航空用7050鋁合金熱處理工藝的研究進展

袁 輝，趙作福，趙宇擎，李紀元，許園標

航空用7050鋁合金熱處理工藝的研究進展

袁 輝，趙作福，趙宇擎，李紀元，許園標

（遼寧工業(yè)大學 材料科學與工程學院，遼寧 錦州 121001）

7050鋁合金屬于Al-Zn-Mg-Cu系超高強時效硬化型鋁合金，由于其具有高硬度、高塑性以及良好的耐蝕性能等優(yōu)點，被廣泛應用于飛機的機身、桁條加強框、梁、接頭等主承力結(jié)構(gòu)件。適當?shù)恼{(diào)整固溶時效工藝參數(shù)，可以提高7050鋁合金的綜合性能。如經(jīng)202℃×12 h+482 ℃×90 min固溶與121 ℃×6 h+177 ℃×12 h時效結(jié)合后鋁合金的綜合性能最好。因此，本文對7050鋁合金固溶時效工藝方式和工藝參數(shù)進行了詳細闡述。

7050鋁合金；固溶時效；組織；性能

隨著我國航空航天科技的快速發(fā)展，對材料的綜合性能提出了更高的要求。7050鋁合金作為一種可熱處理超高強鋁合金，具有強度、硬度高，塑性及耐磨耐蝕性能良好等優(yōu)點[1]，廣泛應用于飛機蒙皮、框架、螺旋槳、油箱和起落架支柱等結(jié)構(gòu)中[2]。但在固溶階段存在著，隨著固溶溫度升高，再結(jié)晶程度加劇。時效階段存在著，隨著時效溫度升高，鋁合金硬度、強度提高，耐蝕性下降。因此，需確定較優(yōu)的固溶與時效工藝參數(shù)，為7050鋁合金實際生產(chǎn)應用提供理論支撐。

1 固溶處理

1.1 單級固溶

幾十年來，國內(nèi)外研究學者對固溶處理制度進行不斷地創(chuàng)新和改進。20世紀70年代初，美國科學家Lukasak[3]在7075鋁合金基礎(chǔ)上，通過提高Cu/Mg及用微量元素Zr替代Cr，研制出了高強、高韌、耐蝕的7050鋁合金。2011年，Xu等[4]用掃描電鏡（SEM，下同），金相顯微鏡（OM，下同）觀察不同溫度下固相的溶解程度并得出結(jié)論，在保證不過燒的前提下，單級固溶處理可將合金中的η相完全溶解，但S相無法充分溶解。次年，韓念梅等[5]采用單級固溶（470 ℃×2.5 h）與雙級時效相結(jié)合，對飛機蒙皮、框架用7050鋁合金進行了研究。結(jié)果表明，鋁合金抗拉強度和屈服強度達到峰值，分別為543 MPa和510 MPa，斷裂韌性在480 ℃達到峰值為36.8 MPa·m1/2。2013年，宋豐軒等[6]采用（473 ℃×1 h）單級固溶與121 ℃×24 h時效處理工藝相結(jié)合，研究了7050鋁合金第二相的演變，分析認為，在SEM下觀察到基體中含有S相和Al7Cu2Fe相，而η相已完全溶解，第二相體積分數(shù)約為3.6%。為了使第二相充分溶解的同時保證具有較低的再結(jié)晶程度。2020年，張洪靜等[7]采用202 ℃×12 h低溫預處理與（482 ℃×90 min）單級固溶相結(jié)合，對飛機梁、接頭等主承力結(jié)構(gòu)件用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，在掃描電鏡下觀察到鋁合金發(fā)生回復，抑制了再結(jié)晶發(fā)生，抗拉強度和屈服強度達到峰值，分別為559.5 MPa和500 MPa。

