铝合金强化热处理新的发展方向.docx

铝合金强化热处理新的发展方向俄. . , . . 谢燮揆 摘编译张君尧 校摘要 : 本文研讨了使铝合金获得最大强度同时具有足够高的耐蚀性的强化热处理的新方法。关键词 : 铝合金 耐蚀性 强化热处理 强度板材 具 有 如 下 机 械 性 能 :b = 430n/ mm2 480n/ mm2 , 012 = 290n/ mm2 320n/ mm2 , =18 %20 % 。在 40 年代初期 ,原苏联和美国开始使用新 的 alznmgcu 系高强度铝合金 ( 原苏联众所周知 ,铝合金的强化热处理由淬火和随后的时效组成 。由淬火形成过饱和的合金化 固溶体 ,它是材料获得高强度的先决条件 。在时效过程中 ,过饱和固溶体分解初期产生颇大的附加强化 。自 20 年代以来 ,大量的文献报道 了铝合金时效时发生质变的研究成果 。在试验 研究的前期有较大的困难 ,这是因为固溶体分解初期 ( 强化阶段) 产生的亚显微组织尺寸很小 ,当时难以检测 。 根据许多研究人员的研究的成果 ,在 40 年代末建立了现代的铝合金时效理论14。随 着时效温度提高和保温时间增长 ,含合金元素的过饱和固溶体按如下序列分解 :在固溶体内形成亚显微尺寸的 ( 10m) 、 合金元素 ( cu 、mg 、zn) 富集的 区 。区长大 , 在 区内合金元素的浓度提高到它们在平衡相内的含量水平 ,并且调 整 区内铝和合金元素原子的相互位置 。区内形成晶格与铝和金属间化合物相晶格不相同的 ,但与基体共格的中间相质点 。从中间相析出物发展成稳定相质点 ,与 基体不共格 。选择铝合金时效温度的原则 ,是要保证在塑性令人满意的情况下 ,获得最大强度或接近 最大强度 , 这样 , 对于自然时效的杜拉铝型的 16 合金 ( aa2024) 、1 合金 ( aa2017 ) 来说 ,通常是相当于在过饱和溶体内形成 区 ; 而对于人工时效的 al zn mg cu 系合金 b95的 b95 和 美 国 的 7075 ) 来 局 部 代 替 杜 拉 铝( 16) 。为获得最大强度 , 将这类合金的热处 理制度确定为 : 460 480 淬火 ,120 时效24 小时 ( 包覆板) ; 140 时效 16 小时 ( 其它半 成品) 。其热处理状态代号原苏联的为 t1 ,美 国的为 t6 。因此 ,在 40 年代末到 50 年代初 ,在飞机制造中采用了新的高强度铝合金 b95t1 ( 原苏联) 和 7075t6 ( 美国) ,其主要特性之一是屈服极限012有飞跃的提高 (见图 1) 。但是 , 时 效 到 最 大 强 度 的 b95 合 金 ( 或7075 合金) ,在使用过程中暴露出一些缺点 : 抗 剥落腐蚀性 ( ) 和 抗 应 力 腐 蚀 开 裂 性 低(kp 不出现腐蚀开裂的最大应力) ,断裂韧性低 (对应力集中敏感) 。虽然 ,合金只用于受压缩的部件 ,同时在使用中限制螺栓连接的应 力 ,保证零件表面高质量的加工 ,不允许结构上 的应力集中 ,但是 ,这种合金的可靠性仍不足 。7075t6 合金的主要缺点 (与 b95t1 合金的相似) 抗应力腐蚀开裂性和抗剥落腐蚀性差 。这两种腐蚀与在腐蚀介质中在拉应力 作用下材料发生晶界断裂有关 ,例如 ,在通常的空气气氛中和在残余应力作用下发生剥落腐蚀 ,这类断裂是由于在晶界处发生固溶体分解 特征而引起 。b95 合金在时效到最大强度时 t1) ,析出弥散的主要强化相mgzn2 ( 3m4m) 均匀分布在基体的晶内 ;沿晶界析出很粗 的相和相质点 ,同时在个别的晶界部位形成几乎是连续的圆圈 ( 见图 2a) 。正是这种组(aa7075) ,b93 ,则是以析出共格的中间相 ( 亚稳定相) 来实现的 。40 年代中期 ,在飞机制造中主要是使用高 强度铝合金 ,大部分飞机用杜拉铝型的 16 合 金制造蒙皮 。16 合金通常进行淬火和自然 时效后使用 。经过这样的热处理后 ,其带材和1997 年 7轻金属55 织对耐蚀性很不利 ,在腐蚀介质的作用下会引起晶界断裂 。使强度的下降减至最小程度 ,在编制软化时效制度时选择了双级时效制度 :110 120 、5 h10 h + 160 170 、14 h 18 h ( t2 ) ; 110 120 、5 h10 h + 160170 、25 h35 h ( t3) 。 