Effect of pre-recovery on microstructure and properties of rolled Al-12.18Zn-3.31Mg-1.43Cu-0.20Zr-0.04Sr aluminum alloy

The independently designed and manufactured ultra-high-strength aluminum alloy Al-12.18 Zn-3.31 Mg-1.43 Cu-0.20 Zr-0.04 Sr was investigated via scanning electron microscopy observations, X-ray diffraction analysis, hardness tests, electrical conductivity tests, tensile tests, intergranular corrosion tests, and exfoliation corrosion tests. The effect of pre-recovery on the microstructure and mechanical properties of this aluminum alloy was also studied. The results show that the pre-recovery heat treatment releases deformation energy, inhibits recrystallization, and decreases the dislocation density. Although the pre-recovery heat treatment has little effect on the hardness, electrical conductivity, and elongation of this aluminum alloy, it can dramatically improve the alloy's tensile strength(the maximum tensile strength increased from 785.0 MPa to 809.2 MPa). Moreover, the tensile properties of this aluminum alloy have a certain degree of isotropy, and the pre-recovery heat treatment does not affect this property. In addition, the rolled aluminum alloy exhibits good corrosion resistance, but the effect of the pre-recovery heat treatment on the alloy's resistance to intergranular and exfoliation corrosion is negligible.

晶粒形貌及织构对AA7055铝合金板材不同厚度层屈服强度的影响

研究了AA 7055铝合金板材不同厚度层屈服强度的演变规律,并采用背散射电子衍射(EBSD)技术对板材各厚度层进行了微观组织观察和织构组分测试。拉伸试验结果表明,AA 7055铝合金板材的屈服强度在板厚方向呈各向异性,从表面层到中心层屈服强度依次增加,并且在1/4厚度层的屈服强度值突然增大。EBSD结果表明,表面层附近晶粒呈近等轴状,中心层附近晶粒沿轧制方向拉长;此外,织构组分在中心附近以Brass、S、Copper为主,表面层附近则以Cube ND、Random取向为主。当合金沿板材轧制方向拉伸时,由于Brass、S、Copper是硬取向,它们提供较大的泰勒因子M值,从而使屈服强度增大;相反,Cube ND、Random是软取向,他们对屈服强度的贡献较小。另外,晶粒形貌也影响着屈服强度的各向异性。

7055超高强、超高韧铝合金力学性能分析

用拉伸试验研究了经不同固溶和时效工艺处理后7055铝合金的力学性能,并结合显微组织进行了分析。结果表明,复合固溶（双级）＋特殊时效处理新工艺比传统热处理工艺更合理,可使铝合金获得超高强、超高韧的有效结合。试验确定了最佳工艺,即强化固溶：455℃×（10-30）min＋470℃×（20-40）min＋（480-500）℃×（10-30）min;特殊时效：135℃×16 h＋（190-210）℃/（10-20）min,铝合金新状态T78的σb=720 MPa、σ0.2=690 MPa、δ5=12%。

微量Sc对7055铝合金组织与力学性能的影响

利用拉伸试验,光学金相,X射线物相分析,SEM及TEM等试验方法,研究了加0.2%Sc和0.4%Sc(质量分数)对7055铝合金组织与高温力学性能的影响。实验结果表明:添加微量Sc元素能有效细化合金铸态组织(晶粒尺寸维持在40μm左右),抑制合金再结晶,提高合金的再结晶温度到450℃以上,形成均匀弥散分布的Al3(Sc,Zr)粒子,显著提高了合金的常温力学性能,同时一定程度上改善了其在100～200℃范围内的合金塑性和拉伸强度。

7055铝合金的双级固溶处理工艺研究

通过控制固溶级数、时间和冷却方式等参数,研究了不同双级固溶处理方式对喷射成形7055超高强铝合金组织和力学性能的影响。采用电导率测试、硬度测试、力学性能测试、扫描电镜测试等方法,得到以下结论:双级固溶处理粗大的初生相固溶更充分,易控制组织形貌特征;最佳的双级固溶处理工艺为450℃×180 min+475℃×180 min+室温水冷,其合金的抗拉强度达到σb=686.2 MPa,伸长率δ=12.5%,电导率38.0%IACS。

7055高强铝合金筒形件多道次旋压成形精度与缺陷控制

7055铝合金兼具钢的高强度与钛合金的低密度,同时具有良好的耐腐蚀性,且成本远低于钛合金,可推广并应用至固体火箭发动机的制造领域。通过分析毛坯性能、材料可旋性和温度对7055高强铝合金材料的力学性能的影响,制定了合理的工艺试验方案,以研究该材料旋压成形精度以及缺陷控制方法。通过开展7055高强铝合金多道次旋压试验,得到了旋压温度对成形缺陷的影响规律,以及旋轮成形角、进给比对工件成形精度的影响规律。最终确定了成形精度最佳的温度区间为90~110℃,旋轮圆角半径为6 mm,进给比为0.40~0.45,实现了7055高强铝合金筒形件壁厚由8.0 mm至1.6 mm的多道次、大减薄量的旋压成形,为该材料应用于固体火箭发动机壳体的旋压成形奠定基础。

