的研究分析各合金在各淬火温度下的金相照片 (图 1) ,可以看出淬火温度为 500 时 ,由于温度过低残留着 较多未溶解的析出相粒子 ; 淬火温度为 560 时 ,由 于温度适当 ,各合金的强化相粒子基本上已充分固 溶到基体中 ,晶粒已从拉长的冷变形加工组织转变为较细小的再结晶组织 ; 在 580 淬火时 ,由于温度过高所有实 验 合 金 均 呈 现 出 了 较 严 重 的 过 烧 现 象 ,表现为 :再结晶晶粒已经长大粗化 ,晶粒球化 ; 在 三角晶界处由于某些组成相溶化发生不连续现象 , 而且晶界变粗 、变宽 ; 进行金相腐蚀时 , 与其它温度 相比 ,腐蚀时间变短 。对比各合金过烧的程度 ,成分5 过烧程度最严重 ,晶粒最大 ,宏观上表现为试样表面各处均起泡严重 ;成分 4 过烧程度较轻 ,试样表面 局部出现了较严重的起泡现象 ; 成分 3 、成分 2 只是轻微过烧 ,表面局部轻微起泡 ;成分 0 与成分 1 起泡 现象最轻 。分析各合金过烧的原因 ,主要是由于金属在过高的温度下加热 ,晶粒就首先自发地急剧长 大 。这 是 由 于 晶 界 处 原 子 的 能 量 较 晶 粒 内 部 的高 ,使晶界发生迁移的原故 。同时 ,高温时氧原子又 43%表 1 实验合金成分及形变热处理变形量合金成分cumgsimn变形量成分 0成分 1 成分 2 成分 3 成分 4成分 50 . 900 . 950 . 750 . 355 . 080 . 900 . 950 . 750 . 357 . 211 . 400 . 950 . 750 . 355 . 600 . 900 . 901 . 401 . 450 . 952 . 000 . 751 . 301 . 400 . 350 . 351 . 305 . 606 . 605 . 60采用北京航空材料研究院铸造的美国 6013 合金名义成分的半连续铸锭做对比实验 ,试样标号为 成分 0 。同时 ,我们又采用了形变热处理来提高合金 强度 ,所采用的变形量见表 1 。实验均在同一条件下 进行 :原料采用工业纯铝 、紫铜 、al + 20 % si 中间合金 、al + 10 % m n 中间合金 、工业纯镁 ; 熔炼 温 度 为740 ;固溶处理与人工时效均在硝酸钠盐浴炉中进 行 ,温度波动为 1 ; 合金的维氏硬度在 hva 5 型低负荷硬度计上进行 ; 合金拉伸性能测试在美国宇航材料工艺 1999 年 第 1 期 1994-2014 china academic journal electronic publishing house. all rights reserved. 图 1 成分 0 、成分 5 在 500 、560 、580 淬火时的显微组织(a) 成分 0 、500 ; ( b) 成分 0 、560 ; (c) 成分 0 、580 ; ( d) 成分 5 、500 ; (e) 成分 5 、560 ; (f ) 成分 5 、580 。极活泼 ,氧气易沿晶界渗入使金属氧化 。氧化时 ,首先是在金属表面附近晶粒的晶界上形成一薄层氧化 物 al2 o3 ,随后的氧化过程即由金属表面沿晶界向内 部扩展 ,而且晶界处存在有低熔点化合物 ,在高温下 这些化合物首先发生溶化而造成空洞 ,从而更有利 于氧化过程的进行 。合金过烧后 ,由于晶界上布有 一薄层低熔点共晶化合物或氧化物 ,使晶粒间的结 合能力大大减弱 ; 如随后再经变形 , 即可能引 起 开 裂 。即使 变 形 时 未 开 裂 , 但 室 温 强 度 亦 大 为 降 低 。 对比北京航空材料研究院的半连续铸造的合金成分0 与我们自行熔铸的合金成分 1 ,成分 0 断口处的晶 粒要小且晶内析出物要比成分 1 少 ,在 580 时的过 烧程度要比成分 1 小 ,这是由于成分 0 的合金化程 度比成分 1 高 ,杂质和低熔点第二相少的结果 。因 此根据金相分析 ,我们初步把各合金的淬火温度定 为 560 。2 . 2人工时效制度的研究al - cu - mg - si 系合金属于热处理可强化合金 ,进行时效处理可大大提高合金的强度 ,所以有必要研究合金在 560 固溶处理后 ,其相应的人工时效 制度 。依据合金时效后测试的维氏硬度 , 得出该合 金在各实验温度下的时效硬化曲线见图 2 。对比各 合金在 160 、190 、220 下的时效硬化曲线可以 看出 ,各合金硬度随时间都有明显变化 。在 190 时 效时 ,合金的硬度值均出现双峰 ,而且此时与其它温 度相比 ,合金的硬度峰值最高 ,合金处在峰值时效状 态 ;在 160 时效时 ,合金的硬度值不高 ,说明合金中 的 强 化 相 没 有 充 分 析 出 , 不 能 达 到 最 佳 的强化效果 ;在 220 时效时 , 合金的硬度值从开始 就急剧下降 ,说明所有实验合金在 220 已发生了过 时效 。铝合金的时效强化效果与强化相有关 , mg2 si 为该系合金的主要强化相 ,它的溶解度随温度下降 而明显降低 ,因此使合金具有较好的热处理强化效 果 。此 外 , 铜 与 镁 形 成 合 金 的 另 一 强 化 相 s ( cumgal2 ) 相 ,它使合金具有一定的耐热性 。dmit ryg. eksin 经过研究认为时效产品由两个主要因素决 44宇航材料工艺 1999 年 第 1 期 1994-2014 china academic journal electronic publishing house. all rights reserved. 图 2 实验合金时效硬化曲线(a) 160 时效 ; ( b) 190 时效 ; (c) 220 时效 。定 : 过饱和固溶体的成分和在时效过程析出相的顺序 。相对于 mg2 si 的化学计量比属于 si 过剩型 al- cu - mg - si 系合金的顺序析出序列为 :如果按照以上的析出序列析出的话 ,就没有剩余的元素形成 w 相 。