第二级高温时效保证了必须的晶界析出相的聚集过程 。第一级低温时效 ( 加热温度低于区溶解温度) 促使晶粒内萌生大量析出物的 晶核 ,并减小第二级时效的晶粒本身的软化程度 。由 95 ( 95, 95) 合金制造的半成品 按 t3 制度处理 , 或由 aa7075 ( 7375 , 7475) 合 金制造的半成品按 t73 制度处理 ,实际上完全 消除了这些材料的应力腐蚀开裂敏感性和剥落 腐蚀敏感性 ,明显地提高了断裂韧性 ,颇大地降 低了强度性能 ( 见表 1) 。按 t2 热处理实际上 消除了剥落腐蚀 ,颇大地增加了抗应力腐蚀开 裂性 (见图 1) ,断裂韧性的提高程度和强度的 降低程度比 t3 处理的要小些 。飞机制造用高强度铝合金板的图 1 20 世纪后半期 ,飞机制造中采用的高强度铝合金板的强度 (012 , )和耐蚀性 (kp ) 的变化情况表 1横向保证机械性能图 2 经不同的热处理后 b95 合金的显微组织50000t1 ;t2 ; b t3从 60 年代后期到 70 年代初期 ,美国和原 苏联在寻找保证 7075 和 b95 合金具有更高使 用性能 (首先是抗应力腐蚀开裂性和抗剥落腐 蚀性) 的热处理制度方面 , 进行了研究 ( 美国 alcoa 公司 ,原苏联全苏轻合金研究所和全苏航 空材料研究所) 。如果能找到不改变基体组织而改变晶界析 出物形态的热处理制度 ,就可以达到不损害强 度而改善抗腐蚀性的目的 。然而 ,热处理可以 获得这样的组织 ,可还未工业性实践过 。曾拟 定过 t2 和 t3 软化时效制度 ( 相当于美国的 t76 和 t73 制度) 。这类热处理制度是过时效 处理 ( t3 的软化程度大于 t2) 。这种处理制度 从耐蚀性的观点来看 ,它使晶界上的相和 相质点稍微聚集 ,破坏了圆圈的连续性 ,使组织 得到了改善 ,但与此同时 ,也促使晶粒内的质点 粗化 (见图 2,b) ,因而伴随着强度降低 。为了 t y1 - 92 - 81 - 87在 70 年代 ,工业上采用了 95 - t2 合金 ,杂质含量更少的更纯的改型合金 95t2 、 95t2 获得了广泛应用 ,对压缩条件下工作 的飞机构件 (其中包括上翼板) 采用强度更高的 材料 。后来 , 研制成功了 t2 状态的 1973 合 金 ,与 95 合金的不同点是以 011 %0115 % zr 代替锰和铬 。该合金镍在有限的使用状态 ,包括板材 。1973t2 合金板材可保证屈服极限012 = 430n/ mm2 ,而 95合金的屈服极限012 = 410n/ mm2 。近 20 年来 , 对于飞机结构件来说 , 强度 012 = 410n/ mm2 430n/ mm2 是最高的水平 。 近期制定了继续大幅度提高飞机结构用传统铝 合金强度的新的发展方向 。这个发展方向是运用 alznmgcu 系高强度铝合金热处理时的回归现象作为基础的 。合金技术条件状态板厚mmbn/ mm2012n/ mm2%16,116395 , 9595, 95951973t y1 - 92 - 161 - 90t y1 - 92 - 161 - 90t y1 - 92 - 59 - 88t y1 - 803 - 82 - 84t t1t2t3t230402650406585455942053049044049028546041034543076766轻金属1997 年 756 铝合金时效的回归现象早在 30 年代已被发 现 , 在 . . 5 和 . .6的论文中已有叙述 。回归现象的本 质是 , 在室温下时效的合金 ( 用杜拉铝进行试 验) 在较高的温度下短时间加热几分钟 (甚至加热 10 秒) 就会恢复到原来新淬火状态的性能 。 可见 ,在回归时合金的组织和性能是按照自然时效时的相反方向变化 : 在自然时效时形成的溶解了 ,因而强度降低到材料刚淬火时的水 平 。对于杜拉铝而言 ,试验确定的回归温度在200 270 范围内 。回归处理制度的选择依据是自然时效的杜拉铝的强度 (b) 随回归温度 下保温时间而变化的图解曲线 ( 见图 3) 。如果 保温时间1 ,回归也不够充分 ,因为合金 已经析出了在回归温度下稳定的强化相质点 。由研究得到的示意图曲线可见 ,回归处理的保 温时间应该精确 。