航空用7050铝合金热处理工艺的研究进展

袁 辉，赵作福，赵宇擎，李纪元，许园标

航空用7050铝合金热处理工艺的研究进展

袁 辉，赵作福，赵宇擎，李纪元，许园标

（辽宁工业大学 材料科学与工程学院，辽宁 锦州 121001）

7050铝合金属于Al-Zn-Mg-Cu系超高强时效硬化型铝合金，由于其具有高硬度、高塑性以及良好的耐蚀性能等优点，被广泛应用于飞机的机身、桁条加强框、梁、接头等主承力结构件。适当的调整固溶时效工艺参数，可以提高7050铝合金的综合性能。如经202℃×12 h+482 ℃×90 min固溶与121 ℃×6 h+177 ℃×12 h时效结合后铝合金的综合性能最好。因此，本文对7050铝合金固溶时效工艺方式和工艺参数进行了详细阐述。

7050铝合金；固溶时效；组织；性能

随着我国航空航天科技的快速发展，对材料的综合性能提出了更高的要求。7050铝合金作为一种可热处理超高强铝合金，具有强度、硬度高，塑性及耐磨耐蚀性能良好等优点[1]，广泛应用于飞机蒙皮、框架、螺旋桨、油箱和起落架支柱等结构中[2]。但在固溶阶段存在着，随着固溶温度升高，再结晶程度加剧。时效阶段存在着，随着时效温度升高，铝合金硬度、强度提高，耐蚀性下降。因此，需确定较优的固溶与时效工艺参数，为7050铝合金实际生产应用提供理论支撑。

1 固溶处理

1.1 单级固溶

几十年来，国内外研究学者对固溶处理制度进行不断地创新和改进。20世纪70年代初，美国科学家Lukasak[3]在7075铝合金基础上，通过提高Cu/Mg及用微量元素Zr替代Cr，研制出了高强、高韧、耐蚀的7050铝合金。2011年，Xu等[4]用扫描电镜（SEM，下同），金相显微镜（OM，下同）观察不同温度下固相的溶解程度并得出结论，在保证不过烧的前提下，单级固溶处理可将合金中的η相完全溶解，但S相无法充分溶解。次年，韩念梅等[5]采用单级固溶（470 ℃×2.5 h）与双级时效相结合，对飞机蒙皮、框架用7050铝合金进行了研究。结果表明，铝合金抗拉强度和屈服强度达到峰值，分别为543 MPa和510 MPa，断裂韧性在480 ℃达到峰值为36.8 MPa·m1/2。2013年，宋丰轩等[6]采用（473 ℃×1 h）单级固溶与121 ℃×24 h时效处理工艺相结合，研究了7050铝合金第二相的演变，分析认为，在SEM下观察到基体中含有S相和Al7Cu2Fe相，而η相已完全溶解，第二相体积分数约为3.6%。为了使第二相充分溶解的同时保证具有较低的再结晶程度。2020年，张洪静等[7]采用202 ℃×12 h低温预处理与（482 ℃×90 min）单级固溶相结合，对飞机梁、接头等主承力结构件用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，在扫描电镜下观察到铝合金发生回复，抑制了再结晶发生，抗拉强度和屈服强度达到峰值，分别为559.5 MPa和500 MPa。

1.2 双级固溶

双级固溶可以突破单级固溶中温度的限制，基本消除粗大第二相，获得较小的晶粒尺寸，从而进一步提高铝合金的综合性能。2012年，韩念梅等[5]采用（450 ℃×1.5 h＋480 ℃×0.5 h）双级固溶与双级时效相结合，对波音777客机壁板用7050铝合金进行了研究。结果表明，样品中的亚晶尺寸为1～3 μm，根据能谱分析仪测得粗大第二相体积分数仅为1%。次年，宋丰轩等[6]采用（473 ℃×1 h＋483 ℃×30 min）双级固溶与单级时效相结合对7050铝合金抗应力腐蚀性能进行了研究，根据慢应变速率拉伸曲线得出，此时应力腐蚀敏感因子较小为0.0465，合金的抗应力腐蚀性较好。2016年，刘浩等[8]采用（450 ℃×1.5 h＋495 ℃×1 h）固溶与双级时效相结合研究了7050铝合金的显微组织和力学性能，通过能谱分析仪测得粗大第二相体积分数为0.19%。抗拉强度和屈服强度达到最大值，分别为655 MPa和694 MPa。