1.2 雙級固溶

雙級固溶可以突破單級固溶中溫度的限制，基本消除粗大第二相，獲得較小的晶粒尺寸，從而進一步提高鋁合金的綜合性能。2012年，韓念梅等[5]采用（450 ℃×1.5 h＋480 ℃×0.5 h）雙級固溶與雙級時效相結(jié)合，對波音777客機壁板用7050鋁合金進行了研究。結(jié)果表明，樣品中的亞晶尺寸為1～3 μm，根據(jù)能譜分析儀測得粗大第二相體積分數(shù)僅為1%。次年，宋豐軒等[6]采用（473 ℃×1 h＋483 ℃×30 min）雙級固溶與單級時效相結(jié)合對7050鋁合金抗應力腐蝕性能進行了研究，根據(jù)慢應變速率拉伸曲線得出，此時應力腐蝕敏感因子較小為0.0465，合金的抗應力腐蝕性較好。2016年，劉浩等[8]采用（450 ℃×1.5 h＋495 ℃×1 h）固溶與雙級時效相結(jié)合研究了7050鋁合金的顯微組織和力學性能，通過能譜分析儀測得粗大第二相體積分數(shù)為0.19%。抗拉強度和屈服強度達到最大值，分別為655 MPa和694 MPa。

1.3 逐級固溶

雙級固溶可突破溫度的限制，提高固溶溫度，基本可以消除粗大第二相，但同時再結(jié)晶體積分數(shù)和亞晶尺寸增大，導致合金強度和斷裂韌性下降。為了盡可能的減小上述矛盾出現(xiàn)，科研工作者發(fā)現(xiàn)了更為優(yōu)化的逐級固溶處理工藝。宋豐軒等[6]對7050鋁合金的第二相演變采用逐級固溶與單級時效結(jié)合的方式，經(jīng)分析認為，透射電鏡已檢測不到S相，僅有少量的Al7Cu2Fe相。張新明[9]進一步表明，當多級強化固溶的最后一級固溶溫度設(shè)定在493 ℃時，該合金的抗拉強度達到534.0 MPa、屈服強度為500.6 MPa，其斷裂韌性最大值達到37.4 MPa·m1/2。

2 時效處理

2.1 單級時效

2009年，鄧運來等[10]采用單級固溶與120 ℃×24 h時效相結(jié)合，利用末端淬火實驗研究了7050鋁合金淬透層的深度，此時7050鋁合金淬透層深度提高了36％。同年4月，Li等[11]在不同時效溫度下采用單級時效方式研究了7050鋁合金的強度和硬度。實驗結(jié)果表明，當時效工藝為120 ℃×24 h時，該合金強度硬度較高。2011年，王洪斌等[12]采用470 ℃×1 h固溶結(jié)合時效溫度為160 ℃，對戰(zhàn)斗機F-22桁條用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，當時效溫度為120 ℃時，晶內(nèi)主要強化相為GP區(qū)和η' 相，晶界為連續(xù)鏈狀分布的η相和η' 相。當時效溫度為160 ℃時，晶內(nèi)主要強化相為η' 相和η相，晶界為η相，且尺寸明顯長大。次年，賈科等[13]采用單級固溶工藝在不同時效溫度下（120、150、180 ℃）研究了7050鋁合金晶間腐蝕性能，對實驗數(shù)據(jù)結(jié)果分析認為，晶界析出相越大，不連續(xù)分布和PFZ寬化時合金的抗腐蝕性能越好。2019年，崔振華等[14]采用（475 ℃×1 h）單級固溶與不同時效工藝（120 ℃×24 h、140 ℃×12 h、160 ℃×2 h）相結(jié)合，對飛機梁、接頭等主承力結(jié)構(gòu)件用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，隨著時效溫度的升高，晶界析出相連續(xù)粗化，合金抗晶間腐蝕性能下降。同年10月，李海等[15]采用490 ℃×1 h固溶與120 ℃×24 h時效相結(jié)合研究了7050鋁合金的晶間腐蝕性能。研究表明，當固溶溫度高于490 ℃時，該合金晶間腐蝕性能逐漸降低。