由于这个缘故 ,必须采用快速加热 (在硝盐 、油或其它能保证高速加热的介 质中加热) 和快速冷却 。回归处理后 ,合金在室 温下会发生象淬火一样的自然时效 。回归处理可以多次重复进行 ,但是 ,文献6指出 ,在回归 处理的每次短时间加热时往往会发生固溶体分解 。因此 ,多次回归处理后 ,在自然时效过程中 合金恢复的性能会逐渐地一次比一次衰退 。而 ,即使是薄壁零件 ,回归处理制度在生产条件下也是难以执行和控制的 。应该指出 ,回归处理时固熔体的高温分解 主要是沿晶界发生 ( 在晶界析出粗大的质点及 其聚集) ,人们将它作为附带的和有害的现象来 进行研究 ,成为了若干年之后制订 al mg cu系高强度铝合金新的有效的强化热处理制度的基础 。近年来已经肯定 , 并且有文献7 、8指出 , “时效时的回归”现象并非是杜拉铝所独有的 , 其它系的铝合金甚至非铝基合金也有这种现 象1。同时 , 在这些回归现象中 , 在由低温时 效向高温时效过渡时 ,常常发现在低温时效不 是形成 区 , 而是析出了部分共格的亚稳定 相 。研究 almgsi 和 almgzncu 系合金的回归现象 ,主要是为了确定淬火和人工时效之间的间隔时间 ,间隔时间长对最终人工 时效后合金的强度性能有不利的影响 。在淬火和人工时效之间间隔时间长的情况下 ,合金会进行自然时效 。因此 。在人工时效的初始阶段 发生回归 ,在其后才开始真正的人工时效 ,这就会因为缩短了人工时效的实际时间而降低时效结束后的强度 。时效时的回归现象 ,从 30 年代起就为人们 所共知 ,然而直到不久之前都没有在实际生产 中应用 ,因为杜拉铝的回归热处理没有明显的 经济或工程效益 。在 70 年代中期才获得重大 的研究成果 ,表明这种处理方法在 al zn mgcu 系高强度铝合金中有应用前途 。对 7075合金提出了所谓 rra 处理 ( 回归和再时效) 的专利9,这种处理方法可以获得强度和耐蚀性 最佳的综合 。rra 热处理包括 : 1 热处理到最大强度 ( 淬火和 120 热处理时效 24 小时) ;2 在 200 260 回归处理 , 保温时 间从几十秒到几分钟 ; 3 经 120 、24 小时重新时效到最大强度 。这种热处理方法可以保证 aa7075 合金 ( 或 95 合金) 零件获得象 t1 处理后的最大强度和象 t3 处理后的最高抗应 力腐蚀开裂性和抗剥落腐蚀性 ,亦即为飞机制 造用铝合金 ( 95 - t2) ,进一步提高强度开创 了发展前景 。图 3 自然时效的杜拉铝的强度 (b) 与在回归温度下 (200 270 ) 保温时间的关系曲线、分别表示在新淬火状态和自然时效状 态的强度b 水平 ; 1 区完全溶解和合金b 降低 到新淬火水平的保温时间 。杜拉铝的回归处理与其处理之前的淬火相 比具有若干优点 : 能量消耗小 ( 温度低 ,保温时 间短) ,因为温度降小 ,因而挠曲小 。同时 ,回 归处理的保温时间要求很短 ,这就使回归处理 存在缺点 : 它仅适用于加热快的薄壁零件 。然1997 年 7轻金属57 rra 处理后 95 合金获得强度和耐蚀性最好的结合 ,这是回归对晶界和晶内析出相变 化不同影响的结果 。研究在 rra 处理时 95合金内的相变化实质上是三级时效 。第一级时效后 (时效到最大强度) 在晶粒内部形成尺寸为3m4m 的部分弥散相共格析出物 。同时 沿晶界形成较粗的 (至少大一个数量级) 链状的非共格的 相 , 而在某些边界呈连续的圆圈理薄壁零件 。同时 ,甚至薄零件在处理时亦会引起颇大的困难 。rra 处理的效果对于 alzn mgcu 系高强度铝合金是如此重要 , 许多文献10 、16全面报道了这种处理的研究结果 。同时 ,在许多文献10 、11 、1416中已肯定 ,alznmgcu 系铝合金时效到最大强度后 ,其回归处理不但可以将它加热到 200 260 来进行 ,而且可以在加热到更低的温度下 ( 165 180 ) 来进行 。在这种较低温度下的回归处 理 ,其保温时间相应地有所改变 ,它已经不是以 秒或分钟来计 , 而是以 10 分钟或者以小时来(见图 2a 和图 4a) 。许多文献4 、8表明 ,正是这种晶界组织决定了 alznmg 系和 alznmgcu 系合金对应力腐蚀开裂和剥落腐蚀有计 。