Жаропрочный деформируемый сплав на основе алюминия

 

Изобретение относится к области металлургии, в частности к деформируемым сплавам на основе алюминия, используемым в качестве конструкционного материала в греющихся частях летательных аппаратов. Предлагается жаропрочный деформируемый сплав на основе алюминия, содержащий мас.%: медь 5,5-6,5, магний 0,2-0,4, марганец 0,4-0,8, титан 0,03-0,15, цирконий 0,05-0,20, ванадий 0,05-0,15, молибден 0,01-0,15, кремний 0,05-0,25, серебро 0,4-0,8, германий 0,05-0,20, никель 0,01-0,50, железо 0,01-0,50, алюминий - остальное, при этом сумма марганца, титана, циркония, ванадия, молибдена должна составлять 0,55-1,0. Техническим результатом изобретения является повышение прочностных характеристик полуфабрикатов и деталей в термически обработанном состоянии при комнатной и повышенной температурах и, как следствие, повышение срока службы летательных аппаратов. 2 табл.

Предлагаемое изобретение относится к области металлургии, в частности к деформируемым сплавам на основе алюминия, используемым в качестве конструкционного материала в греющихся частях летательных аппаратов.

Известен жаропрочный деформируемый сплав на основе алюминия марки Д21 системы алюминий - медь - магний, предназначенный для использования в греющихся деталях летательных аппаратов и содержащий, мас.%: медь - 6,0-7,0, магний - 0,25-0,45, марганец - 0,4-0,8, титан - 0,1-0,2, алюминий - остальное (ОСТ 1 90048).

Сплав рекомендовано использовать для основных нагруженных деталей летательного аппарата, подвергающихся эксплуатационному нагреву до температуры 175^oС.

Недостатком этого сплава является низкая длительная прочность и невысокие характеристики трещиностойкости, что не позволяет использовать полуфабрикаты из этого сплава для изготовления высоконагруженных конструкционных деталей, подвергаемых знакопеременным нагрузкам, в которых высокая вероятность появления усталостных трещин может привести к разрушению.

Известен жаропрочный деформируемый сплав на основе алюминия, предназначенный для изготовления греющихся деталей летательных аппаратов и содержащий, мас.%: медь - 5,5-6,5, магний - 0,2-0,35, марганец - 0,4-0,8,
титан - 0,05-0,1,
цирконий - 0,06-0,2,
ванадий - 0,05-0,15,
молибден - 0,02-0,08,
кремний - 0,12-0,25,
алюминий - остальное,
молибден:ванадий = 1:2,
(патент РФ 2048577, МКИ 6 С 22 С 21/16, 1995 г.), прототип.

Сплав характеризует средний уровень прочностных характеристик при комнатной и повышенных температурах до 175-200^oС.

Недостатком этого сплава является невысокий уровень прочностных характеристик при комнатной и повышенных температурах, что ограничивает область применения этого сплава и позволяет изготовлять из него только детали с ограниченным уровнем эксплуатационных характеристик.

Предлагается жаропрочный деформируемый сплав на основе алюминия, содержащий, мас.%:
медь - 5,5-6,5,
магний - 0,2-0,4,
марганец - 0,4-0,8,
титан - 0,03-0,15,
цирконий - 0,05-0,20,
ванадий - 0,05-0,15,
молибден - 0,01-0,15,
кремний - 0,05-0,25,
серебро - 0,4-0,8,
германий - 0,05-0,20
никель - 0,01-0,50,
железо - 0,01-0,50,
алюминий - остальное,
при этом сумма марганца, титана, циркония, ванадия, молибдена должна составлять 0,55-1,0.

Предложенный сплав отличается от прототипа тем, что он дополнительно содержит, мас.%:
серебро - 0,4-0,8,
германий - 0,05-0,20,
никель - 0,01-0,50,
железо - 0,01-0,50,
при этом сумма марганца, титана, циркония, ванадия, молибдена должна составлять 0,55-1,0.

Технический результат - повышение прочностных характеристик полуфабрикатов и деталей в термически обработанном состоянии при комнатной и повышенных температурах и, как следствие, повышение срока службы летательных аппаратов.

Предлагаемый сплав обеспечивает получение нерекристаллизованной структуры прессованных полуфабрикатов с регламентированным количеством избыточных фаз, высокой плотностью дисперсоида из мелких включений алюминидов переходных металлов и с повышенной дисперсностью упрочняющих зон (метастабильных частиц) на основе фазы С и Аl₂. Эта структура полуфабриката гарантирует получение высокого уровня прочностных свойств при комнатной и повышенных температурах, повышенной длительной прочности и позволяет повысить срок службы летательных аппаратов.

Пример осуществления.

Приготовили в электрической печи две плавки массой по 70 кг из сплавов приведенного в табл. 1 состава, из которых отлили слитки диаметром 134 мм. Слитки сплава-прототипа и предлагаемого сплава после гомогенизации и механической обработки прессовали при температуре слитка 450^oС на полосу сечением 10•100 мм. Полосы подвергли упрочняющей термической обработке: закалка в воде после нагрева продолжительностью 40 мин при температуре 525^oС, правка растяжением с остаточной деформацией 2%, искусственное старение по режиму 190^oС, 6 ч.

Полученный материал подвергли испытаниям с определением временного сопротивления σ_в, предела текучести σ_0,2, относительного удлинения σ, длительной прочности за 1000 ч при 175^oС. При этом механические свойства на растяжение определяли при комнатной температуре и при 175^oС. Результаты испытаний приведены в табл. 2.

Таким образом, предлагаемый сплав имеет по сравнению с прототипом более высокие на 16-27% прочностные свойства при комнатной и повышенной температурах и повышенную на 9,5% длительную прочность.

Формула изобретения

Жаропрочный деформируемый сплав на основе алюминия, содержащий медь, магний, марганец, титан, цирконий, ванадий, молибден, кремний, отличающийся тем, что он дополнительно содержит серебро, германий, никель, железо при следующем соотношении компонентов, мас.%:
Медь - 5,5-6,5
Магний - 0,2-0,4
Марганец - 0,4-0,8
Титан - 0,03-0,15
Цирконий - 0,05-0,20
Ванадий - 0,05-0,15
Молибден - 0,01 -0,15
Кремний - 0,05-0,25
Серебро - 0,4-0,8
Германий - 0,05-0,20
Никель - 0,01-0,50
Железо - 0,01-0,50
Алюминий - Остальное
при этом сумма марганца, титана, циркония, ванадия, молибдена должна составлять 0,55-1,0.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2