本發(fā)明屬于型材生產(chǎn)工藝領(lǐng)域，具體涉及一種用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝。
背景技術(shù)：
隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，對鋁合金的綜合性能提出了更高的要求，一直用于檢驗(yàn)鋁合金性能的強(qiáng)度、硬度和塑性等指標(biāo)已經(jīng)不能全面地反映其綜合性能。鋁合金表面粗糙度作為反映其綜合性能的指標(biāo)之一，越來越受到人們的重視。特別是表面質(zhì)量，不僅反映了材料的外觀而且也與材料的成分和內(nèi)部組織有關(guān)。7003合金強(qiáng)度高擠壓成型后往往表面產(chǎn)生拉毛現(xiàn)象，不僅影響鋁合金用表面質(zhì)量，還極易損壞模具，造成損失。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
有鑒于此，本發(fā)明的目的在于提供一種用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，在滿足力學(xué)性能要求的情況下，提高構(gòu)件的形位尺寸精度及表面質(zhì)量，延長模具的使用壽命。
為達(dá)到上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：一種用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，包括成分優(yōu)化、鑄造鋁合金鑄棒、擠壓成型、淬火、拉伸矯直及人工時(shí)效步驟；成分優(yōu)化后7003鋁合金組成成分為：Si：0.20％，F(xiàn)e：0.25％，Cu：0.10％，Mn：0.15％～0.25％，Mg：0.75％～0.8％，Cr：0.15％，Zn：5.7％～5.8％，Ti：0.15％，Zr：0.09％～0.15％，Al：余量；擠壓過程中通液氮冷卻模具型腔；人工時(shí)效采用雙級時(shí)效：105℃×8h+135℃×10h。
進(jìn)一步，擠壓前對鋁合金鑄棒進(jìn)行加熱，加熱溫度為470～490℃，加熱方式為梯度加熱；對模具進(jìn)行加熱，加熱溫度為500±10℃；對擠壓筒進(jìn)行加熱，加熱溫度為450±10℃。
進(jìn)一步，擠壓成型中用牽引機(jī)進(jìn)行牽引，牽引速度為3.0～4.5mm/s；擠壓系數(shù)為41，擠壓速度為3.0～4.5mm/s。
進(jìn)一步，淬火方式為水霧；淬火后進(jìn)行拉伸矯直處理，拉伸率為0.5％～1.5％。
本發(fā)明的有益效果在于：采用本發(fā)明的方法生產(chǎn)鋁合金飛機(jī)構(gòu)件的綜合力學(xué)性能優(yōu)異，在滿足力學(xué)性能要求的情況下，構(gòu)件的形位尺寸精度及表面質(zhì)量得到有效提高，延長了模具的使用壽命；其尺寸表面符合客戶要求，T6能夠達(dá)到：Rm：350MPa；Rp0.2：290MPa；A：8％，完全滿足航空產(chǎn)品的應(yīng)用需求。
具體實(shí)施方式
下面對本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)的描述。
實(shí)施例1
本實(shí)施例中用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，包括成分優(yōu)化、鑄造鋁合金鑄棒、擠壓成型、淬火、拉伸矯直及人工時(shí)效步驟；成分優(yōu)化后7003鋁合金組成成分為：Si：0.20％，F(xiàn)e：0.25％，Cu：0.10％，Mn：0.2％，Mg：0.78％，Cr：0.15％，Zn：5.75％，Ti：0.15％，Zr：0.12％，Al：余量；擠壓過程中通液氮冷卻模具型腔；人工時(shí)效采用雙級時(shí)效：105℃×8h+135℃×10h。
作為本實(shí)施例的進(jìn)一步改進(jìn)，擠壓成型及淬火拉伸具體步驟如下：
(1)擠壓前對鋁合金鑄棒進(jìn)行加熱，加熱溫度為480℃，加熱方式為梯度加熱；對模具進(jìn)行加熱，加熱溫度為500℃；對擠壓筒進(jìn)行加熱，加熱溫度為450℃；
(2)擠壓成型中用牽引機(jī)進(jìn)行牽引，牽引速度為3.75mm/s；擠壓系數(shù)為41，擠壓速度為3.75mm/s；
(3)淬火方式為水霧；淬火后進(jìn)行拉伸矯直處理，拉伸率為1.0％；
實(shí)施例2
本實(shí)施例中用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，包括成分優(yōu)化、鑄造鋁合金鑄棒、擠壓成型、淬火、拉伸矯直及人工時(shí)效步驟；成分優(yōu)化后7003鋁合金組成成分為：Si：0.20％，F(xiàn)e：0.25％，Cu：0.10％，Mn：0.15％，Mg：0.75％，Cr：0.15％，Zn：5.7％，Ti：0.15％，Zr：0.09％，Al：余量；擠壓過程中通液氮冷卻模具型腔；人工時(shí)效采用雙級時(shí)效：105℃×8h+135℃×10h。
作為本實(shí)施例的進(jìn)一步改進(jìn)，擠壓成型及淬火拉伸具體步驟如下：