1.3 逐级固溶

双级固溶可突破温度的限制，提高固溶温度，基本可以消除粗大第二相，但同时再结晶体积分数和亚晶尺寸增大，导致合金强度和断裂韧性下降。为了尽可能的减小上述矛盾出现，科研工作者发现了更为优化的逐级固溶处理工艺。宋丰轩等[6]对7050铝合金的第二相演变采用逐级固溶与单级时效结合的方式，经分析认为，透射电镜已检测不到S相，仅有少量的Al7Cu2Fe相。张新明[9]进一步表明，当多级强化固溶的最后一级固溶温度设定在493 ℃时，该合金的抗拉强度达到534.0 MPa、屈服强度为500.6 MPa，其断裂韧性最大值达到37.4 MPa·m1/2。

2 时效处理

2.1 单级时效

2009年，邓运来等[10]采用单级固溶与120 ℃×24 h时效相结合，利用末端淬火实验研究了7050铝合金淬透层的深度，此时7050铝合金淬透层深度提高了36％。同年4月，Li等[11]在不同时效温度下采用单级时效方式研究了7050铝合金的强度和硬度。实验结果表明，当时效工艺为120 ℃×24 h时，该合金强度硬度较高。2011年，王洪斌等[12]采用470 ℃×1 h固溶结合时效温度为160 ℃，对战斗机F-22桁条用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，当时效温度为120 ℃时，晶内主要强化相为GP区和η' 相，晶界为连续链状分布的η相和η' 相。当时效温度为160 ℃时，晶内主要强化相为η' 相和η相，晶界为η相，且尺寸明显长大。次年，贾科等[13]采用单级固溶工艺在不同时效温度下（120、150、180 ℃）研究了7050铝合金晶间腐蚀性能，对实验数据结果分析认为，晶界析出相越大，不连续分布和PFZ宽化时合金的抗腐蚀性能越好。2019年，崔振华等[14]采用（475 ℃×1 h）单级固溶与不同时效工艺（120 ℃×24 h、140 ℃×12 h、160 ℃×2 h）相结合，对飞机梁、接头等主承力结构件用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，随着时效温度的升高，晶界析出相连续粗化，合金抗晶间腐蚀性能下降。同年10月，李海等[15]采用490 ℃×1 h固溶与120 ℃×24 h时效相结合研究了7050铝合金的晶间腐蚀性能。研究表明，当固溶温度高于490 ℃时，该合金晶间腐蚀性能逐渐降低。