2.2 雙級時效

由于單級時效抗腐蝕能力較低，為了提高鋁合金抗應力腐蝕能力，人們開始了雙級時效的探索。2006年，田福泉等[16]采用單級固溶（470 ℃×50 min）結(jié)合一級時效（120 ℃×6 h）、二級時效溫度165 ℃，研究了在不同時效時間下7050鋁合金的電導率，當二級時效溫度為165 ℃×16 h時，該合金強度為551 MPa，電導率為40.6% IACS。2011年，馮朝輝等[17]采用475 ℃×2 h固溶與120 ℃×4 h＋（160、163 ℃）下保溫30 h，165 ℃下分別保溫（24, 26, 28, 30 h）相結(jié)合，對飛機翼板用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，在第二級時效溫度相同的情況下,隨著時效時間的延長,沉淀相連續(xù)粗化且間距增大。同年8月，任建平等[18]采用470 ℃×70 min固溶，110 ℃×8 h與120 ℃×8 h一級時效，二級時效溫度為(150，160 ℃)的長時間時效對7050鋁合金強度與硬度進行研究，研究結(jié)果表明，該合金強度和硬度都出現(xiàn)雙峰，第二峰強度硬度值高于第一峰。2014年，蔣源等[19]采用（470 ℃×70 min）單級固溶結(jié)合雙級時效（一級時效（120 ℃×10 h）二級時效溫度165 ℃），對飛機起落架接頭用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，隨著第二級時效保溫時間的延長，該合金硬度和拉伸性能下降，晶界析出相呈現(xiàn)粗大斷續(xù)特性，抗剝落腐蝕性能提高。次年，趙鳳等[20]采用雙級固溶結(jié)合一級時效（120 ℃×24 h）二級時效溫度163 ℃，研究了在不同時效時間下7050鋁合金的力學性能，研究結(jié)果表明，在120 ℃×24 h+163 ℃×(15～24) h雙級時效工藝下，該合金的抗拉強度和屈服強度達到峰值，分別為554 MPa和508 MPa。2016年，孫燕等[21]采用單級固溶與（115～135）℃×4 h＋160 ℃×（3～6）h雙級時效相結(jié)合，對機翼上方機身框用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，當固溶為470 ℃×60 min、時效為（120 ℃×4 h+160 ℃×3 h）時，合金硬度最大。次年，陳一進等[22]采用雙級固溶與（120 ℃×8 h＋160 ℃×（0-8）h）雙級時效相結(jié)合研究了7050鋁合金的力學性能和耐蝕性能，研究結(jié)果表明，當雙級固溶工藝為（450 ℃×1.5 h+495 ℃×1 h），且雙級時效工藝為（120 ℃×8 h+160 ℃×8 h）時，合金的抗拉強度和伸長率分別為689.4 MPa和12.72％。2019年，Chen等[23]采用雙級固溶與（120 ℃×6 h＋175 ℃×8 h）時效相結(jié)合，對機身桁條、隔框等結(jié)構(gòu)件用7050鋁合金進行了研究。實驗結(jié)果表明，該合金晶界析出相發(fā)生粗化且PFZ寬化，疲勞裂紋擴展能力較差。2021年，何維維等[24]在T73、T74、T76時效態(tài)下研究了7050鋁合金力學性能和斷裂韌性，研究結(jié)果表明，抗拉強度和屈服強度在T76態(tài)下較高，在T73態(tài)下較低。晶界析出相和位錯相互作用產(chǎn)生斷裂，過時效程度越深，韌窩的數(shù)量越多，尺寸越大。同年5月，張新全等[25]采用（465 ℃×4 h＋470 ℃×2 h）固溶處理，再進行一級時效120 ℃×6 h，研究了二級時效溫度155～175 ℃，且時效時間區(qū)間在0～36 h時，7050鋁合金的組織和電導率。經(jīng)分析認為，在T74態(tài)時效下，當二級時效溫度155 ℃×24 h時電導率較高，η相＋η＇相為晶界內(nèi)主要析出強化相。