(1)擠壓前對鋁合金鑄棒進(jìn)行加熱，加熱溫度為470℃，加熱方式為梯度加熱；對模具進(jìn)行加熱，加熱溫度為490℃；對擠壓筒進(jìn)行加熱，加熱溫度為440℃；
(2)擠壓成型中用牽引機(jī)進(jìn)行牽引，牽引速度為3.0mm/s；擠壓系數(shù)為41，擠壓速度為3.0mm/s；
(3)淬火方式為水霧；淬火后進(jìn)行拉伸矯直處理，拉伸率為0.5％；
實(shí)施例3
本實(shí)施例中用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，包括成分優(yōu)化、鑄造鋁合金鑄棒、擠壓成型、淬火、拉伸矯直及人工時(shí)效步驟；成分優(yōu)化后7003鋁合金組成成分為：Si：0.20％，F(xiàn)e：0.25％，Cu：0.10％，Mn：0.25％，Mg：0.8％，Cr：0.15％，Zn：5.8％，Ti：0.15％，Zr：0.15％，Al：余量；擠壓過程中通液氮冷卻模具型腔；人工時(shí)效采用雙級時(shí)效：105℃×8h+135℃×10h。
作為本實(shí)施例的進(jìn)一步改進(jìn)，擠壓成型及淬火拉伸具體步驟如下：
(1)擠壓前對鋁合金鑄棒進(jìn)行加熱，加熱溫度為490℃，加熱方式為梯度加熱；對模具進(jìn)行加熱，加熱溫度為510℃；對擠壓筒進(jìn)行加熱，加熱溫度為460℃；
(2)擠壓成型中用牽引機(jī)進(jìn)行牽引，牽引速度為4.5mm/s；擠壓系數(shù)為41，擠壓速度為4.5mm/s；
(3)淬火方式為水霧；淬火后進(jìn)行拉伸矯直處理，拉伸率為1.5％；
實(shí)施例4
本實(shí)施例中用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，包括成分優(yōu)化、鑄造鋁合金鑄棒、擠壓成型、淬火、拉伸矯直及人工時(shí)效步驟；成分優(yōu)化后7003鋁合金組成成分為：Si：0.20％，F(xiàn)e：0.25％，Cu：0.10％，Mn：0.17％，Mg：0.76％，Cr：0.15％，Zn：5.72％，Ti：0.15％，Zr：0.11％，Al：余量；擠壓過程中通液氮冷卻模具型腔；人工時(shí)效采用雙級時(shí)效：105℃×8h+135℃×10h。
作為本實(shí)施例的進(jìn)一步改進(jìn)，擠壓成型及淬火拉伸具體步驟如下：
(1)擠壓前對鋁合金鑄棒進(jìn)行加熱，加熱溫度為475℃，加熱方式為梯度加熱；對模具進(jìn)行加熱，加熱溫度為495℃；對擠壓筒進(jìn)行加熱，加熱溫度為445℃。
(2)擠壓成型中用牽引機(jī)進(jìn)行牽引，牽引速度為3.75mm/s；擠壓系數(shù)為41，擠壓速度為3.75mm/s。
(3)淬火方式為水霧；淬火后進(jìn)行拉伸矯直處理，拉伸率為0.75％。
實(shí)施例5
本實(shí)施例中用7003-T6鋁合金制作高表面要求飛機(jī)構(gòu)件的生產(chǎn)工藝，包括成分優(yōu)化、鑄造鋁合金鑄棒、擠壓成型、淬火、拉伸矯直及人工時(shí)效步驟；成分優(yōu)化后7003鋁合金組成成分為：Si：0.20％，F(xiàn)e：0.25％，Cu：0.10％，Mn：0.225％，Mg：0.79％，Cr：0.15％，Zn：5.78％，Ti：0.15％，Zr：0.14％，Al：余量；擠壓過程中通液氮冷卻模具型腔；人工時(shí)效采用雙級時(shí)效：105℃×8h+135℃×10h。
作為本實(shí)施例的進(jìn)一步改進(jìn)，擠壓成型及淬火拉伸具體步驟如下：
(1)擠壓前對鋁合金鑄棒進(jìn)行加熱，加熱溫度為485℃，加熱方式為梯度加熱；對模具進(jìn)行加熱，加熱溫度為505℃；對擠壓筒進(jìn)行加熱，加熱溫度為455℃。
(2)擠壓成型中用牽引機(jī)進(jìn)行牽引，牽引速度為4.15mm/s；擠壓系數(shù)為41，擠壓速度為4.15mm/s。
(3)淬火方式為水霧；淬火后進(jìn)行拉伸矯直處理，拉伸率為1.3％。
通過控制合金成分，對模具型腔進(jìn)行冷卻，可有效防止型材在擠壓過程中產(chǎn)生拉毛現(xiàn)象，擠壓過程中采用牽引機(jī)牽引，可保證擠出后的型材不產(chǎn)生堆積現(xiàn)象，防止了型材出現(xiàn)扭曲。經(jīng)驗(yàn)證，采用本工藝生產(chǎn)的鋁合金飛機(jī)構(gòu)件，其綜合力學(xué)性能優(yōu)異，在滿足力學(xué)性能要求的情況下，構(gòu)件的形位尺寸精度及表面質(zhì)量得到有效提高，延長了模具的使用壽命；尺寸表面符合客戶要求，T6能夠達(dá)到：Rm：350MPa；Rp0.2：290MPa；A：8％，完全滿足航空產(chǎn)品的應(yīng)用需求。
最后說明的是，以上優(yōu)選實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案而非限制，盡管通過上述優(yōu)選實(shí)施例已經(jīng)對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的描述，但本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，可以在形式上和細(xì)節(jié)上對其作出各種各樣的改變，而不偏離本發(fā)明權(quán)利要求書所限定的范圍。