从实用的观点来看 ,这些资料报道的 al高度的敏感性 。在随后的回归加热时 ( 第二级高温时效) 晶粒内析出的相在回归温度下不znmgcu 系高强度铝合金的 rra 处理方稳定 、溶解 ,而晶界的部分相合并和聚集 。因此在晶界连续的圈被破坏 ,质点的间距增加 ,亦 即晶界组织变成类似具有第二级高温软化时效后( t3 状态) 呈现的组织 。最终时效 ( 回归后)到最大强度使晶粒内部再析出相弥散质点 , 而晶界实际上不变 。因此 , 经过完整的 rra 处理后 ,晶粒内部形成了如同时效到最大强度( t1 状态) 的组织 ( 见图 2a ) , 而晶粒外围 ( 晶 界) 形成类似软化时效 ( t3 状态) 后的组织 ( 见 图 2b) 。由于形成了这样的组织 ,使合金具备了要求的综合性能 : 由晶粒内部组织决定的高 强度和由晶界组织决定的高抗应力腐蚀开裂性和抗剥落腐蚀性 。法具有重要的意义 。如果时效到最大强度后回归处理保温时间是 1 小时或几小时 ( 例如在170 190 回归处理) ,则这种处理方法对于 广泛的铝合金半成品而言成为更现实一些了 。 在所述结果的基础上 , 美国 alcoa 铝业公司获 得了铝合金半成品具备强度和耐蚀性良好结合的专利方法17。这种提高 alznmgcu系高强度铝合金综合性能的方法本身是三级时效 ,是第二级时效温度 ( 从 170 和 170 以 上) ,保温时间在较宽的范围内变动的 rra 热 处理方法 。例如 , 第二级时效在 170 保温到713 小时 ,在 182 时效则保温 5 小时 。应该指出 ,专利所述表明 ,在第二级时效采 用 170 190 的低温和长时间保温的情况下 ,可以保证材料有高的抗剥落腐蚀性和抗应 力腐蚀开裂性 ,而强度性能有些恶化 ,显然 ,这是可以用在所述的温度下回归不充分来解释 的 。alcoa 铝业公司在进行试验的基础上 , 为al zn mg cu 系高强度铝合金板材和型材图 4 95 合金在 rra 处理条件下的显微组织变化示意图 (不考虑 mn 、cr 、fe 成分)a 第一级时效后 ( 120 、24 h 时 效 到 最 大 强 度) ;第二级时效后 ( 200 270 回归处理) ; 第三级时效后 (120 、24 h 时效到最大强度) 。图 4 所示为在 rra 处理时 95 合金显微 组织变化的示意图 (不考虑 m n 、cr 形成的金属化合物相和 fe 、si 形成的杂质相) 。当然 , rra 处理如同回归处理一样 , 由于 在高温下保温时间短 ,只能局部使用即用于处18制定了 t77 热处理制度 ,这是一种三级时效方法 。7150 铝合金板材在 t77 状态具有象 t6状态一样的机械性能 (b = 610n/ mm2 ,012 =580n/ mm2 , = 12 % , k ic = 950n/ mm3/ 2 , 长横 向 ( ) 试样的抗剥落腐蚀性为 eb 级 ,它相当 于 95 合金 t2 状态的抗剥落腐蚀性) 。屈服极限012 - 560n/ mm2 的 7150应用于美国 c 17 飞机18。t77 合金型材美国 alcoa 铝业公司 1993 年为在压缩条轻金属1997 年 758 件下工作的飞机结构件用的新型高合金化高强度 alznmgcu 系 aa7055 铝合金 ( 716 %96、96 1 、96 3 ,但是 ,由于抗应力腐蚀开裂性和抗剥落腐蚀性低而不能应用于飞机制造业 。在为标准的 96 3 铝合金挤压半成品制814 % zn , 118 % 212 % mg , 210 % 216 %cu ,0105 %0125 %zr ,余量为 al) 研究出了专 利热处理制度19。7055 铝合金选择的成分 ,使它有可能在采用 t77 热处理制度18的基础 上应用于飞机制造业 ,这种处理方法可以保证7055 合 金 兼 备 高 强 度 和 足 够 的 耐 蚀 性 。aa7055t77 铝合金板材纵向具如下性能 :b定新的时效制度而进行的研究的初步结果表明 ,在耐蚀性令人满意的条件下有可能获得高 的屈服极限 (012 = 570600n/ mm2 ) 。目前正在继续全面地研究三级时效制度对96 3 铝合金的强度 、耐蚀性 、经济性和半成= 650n/ mm2 , 012 = 640n/ mm2 ,