2.2 双级时效

由于单级时效抗腐蚀能力较低，为了提高铝合金抗应力腐蚀能力，人们开始了双级时效的探索。2006年，田福泉等[16]采用单级固溶（470 ℃×50 min）结合一级时效（120 ℃×6 h）、二级时效温度165 ℃，研究了在不同时效时间下7050铝合金的电导率，当二级时效温度为165 ℃×16 h时，该合金强度为551 MPa，电导率为40.6% IACS。2011年，冯朝辉等[17]采用475 ℃×2 h固溶与120 ℃×4 h＋（160、163 ℃）下保温30 h，165 ℃下分别保温（24, 26, 28, 30 h）相结合，对飞机翼板用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，在第二级时效温度相同的情况下,随着时效时间的延长,沉淀相连续粗化且间距增大。同年8月，任建平等[18]采用470 ℃×70 min固溶，110 ℃×8 h与120 ℃×8 h一级时效，二级时效温度为(150，160 ℃)的长时间时效对7050铝合金强度与硬度进行研究，研究结果表明，该合金强度和硬度都出现双峰，第二峰强度硬度值高于第一峰。2014年，蒋源等[19]采用（470 ℃×70 min）单级固溶结合双级时效（一级时效（120 ℃×10 h）二级时效温度165 ℃），对飞机起落架接头用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，随着第二级时效保温时间的延长，该合金硬度和拉伸性能下降，晶界析出相呈现粗大断续特性，抗剥落腐蚀性能提高。次年，赵凤等[20]采用双级固溶结合一级时效（120 ℃×24 h）二级时效温度163 ℃，研究了在不同时效时间下7050铝合金的力学性能，研究结果表明，在120 ℃×24 h+163 ℃×(15～24) h双级时效工艺下，该合金的抗拉强度和屈服强度达到峰值，分别为554 MPa和508 MPa。2016年，孙燕等[21]采用单级固溶与（115～135）℃×4 h＋160 ℃×（3～6）h双级时效相结合，对机翼上方机身框用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，当固溶为470 ℃×60 min、时效为（120 ℃×4 h+160 ℃×3 h）时，合金硬度最大。次年，陈一进等[22]采用双级固溶与（120 ℃×8 h＋160 ℃×（0-8）h）双级时效相结合研究了7050铝合金的力学性能和耐蚀性能，研究结果表明，当双级固溶工艺为（450 ℃×1.5 h+495 ℃×1 h），且双级时效工艺为（120 ℃×8 h+160 ℃×8 h）时，合金的抗拉强度和伸长率分别为689.4 MPa和12.72％。2019年，Chen等[23]采用双级固溶与（120 ℃×6 h＋175 ℃×8 h）时效相结合，对机身桁条、隔框等结构件用7050铝合金进行了研究。实验结果表明，该合金晶界析出相发生粗化且PFZ宽化，疲劳裂纹扩展能力较差。2021年，何维维等[24]在T73、T74、T76时效态下研究了7050铝合金力学性能和断裂韧性，研究结果表明，抗拉强度和屈服强度在T76态下较高，在T73态下较低。晶界析出相和位错相互作用产生断裂，过时效程度越深，韧窝的数量越多，尺寸越大。同年5月，张新全等[25]采用（465 ℃×4 h＋470 ℃×2 h）固溶处理，再进行一级时效120 ℃×6 h，研究了二级时效温度155～175 ℃，且时效时间区间在0～36 h时，7050铝合金的组织和电导率。经分析认为，在T74态时效下，当二级时效温度155 ℃×24 h时电导率较高，η相＋η＇相为晶界内主要析出强化相。

2.3 回归时效

双级时效是在牺牲强度的条件下来提高合金耐腐蚀性能，为了获得较高耐蚀性能的同时，强度也能得到一定保障。科研人员探索了一种新的时效工艺，即回归时效。2004年，曾渝等[26]采用双级固溶处理后，研究了在不同回归温度下，保温120 min条件下，对机身、桁条、机翼用7050铝合金进行了研究。研究结果表明，在预时效120 ℃×24 h，回归180 ℃×60 min，再时效120 ℃×24 h时合金强度较高；同时，延长回归时间，有利于铝合金强度的提高。同年10月，Oliveira等[27]采用单级固溶处理后，进行预时效120 ℃×24 h，回归温度为200 ℃结合，再时效120 ℃×24 h，研究了不同回归时间7050铝合金力学性能和耐腐蚀性能，研究结果表明，该合金强度与T6态时效强度一致，抗应力腐蚀性能与T7态时效性能相同。2010年，Marlaud等[28]采用470 ℃×4 h固溶处理后，进行预时效150 ℃×8 h，回归120 ℃×6 h，再时效135 ℃×12 h，研究了7050铝合金析出相的显微组织。结果发现，该合金显微组织中呈现出细小团簇，且溶质分布差异较大，晶内析出相的成分元素包含Cu和Zn元素。次年，Han等[29]采用单级固溶处理后，进行预时效120 ℃×20 h，回归190 ℃×1 h，再时效120 ℃×24 h，研究了7050铝合金的组织和断裂性能。研究结果表明，此时合金晶内析出相粗大，晶界析出相体积分数下降，强度降低了3.5％，但断裂韧性有所提升。2012年，高利芳等[30]采用（450 ℃×2h＋470 ℃×1 h）固溶处理后，进行预时效100 ℃×24 h，回归170 ℃×120 min，再时效100 ℃×24 h，研究了7050铝合金的晶间腐蚀和抗剥落腐蚀性能。研究表明，合金晶界析出相具有粗大不连续分布特性，无沉淀析出带宽化，因此合金具有优越的抗剥落腐蚀性能。次年1月，辛星等[31]采用双级固溶后，进行20 h预时效，在不同时效温度下保温3 h进行回归处理，再时效120 ℃保温24 h，对F-35战机的主体结构用7050铝合金进行了研究。实验表明，当预时效温度大于120 ℃时，晶内析出强化相为η＇相，此时合金抗应力腐蚀性能较高。当预时效温度小于120 ℃时，合金的抗应力腐蚀敏感性较低。2021年，曾翠婷等[32]采用固溶处理后，进行预时效120 ℃×24 h，在190 ℃下结合不同时间进行回归处理，再时效120 ℃×24 h，对飞机加强框、梁、接头等主承力结构件用7050铝合金进行了研究。研究发现，晶内较小的析出相随着回归时间延长而发生回溶，尺寸较大的析出相继续长大，晶界析出相呈现断续粗化特性。再时效阶段，随着回归时间延长，断裂韧性增大，断裂形式从沿晶断裂向穿晶韧窝断裂转变。

