專利名稱：飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種空心型材的制造方法。
背景技術(shù)：
飛行器用尾翼型材過去一直使用鋼材，為了減輕重量，國外從七十年代起用作該型材的材料逐漸被比重小強(qiáng)度高的鋁合金所取代，但是最早使用的型材是用相應(yīng)大規(guī)格的鑄造件或棒材經(jīng)過機(jī)加工而成。鑄件加工后的組織和性能不能滿足型材的要求。而棒材經(jīng)過加工成型材的形狀需要加工掉85%的金屬，且加工的難度大耗時(shí)長。因此這種型材的制造必須具有足夠個(gè)強(qiáng)度，良好的抗疲勞強(qiáng)度和精確的內(nèi)孔尺寸及優(yōu)良的表面質(zhì)量，按傳統(tǒng)擠壓工藝已無法保證飛行器尾翼用型材的使用要求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，以解決現(xiàn)有飛行器用尾翼型材抗拉強(qiáng)度低、非比例延伸強(qiáng)度低且安全系數(shù)較低的問題。本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采取的技術(shù)方案是所述方法包括以下步驟步驟一、按質(zhì)量百分比為 Si 0. 7% I. 3%,Fe ( O. 5%,Cu ( O. 10%,Mn 0. 40% O. 8%,Mg O. 40% O. 8%, Zn ^ O. 20%, Ti ( O. 20%和余量為Al的比例稱取鋁合金錠、純鎂錠、鋁錳中間合金及鋁硅中間合金加入到干燥爐中后熔煉得到鋁熔液，再經(jīng)鑄造，得到鑄錠；步驟二、將步驟一中制得的鑄錠進(jìn)行均勻化退火，退火溫度為320°C 530°C，保溫5-15小時(shí)；步驟三、將經(jīng)過步驟二制得的鋁合金鑄錠加熱到350 450°C，然后置入到專用模具內(nèi)通過針尖擠壓得到型材，擠壓速度為O. 2 I. Omm/s ；步驟四、型材前端用鐵絲穿起，吊至淬火爐內(nèi)淬火，淬火溫度為520°C _535°C，保溫30-250分鐘，水溫10 35°C，淬火轉(zhuǎn)移時(shí)間小于等于15秒，然后在水中停留5分鐘后方可吊出水面；步驟五、型材在400噸張力矯直機(jī)上進(jìn)行矯直，矯直時(shí)的冷變形量控制在1% 3%，然后將型材整齊地?cái)[放在料架吊到待時(shí)效料場，在溫度為165°C _185°C的條件下時(shí)效處理8-10小時(shí)。本發(fā)明具有以下有益效果本發(fā)明的產(chǎn)品中加工制造工藝典型，將擠壓型材和擠壓空心管材的工藝結(jié)合到一起；本發(fā)明的產(chǎn)品在擠壓時(shí)一次成型，節(jié)省隨后的機(jī)械加工，節(jié)約85%的金屬使用量，極大的提高了效率；本發(fā)明的產(chǎn)品制作過程中使用空心鑄錠及擠壓針擠壓空心型材，沒有焊縫，避免型材在使用中受力開裂。本實(shí)施方式制備的鋁合金空心型材的抗拉強(qiáng)度、非比例延伸強(qiáng)度及延伸率均滿足要求，而且制造的型材形狀規(guī)格可以變化多樣，沒有焊縫缺陷，避免了使用時(shí)的受力開裂，此種型材適合制造多種飛行器及槍彈的尾翼。
具體實(shí)施例方式具體實(shí)施方式
一本實(shí)施方式的方法包括以下步驟步驟一、按質(zhì)量百分比為Si 0. 7% I. 3%, Fe ^ O. 5%, Cu ^ O. 10%, Mn 0. 40% O. 8%、Mg 0. 40% O. 8%、Zn ( O. 20%,Ti ( O. 20%和余量為Al的比例稱取鋁合金錠、純鎂錠、鋁錳中間合金及鋁硅中間合金加入到干燥爐中后熔煉得到鋁熔液，再經(jīng)鑄造，得到鑄錠；步驟二、將步驟一中制得的鑄錠進(jìn)行均勻化退火，退火溫度為320°C 530°C，保溫5-15小時(shí)；步驟三、將經(jīng)過步驟二制得的鋁合金鑄錠加熱到350 450°C，然后置入到專用模具內(nèi)通過針尖擠壓得到型材，擠壓速度為O. 2 I. Omm/s ；步驟四、型材前端用鐵絲穿起，吊至淬火爐內(nèi)淬火，淬火溫度為520°C _535°C，保溫30-250分鐘，水溫10 35°C，淬火轉(zhuǎn)移時(shí)間小于等于15秒，然后在水中停留5分鐘后方 可吊出水面；步驟五、型材在400噸張力矯直機(jī)上進(jìn)行矯直，矯直時(shí)的冷變形量控制在I % 3 %，然后將型材整齊地?cái)[放在料架吊到待時(shí)效料場，在溫度為165°C _185°C的條件下時(shí)效處理8-10小時(shí)。本發(fā)明的鋁合金型材中的單個(gè)雜質(zhì)< O. 05%，雜質(zhì)< O. 15%，此范圍內(nèi)的雜志對(duì)鋁合金空心性能沒有影響。本發(fā)明制備的鋁合金型材綜合力學(xué)性能優(yōu)良，抗拉強(qiáng)度> 330MPa、非比例延伸強(qiáng)度彡270MPa、斷后伸長率彡10%。
具體實(shí)施方式
二本實(shí)施方式的步驟二中鑄錠退火溫度為380°C _420°C。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