2.3 回歸時效

雙級時效是在犧牲強度的條件下來提高合金耐腐蝕性能，為了獲得較高耐蝕性能的同時，強度也能得到一定保障?？蒲腥藛T探索了一種新的時效工藝，即回歸時效。2004年，曾渝等[26]采用雙級固溶處理后，研究了在不同回歸溫度下，保溫120 min條件下，對機身、桁條、機翼用7050鋁合金進行了研究。研究結(jié)果表明，在預時效120 ℃×24 h，回歸180 ℃×60 min，再時效120 ℃×24 h時合金強度較高；同時，延長回歸時間，有利于鋁合金強度的提高。同年10月，Oliveira等[27]采用單級固溶處理后，進行預時效120 ℃×24 h，回歸溫度為200 ℃結(jié)合，再時效120 ℃×24 h，研究了不同回歸時間7050鋁合金力學性能和耐腐蝕性能，研究結(jié)果表明，該合金強度與T6態(tài)時效強度一致，抗應力腐蝕性能與T7態(tài)時效性能相同。2010年，Marlaud等[28]采用470 ℃×4 h固溶處理后，進行預時效150 ℃×8 h，回歸120 ℃×6 h，再時效135 ℃×12 h，研究了7050鋁合金析出相的顯微組織。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，該合金顯微組織中呈現(xiàn)出細小團簇，且溶質(zhì)分布差異較大，晶內(nèi)析出相的成分元素包含Cu和Zn元素。次年，Han等[29]采用單級固溶處理后，進行預時效120 ℃×20 h，回歸190 ℃×1 h，再時效120 ℃×24 h，研究了7050鋁合金的組織和斷裂性能。研究結(jié)果表明，此時合金晶內(nèi)析出相粗大，晶界析出相體積分數(shù)下降，強度降低了3.5％，但斷裂韌性有所提升。2012年，高利芳等[30]采用（450 ℃×2h＋470 ℃×1 h）固溶處理后，進行預時效100 ℃×24 h，回歸170 ℃×120 min，再時效100 ℃×24 h，研究了7050鋁合金的晶間腐蝕和抗剝落腐蝕性能。研究表明，合金晶界析出相具有粗大不連續(xù)分布特性，無沉淀析出帶寬化，因此合金具有優(yōu)越的抗剝落腐蝕性能。次年1月，辛星等[31]采用雙級固溶后，進行20 h預時效，在不同時效溫度下保溫3 h進行回歸處理，再時效120 ℃保溫24 h，對F-35戰(zhàn)機的主體結(jié)構(gòu)用7050鋁合金進行了研究。實驗表明，當預時效溫度大于120 ℃時，晶內(nèi)析出強化相為η＇相，此時合金抗應力腐蝕性能較高。當預時效溫度小于120 ℃時，合金的抗應力腐蝕敏感性較低。2021年，曾翠婷等[32]采用固溶處理后，進行預時效120 ℃×24 h，在190 ℃下結(jié)合不同時間進行回歸處理，再時效120 ℃×24 h，對飛機加強框、梁、接頭等主承力結(jié)構(gòu)件用7050鋁合金進行了研究。研究發(fā)現(xiàn)，晶內(nèi)較小的析出相隨著回歸時間延長而發(fā)生回溶，尺寸較大的析出相繼續(xù)長大，晶界析出相呈現(xiàn)斷續(xù)粗化特性。再時效階段，隨著回歸時間延長，斷裂韌性增大，斷裂形式從沿晶斷裂向穿晶韌窩斷裂轉(zhuǎn)變。