喷射成形7055铝合金型材的力学性能

研究了工业级规格喷射成形7055铝合金经反向挤压和T76热处理后的金相显微组织、力学性能和断裂机理。结合OM、SEM、EDS、XRD和力学性能测试等分析方法,研究了该工业级规格的7055铝合金的初始组织、挤压工艺及热处理制度对显微组织和力学性能的影响。结果表明:喷射成形7055铝合金锭坯的晶粒呈等轴状,尺寸均匀,大小主要分布在20-40μm,没有明显宏观偏析。喷射成形锭坯经反向挤压和T76热处理后变形晶粒发生部分再结晶,组织致密;工业级规格产品T76态纵向抗拉强度可达680 MPa,延伸率为10%。

7055铝合金的非等温双级时效行为

采用硬度测试、电导率测试、室温拉伸实验、剥落腐蚀实验、DSC分析以及TEM观察,研究了非等温双级时效对7055铝合金组织及性能的影响。结果表明:在第二级时效的连续升温阶段,晶内由GP区、η′和α-Al三相共存状态逐渐演变为η′、η和α-Al三相共存态。在第二级时效的连续降温阶段,晶内二次析出GP区和η′相,合金硬度再次升高。晶界η相在时效过程中不断粗化并呈断续分布,合金电导率持续增加。非等温双级时效的第二级升温速率和最高时效温度(Tp)决定了合金的性能。在相同性能水平下,快速升温对应相对更高的Tp。以电导率22 MS/m为标准,1℃/min升温速率对应的Tp为215℃,而3℃/min升温速率下Tp则为225℃。经过105℃、24 h预时效并包含升降温的非等温二级时效,7055铝合金的抗拉强度和剥落腐蚀等级可达610MPa和EB级别,表现出比T6和T73态更加优异的综合性能,且取消等温保温阶段实现了热处理工艺的短流程操作。

二次时效7055-T7951铝合金微观组织及力学性能

通过对峰时效与T7951二次时效7055铝合金力学性能测试、微观组织与断口分析,研究了显微组织、基体析出相、晶界析出相与晶界无沉淀析出带对材料强度与断裂韧性的影响,并分析了断裂机理。研究表明T7951二次时效产生的位错强化、细晶强化效应与基体内出现平衡η相导致的弱化作用之间的竞争机制导致材料强度较峰时效损失不大;晶界析出相的团聚粗化是造成二次时效7055铝合金断裂韧性提高的主因;7055铝合金室温拉伸断口表明断裂机理为韧脆混合型断裂,二次时效较峰时效表现出更强的韧性断裂特征。

超高强7055铝合金铸锭均匀化工艺优化

采用光学显微镜、扫描电镜、差热分析及透射电镜等手段,对一种航空用超高强7055铝合金大尺寸铸锭的均匀化工艺进行分析与优化。提出分级提高均匀化温度的方法,在确保不发生过烧的情况下,最大限度改善铸锭质量。结果显示:低温预均匀化时,铸锭中析出大量的Al3Zr相,能够大幅度降低对后续挤压变形的再结晶比例;对铸锭采用400℃×4 h+465℃×16 h+474℃×8 h的分级均匀化处理工艺,能够显著消除铸锭中低熔点相的含量,提高铸锭质量,同时相比于原工艺节省约13 h。新的均匀化处理工艺,不仅提高了生产效率,还能够为后续工艺提供良好的铸锭。

航天用7055高强铝合金热变形行为及热加工图

利用高温压缩试验研究航天用7055高强铝合金在温度为330、380、430、480℃,应变速率为0.001、0.01、0.1、1s^(-1)条件下的高温流变应力的变化。根据高温压缩试验数据,借助线性回归方法,拟合出7055高强铝合金的峰值流变应力本构方程和稳态流变应力本构方程。结果表明,在热压缩变形的开始阶段,7055高强铝合金的流变应力随着应变量的增加迅速增大至峰值,然后由于产生应变软化,其真应力随着应变量的增加降低,直至进入稳态流变阶段。当应变速率一定时,流变应力随着变形温度的升高而降低;当变形温度一定时,流变应力随着应变速率的增加而增大。建立了真应变为0.2时的热加工图,在成形温度为330~410℃,应变速率为0.001~0.05s^(-1)的区域,功率耗散系数大于20%,此范围为航天用7055高强铝合金较合理的工艺参数。