三本實(shí)施方式的步驟二中鑄錠保溫時(shí)間為8-10小時(shí)。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
四本實(shí)施方式的步驟三中針尖直徑為Φ 15 Φ 150。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
五本實(shí)施方式的步驟四中淬火溫度為520°C 525°C。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
六本實(shí)施方式的步驟四中保溫60分鐘。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
七本實(shí)施方式的步驟五中時(shí)效的溫度為165°C 170°C。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
八本實(shí)施方式的步驟五中保溫10小時(shí)。其他實(shí)施步驟與具體實(shí)施方式
一相同。
權(quán)利要求
1.一種飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于所述方法包括以下步驟步驟一、按質(zhì)量百分比為 Si 0. % L 3%, Fe ^ O. 5%, Cu ^ O. 10%, Mn 0. 40% O.8%、Mg :0. 40% O. 8%、Zn彡O. 20%、Ti彡O. 20%和余量為Al的比例稱取鋁合金錠、純鎂錠、鋁錳中間合金及鋁硅中間合金加入到干燥爐中后熔煉得到鋁熔液，再經(jīng)鑄造，得到鑄錠； 步驟二、將步驟一中制得的鑄錠進(jìn)行均勻化退火，退火溫度為320°C 530°C，保溫5-15小時(shí)； 步驟三、將經(jīng)過步驟二制得的鋁合金鑄錠加熱到350 450°C，然后置入到專用模具內(nèi)通過針尖擠壓得到型材，擠壓速度為O. 2 I. Omm/s ； 步驟四、型材前端用鐵絲穿起，吊至淬火爐內(nèi)淬火，淬火溫度為520°C _535°C，保溫30-250分鐘，水溫10 35°C，淬火轉(zhuǎn)移時(shí)間小于等于15秒，然后在水中停留5分鐘后方可吊出水面； 步驟五、型材在400噸張力矯直機(jī)上進(jìn)行矯直，矯直時(shí)的冷變形量控制在I % 3%，然后將型材整齊地?cái)[放在料架吊到待時(shí)效料場，在溫度為165°C _185°C的條件下時(shí)效處理8-10小時(shí)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟二中鑄錠退火溫度為380°C -420°C。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟二中鑄錠保溫時(shí)間為8-10小時(shí)。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟三中針尖直徑為Φ 15 Φ 150。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟四中淬火溫度為520°C 525°C。
6.根據(jù)權(quán)利要求I所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟四中保溫時(shí)間為60分鐘。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟五中時(shí)效的溫度為165°C 170°C。
8.根據(jù)權(quán)利要求I所述飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，其特征在于步驟五中按金屬保溫10小時(shí)。
全文摘要
飛行器尾翼用鋁合金空心型材的制造方法，它涉及一種空心型材的制造方法。該方法解決解決現(xiàn)有飛行器用尾翼型材抗拉強(qiáng)度低、非比例延伸強(qiáng)度低且安全系數(shù)較低的問題。所述方法包括以下步驟所述方法包括以下步驟按質(zhì)量百分比為Si0.7％～1.3％、Fe≤0.5％，Cu≤0.10％、Mn0.40～0.8％、Mg0.40％～0.8％、Zn≤0.20％、Ti≤0.20％和余量是Al的比例，稱取鋁合金錠、純鎂錠、鋁錳中間合金及鋁硅中間合金加入到干燥爐中后得到鋁熔液并鑄造成鑄錠；將鑄錠進(jìn)行均勻化退火；將鋁合金鑄錠經(jīng)過專用模具和針尖擠壓；型材前端用鐵絲穿起，吊至淬火爐內(nèi)淬；型材進(jìn)行矯直。本發(fā)明用于制造飛行器尾翼用鋁合金空心型材。
文檔編號(hào)C22F1/043GK102816958SQ201210301368
公開日2012年12月12日 申請日期2012年8月23日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月23日
發(fā)明者潘哲, 劉科研, 馬琳, 袁丹丹, 姜春燕, 高新宇 申請人:東北輕合金有限責(zé)任公司