2.4 間斷時效

2005年，Lumley等[33]采用固溶處理后，一級時效溫度177 ℃在不同時效時間（10、20、30、60 min）下與二級時效溫度185 ℃結(jié)合不同時效時間（2、4 h），研究了7050鋁合金的強度和斷裂韌性，經(jīng)分析認為，與T6態(tài)時效相比，強度和斷裂韌性均得到顯著提高。2009年，楊新鵬等[34]采用475 ℃×1 h固溶處理后，進行預時效120 ℃結(jié)合不同時效時間，二次時效60 ℃結(jié)合不同時效時間，間斷時效120 ℃×（0～20）h，對波音777客機機翼用7050鋁合金進行了研究。研究顯示，當溫度為120 ℃時，預時效時間越長，合金的電導率越高。再時效為120 ℃×24 h時的電導率與T6峰值時效一致。T616時效的斷裂形式為韌窩型穿晶斷口。2012年，韓念梅等[35]采用（450 ℃×1.5 h＋480 ℃×0.5 h）固溶處理后，進行預時效120 ℃，二級時效溫度為65、85 ℃的T614時效研究了7050鋁合金的強度和斷裂韌性，結(jié)果表明，一級時效溫度為120 ℃，二級時效溫度為65 ℃時，該合金的力學性能較好；當二級時效時間延長時，合金的強度先增大后減小，斷裂韌性與此相反。2016年，陳宇強等[36]采用475 ℃×1 h的固溶處理，再進行120 ℃×0.5 h＋65 ℃×240 h的一級、二級時效工藝，最后在120 ℃時進行三級時效，對C17運輸機蒙皮用7050鋁合金進行了研究。經(jīng)分析認為，與T6態(tài)時效相比，T616峰時效合金強度、伸展率顯著提高，而T614峰時效時，該合金伸長率提高的同時，強度有所下降，兩者晶內(nèi)分布著密度較高的η＇相，晶界的η相分布不連續(xù)。

3 展望

本文主要介紹了7050鋁合金固溶和時效工藝的研究進展，意在固溶階段使得粗大第二相充分溶解，獲得過飽和固溶體，在時效階段析出細小彌散的第二相，使得鋁合金得到強化。以期通過優(yōu)化熱處理工藝參數(shù)，如適當提高固溶或時效溫度，使得鋁合金強度保持在559.5 MPa的同時第二相體積分數(shù)控制在1%以內(nèi)，從而提高飛機蒙皮、框架、螺旋槳、油箱和起落架支柱等結(jié)構(gòu)的力學性能和耐腐蝕性能。

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Research Progress of Heat Treatment process of 7050 Aluminum Alloy for Aviation

YUAN Hui, ZHAO Zuo-fu, ZHAO Yu-qing, LI Ji-yuan, XU Yuan-biao

（School of Materials Science and Engineering, Liaoning University of Technology, Jinzhou 121001, China）

7050 aluminum alloy belongs to Al-Zn-Mg-Cu ultra-high strength age hardening aluminum alloy, it is widely used in aircraft fuselage, stringer reinforcing frame, beam, joint and other main load-bearing structural parts, because of its high hardness, high plasticity, and good corrosion resistance. The comprehensive properties of 7050 aluminum alloy can be improved by proper adjustment of solution and aging process parameters. For example, the comprehensive properties of aluminum alloy are the best by solution(202 ℃×12 h+482 ℃×90 min) and aging(121 ℃×6 h+177 ℃×12 h). Therefore, the various solution and aging process methods and process parameters are described in detail in this paper.

7050 aluminum alloy; solid solution aging; organization; performance

10.15916/j.issn1674-3261.2022.04.003

TG166.3

A

1674-3261(2022)04-0223-05

2022-03-22

國家自然科學基金項目（51601086）；遼寧省自然科學基金計劃面上項目（2022-MS-381）

袁 輝(1996-)，男，江蘇徐州人，碩士生。

趙作福(1978-)，男，遼寧錦州人，高級實驗師，博士。

責任編輯：劉亞兵