两种2026-T3511铝合金型材力学性能对比

李 东

(上海飞机设计研究院 材料工程部，上海 201210)

2026铝合金作为替代2024和2224铝合金的新型铝合金，具有比2024和2224铝合金更更低的Fe、Si含量，更高的强度、断裂韧性和抗疲劳裂纹扩展性能，更佳的服役性能，是一种应用于航空航天领域的先进铝合金结构材料[1-4]。

孙有政，曹善鹏等研究了影响2026铝合金型材粗晶环的因素[5]。蒋鼎邦, 潘清林研究了均匀化处理对 2026 铝合金微观组织的影响[6]。目前针对组织和强化相对2026铝合金型材力学性能的影响研究尚未见报道,因此本文作者对其进行试验研究，旨在对2026铝合金型材的自主可控研制及其建立飞机用疲劳设计值提供参考。

1 试验方法

试验用2026-T3511铝合金型材来源于两家不同的供应商，分别代称A公司的和B公司的，两家公司均生产如图1所示满足AMS4338材料规范的2026-T3511铝合金T字形型材。对两家公司的型材进行化学成分、力学性能检测。成分分析按照ASTM E1251的要求进行。拉伸试验按照ASTM B557 的要求分别测量纵向和长横向试样的屈服强度、抗拉强度、断后伸长率。采用AXIO IMAGER.M2m型金相显微镜在型材中心区域进行金相组织观察。在2026-T3511铝合金型材头端(如图1)宽41 mm表面位置向下5 mm截面处取样，将样片手工磨至厚度约40 μm～50 μm时，通过冲孔机得到Φ3 mm圆片，将冲下圆片在双喷仪减薄至穿孔。采用JEM-2100F型透射电镜对试样减薄区进行显微组织观察。按照试验标准ASTM E466《金属材料力控制轴向等幅疲劳试验实施规程》的试验方法对两家2026-T3511 铝合金型材进行了高周疲劳试验。高周疲劳试样所用试样如图2所示。取样位于图1型材27.5 mm厚度的1/2厚度处，应力集中因子Kt=2.5，三种应力比R分别为-1、0.06、0.5。

图1 试验用2026铝合金型材截面图Fig.1 The cross section of 2026 extrusion for testing

图2 中心开孔试样Fig.2 Specimen with the central hole

1)用成组法测定S-N曲线

对于中寿命区(疲劳寿命为104～106次)，采用成组试验法进行试验，测定3个应力水平下(应力水平使中值疲劳寿命分别为5×104、1×105、5×105次左右)的疲劳寿命，每个应力水平至少3根试样，计算变异因子，应满足95%置信度的要求，否则应继续试验，但每个应力水平下的有效试样数最多不超过6根。用三参数模型采用非线性模型进行S-N曲线拟合。

2)用升降法测定材料的疲劳极限

采用升降法测定107次循环对应的疲劳强度，4个升降对，4级左右应力水平，有效试样数至少10根。根据成组法试验最后一级的应力水平适当减小后，作为升降法第一根试样进行升降法试验。升降法中应力水平增量大约为预计疲劳极限值的3%～6%。

2 试验结果及分析

实测2026-T3511铝合金型材的化学成分如表1所示。力学性能如表2所示。由表1可知，B公司的2026-T3511铝合金型材中Fe、Si和Zn三种杂质元素含量比A公司的低，而Cu、Mg含量较高，Ti、Zr含量则相当。

表1 2026-T3511铝合金型材的化学成分(质量分数/%)Table 1 Chemical composition of 2026-T3511 Al alloy profiles(wt/%)

由表2可见，A公司的2026-T3511铝合金型材的纵向强度略高于B公司的。B公司型材的纵向/长横向的屈服强度比为1.16，抗拉强度比为1.12；A公司型材的纵向/长横向的屈服强度比为1.30，抗拉强度比为1.22。说明A公司型材的各向异性更强，B公司的型材更趋近于各向同性。

表2 2026-T3511铝合金型材室温拉伸试验结果Table 2 Tensile testing result of 2026-T3511 Al alloy extrusion at room temperature

图3为2026-T3511铝合金型材中心区域金相组织。由图3可见，B公司和A 公司的型材横截面组织均为等轴晶；B公司的型材横截面的等轴晶尺寸更大，且已部分发生再结晶；A公司的型材晶粒比B公司的更加细小均匀。按照AMS4338规范，两者的热处理工艺都采用AMS2772进行热处理，两者最大不同在于挤压和预拉伸工艺(A公司和B公司相比，采用更大挤压筒直径和更大挤压比，同时预拉伸范围值也高于B公司的)，最终挤压和预拉伸生产工艺的不同以及和热处理工艺的匹配使A公司的型材纵向性能更好，长横向性能相当，屈服强度和抗拉强度差距不大。

图3 型材横截面的金相照片Fig.3 Microstructures of profile cross section

图4为2026-T3511铝合金型材透射电镜照片。由图4可见，T3511状态的2026铝合金在固溶淬火后自然时效前经过较大变形量的拉伸，会产生较多的位错线与位错环。自然时效过程中，时效相优先在位错线和位错环上析出，形成线状或环状的析出强化相。与文献[7-8]中的2×××系铝合金的析出强化相的投射电镜照片类似，时效析出相以θ(Al2Cu)和 S(CuMgAl2)为主。对比图3透射电镜照片，A公司的型材组织中沿位错线析出的强化相多于B公司型材的，印证了A公司的型材纵向力学性能略高于B公司的。

图4 2026-T3511铝合金型材透射电镜照片Fig.4 TEM images of 2026-T3511 Al alloy profiles

2026-T3511铝合金型材的S-N曲线如图5所示。表3为两个公司的2026-T3511铝合金型材的疲劳极限对比。

图5 2026-T3511铝合金型材的疲劳S-N曲线Fig.5 The fatigue S-N curves of 2026-T3511 aluminum alloy profiles

表3 两种2026-T3511铝合金型材的疲劳极限对比Table 3 The comparative table of fatigue limits of2026-T3511 aluminum alloy profiles

由图5和表3表明，应力比R=Smin/Smax越小，疲劳极限越低。同样Kt=2.5的试样，A公司2026-T3511铝合金型材的疲劳极限都要稍大于B公司型材的，应力比R对疲劳寿命的影响和对疲劳极限的影响相同。主要原因有三个：一是A公司型材拥有更高的屈服极限，使其疲劳极限门槛更高；第二是A公司型材有更多的时效强化相，更多的时效强化相S相(CuMgAl2)对疲劳裂纹的萌生和扩展过程中起到了阻碍作用，位错在细小强化相附近被钉扎，裂纹需要绕开更多的强化相进行扩展；三是B公司型材中Fe、Si含量更低，使Fe、Si化合物脆性相较少，有利于部分改善疲劳性能，这也是两个公司型材的疲劳极限大体相当的原因。

3 结 论

1)细小均匀的晶粒，以及未产生回复再结晶的等轴晶组织有利于2026-T3511铝合金型材纵向拉伸性能的提高，更多的析出强化相也会提高合金强度，使A公司2026-T3511铝合金型材具有更好的力学性能。

2)当应力集中因子相同时,2026-T3511铝合金型材疲劳极限随着应力比的增大而升高。更多时效析出强化相能够更强烈地钉扎位错并阻碍位错运动，A公司型材的疲劳极限都要大于B公司型材的； 但Fe、Si杂质元素含量越低越有利于改善2026-T3511铝合金的疲劳性能，最终A公司型材的疲劳极限并不显著大于B公司型材的。