2.4 间断时效

2005年，Lumley等[33]采用固溶处理后，一级时效温度177 ℃在不同时效时间（10、20、30、60 min）下与二级时效温度185 ℃结合不同时效时间（2、4 h），研究了7050铝合金的强度和断裂韧性，经分析认为，与T6态时效相比，强度和断裂韧性均得到显著提高。2009年，杨新鹏等[34]采用475 ℃×1 h固溶处理后，进行预时效120 ℃结合不同时效时间，二次时效60 ℃结合不同时效时间，间断时效120 ℃×（0～20）h，对波音777客机机翼用7050铝合金进行了研究。研究显示，当温度为120 ℃时，预时效时间越长，合金的电导率越高。再时效为120 ℃×24 h时的电导率与T6峰值时效一致。T616时效的断裂形式为韧窝型穿晶断口。2012年，韩念梅等[35]采用（450 ℃×1.5 h＋480 ℃×0.5 h）固溶处理后，进行预时效120 ℃，二级时效温度为65、85 ℃的T614时效研究了7050铝合金的强度和断裂韧性，结果表明，一级时效温度为120 ℃，二级时效温度为65 ℃时，该合金的力学性能较好；当二级时效时间延长时，合金的强度先增大后减小，断裂韧性与此相反。2016年，陈宇强等[36]采用475 ℃×1 h的固溶处理，再进行120 ℃×0.5 h＋65 ℃×240 h的一级、二级时效工艺，最后在120 ℃时进行三级时效，对C17运输机蒙皮用7050铝合金进行了研究。经分析认为，与T6态时效相比，T616峰时效合金强度、伸展率显著提高，而T614峰时效时，该合金伸长率提高的同时，强度有所下降，两者晶内分布着密度较高的η＇相，晶界的η相分布不连续。

3 展望

本文主要介绍了7050铝合金固溶和时效工艺的研究进展，意在固溶阶段使得粗大第二相充分溶解，获得过饱和固溶体，在时效阶段析出细小弥散的第二相，使得铝合金得到强化。以期通过优化热处理工艺参数，如适当提高固溶或时效温度，使得铝合金强度保持在559.5 MPa的同时第二相体积分数控制在1%以内，从而提高飞机蒙皮、框架、螺旋桨、油箱和起落架支柱等结构的力学性能和耐腐蚀性能。

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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

国家自然科学基金项目（51601086）；辽宁省自然科学基金计划面上项目（2022-MS-381）

袁 辉(1996-)，男，江苏徐州人，硕士生。

赵作福(1978-)，男，辽宁锦州人，高级实验师，博士。

责任编辑：刘亚兵