这是由于其它相成分和组织 结构相对于 w 相比较简单 ,所以他们的析出在热力 学上是优先的 。如果淬火与人工时效之间有时间间 隔 ,由于在自然时效过程中没有生成含硅相 ,就有可 能形成 gpb (al ,cu ,mg) 区 ,在随后的人工时效过程 中 gpb 区作为 s相的形核核心 ,在基体中以皱褶的 条状析出 s相 。gpb 区与基体完全共格 ,形状为球 形 ,没有什么强化效果 。随着时效时间的延长 ,其厚 度虽无明显增加 ,但直径却迅速增大 。、s相为 过渡相 ,它们与基体半共格 ,起一定的强化作用 。, ,s 为平衡相 ,它们与基体完全不共格 ,由于它们在 晶内和晶界以不均匀的粗大析出物的形式析出 , 所 以使合金的强度下降5 。综合起来 ,我们可以得出 各合金的人工时效制度见表 3 。我们根据以上实验制定的热处理制度 , 对各合 金进行固溶处理和人工时效 ,随后测试其室温拉伸 性能 ,其详细结果见表 4 。从合金的极限拉伸强度来 看 ,成分 0 与成分 1 的常规热处理的极限拉伸强度 达到 390 m pa 以上 ,已超过了美国给出的 6013 合金的强度指标 (359 m pa) ,这说明经过本次实验所确定的热处理制度是成功的 ,但还与国家要求的使国产6013 合金的强度达到或接近 2024 合金的强度指标 还有一定的差距 。而成分 2 与成分 5 的极限拉伸强 度已达 450 m pa ,如果在随后的实验中加入微量过 渡族元 素 ( 如 ti 、v 、cr ) , 强 度 还 可 能 进 一 步 提 高 。 在本次实验中 ,有些合金进行形变热处理的强度比 常规热处理的强度高 ,说明形变热处理是一种有效 的强化手段 。表 3各合金时效制度合金时效制度成分 0190 50 min成分 1190 40 min成分 2190 40 min成分 3190 50 min成分 4190 50 min成分 5190 1 . 5 h(下转第 60 页) 45宇航材料工艺 1999 年 第 1 期 1994-2014 china academic journal electronic publishing house. all rights reserved.nicalo n/ sl s 玻璃从轴向残余热应变推算出的值7 。一个值得注意的结果是在单纤维复合材料拉出 试验中 ,最大界面剪切应力 iss 的位置可能并不出现在 x = 0 处 。例如对于本文所述试样 ,当伸出段纤 维的拉伸应变为 0 . 5 %时 ,界面最大剪切应力位于 x= 0 . 11 mm 处 。由于实验上依然存在某些困难 , 例 如更合适试样的制备和拉曼光谱相对较低的信号噪 音比 ,难以测得 x = 0 至 x = 0 . 05 mm 区域的数据 , 同时数据处理时拟合过程对函数参数选取的某些随意性 ,完全确认上面的结论还必须做进一步的工作 , 对不同纤维和基体组合做类似的测试和分析是需要 的 。最近我们发现萤光光谱技术能给出高得多的测2 goet tler e w , faber k t. co mp . sci . tech. ,1989 ; 37 :1291473 batler e p , fuller e r , chan h m . in tailored inter2 faces in co mposite materials. in : mat . res. soc. sym. proc. , pit t shurgh , pa : mat res soc. ,1990 ;170 :17244 goet tler r w , faber k t. ceram eng. sci . proc. ,1988 ;9 :8618705 bright j d ,danchaivijt t s , shet ty d k. j . am. ceram. soc. ,1991 ;74 :1151226 deshmukh u v , coyle t w. ceram. eng. sci . proc. ,1988 ;9 :6277 yang x , young r j . co mposites ,1994 ;25 :4884938yang x , young r j . british ceramic transactio ns ,1994 ;93 :110量精确度10 12切的结果 。5结论用拉曼光谱术能获得应变和界面剪切应力沿纤 维的分布 。当空气中纤维段的拉伸应变为 0 . 5 %时 , 界面最大剪切应力位于 x = 0 . 11 mm 处 。参考文献1 griffin c w ,limaye s y , richerso n d w , shet ty d k. ceram. eng. sci . proc. ,1988 ;9 :671 678,应用于拉出试验 ,预期能给出更确92 5441011yang x , young r j . j . mater . sci . ,1993 ;28 :2 536杨序纲 ,王依民 . 材料研究学报 ,1996 ;10 :628632yang x , young r j . acta metallurgica of materialia ,1995 ;43 :2 4072 41512 yang x , young r j . co mposites part a ,1996 ;27 :73774113 kelly a , macmllan n h. st ro ng solids. oxford : 3rd ed. clarendo n press ,1986 :251(上接第 45 页)表 4 拉伸实验结果是 190 50 min ;成分 1 是 190 40 min ; 成分 2是 190 40 min ;成分 3 是