飞行器尾翼用铝合金空心型材的制造方法，它涉及一种空心型材的制造方法。该方法解决解决现有飞行器用尾翼型材抗拉强度低、非比例延伸强度低且安全系数较低的问题。所述方法包括以下步骤：所述方法包括以下步骤：按质量百分比为Si：0.7％～1.3％、Fe≤0.5％，Cu≤0.10％、Mn：0.40～0.8％、Mg：0.40％～0.8％、Zn≤0.20％、Ti≤0.20％和余量是Al的比例，称取铝合金锭、纯镁锭、铝锰中间合金及铝硅中间合金加入到干燥炉中后得到铝熔液并铸造成铸锭；将铸锭进行均匀化退火；将铝合金铸锭经过专用模具和针尖挤压；型材前端用铁丝穿起，吊至淬火炉内淬；型材进行矫直。本发明专利技术用于制造飞行器尾翼用铝合金空心型材。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种空心型材的制造方法。
技术介绍
飞行器用尾翼型材过去一直使用钢材，为了减轻重量，国外从七十年代起用作该型材的材料逐渐被比重小强度高的铝合金所取代，但是最早使用的型材是用相应大规格的铸造件或棒材经过机加工而成。铸件加工后的组织和性能不能满足型材的要求。而棒材经过加工成型材的形状需要加工掉85%的金属，且加工的难度大耗时长。因此这种型材的制造必须具有足够个强度，良好的抗疲劳强度和精确的内孔尺寸及优良的表面质量，按传统挤压工艺已无法保证飞行器尾翼用型材的使用要求。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种，以解决现有飞行器用尾翼型材抗拉强度低、非比例延伸强度低且安全系数较低的问题。本专利技术为解决上述技术问题采取的技术方案是所述方法包括以下步骤步骤一、按质量百分比为 Si 0. 7% I. 3%,Fe ( O. 5%,Cu ( O. 10%,Mn 0. 40% O. 8%,Mg O. 40% O. 8%, Zn ^ O. 20%, Ti ( O. 20%和余量为Al的比例称取铝合金锭、纯镁锭、铝锰中间合金及铝硅中间合金加入到干燥炉中后熔炼得到铝熔液，再经铸造，得到铸锭；步骤二、将步骤一中制得的铸锭进行均匀化退火，退火温度为320°C 530°C，保温5-15小时；步骤三、将经过步骤二制得的铝合金铸锭加热到350 450°C，然后置入到专用模具内通过针尖挤压得到型材，挤压速度为O. 2 I. Omm/s ；步骤四、型材前端用铁丝穿起，吊至淬火炉内淬火，淬火温度为520°C _535°C，保温30-250分钟，水温10 35°C，淬火转移时间小于等于15秒，然后在水中停留5分钟后方可吊出水面；步骤五、型材在400吨张力矫直机上进行矫直，矫直时的冷变形量控制在1% 3%，然后将型材整齐地摆放在料架吊到待时效料场，在温度为165°C _185°C的条件下时效处理8-10小时。本专利技术具有以下有益效果本专利技术的产品中加工制造工艺典型，将挤压型材和挤压空心管材的工艺结合到一起；本专利技术的产品在挤压时一次成型，节省随后的机械加工，节约85%的金属使用量，极大的提高了效率；本专利技术的产品制作过程中使用空心铸锭及挤压针挤压空心型材，没有焊缝，避免型材在使用中受力开裂。本实施方式制备的铝合金空心型材的抗拉强度、非比例延伸强度及延伸率均满足要求，而且制造的型材形状规格可以变化多样，没有焊缝缺陷，避免了使用时的受力开裂，此种型材适合制造多种飞行器及枪弹的尾翼。具体实施例方式具体实施方式一本实施方式的方法包括以下步骤步骤一、按质量百分比为Si 0. 7% I. 3%, Fe ^ O. 5%, Cu ^ O. 10%, Mn 0. 40% O. 8%、Mg 0. 40% O. 8%、Zn ( O. 20%,Ti ( O. 20%和余量为Al的比例称取铝合金锭、纯镁锭、铝锰中间合金及铝硅中间合金加入到干燥炉中后熔炼得到铝熔液，再经铸造，得到铸锭；步骤二、将步骤一中制得的铸锭进行均匀化退火，退火温度为320°C 530°C，保温5-15小时；步骤三、将经过步骤二制得的铝合金铸锭加热到350 450°C，然后置入到专用模具内通过针尖挤压得到型材，挤压速度为O. 2 I. Omm/s ；步骤四、型材前端用铁丝穿起，吊至淬火炉内淬火，淬火温度为520°C _535°C，保温30-250分钟，水温10 35°C，淬火转移时间小于等于15秒，然后在水中停留5分钟后方 可吊出水面；步骤五、型材在400吨张力矫直机上进行矫直，矫直时的冷变形量控制在I % 3 %，然后将型材整齐地摆放在料架吊到待时效料场，在温度为165°C _185°C的条件下时效处理8-10小时。本专利技术的铝合金型材中的单个杂质< O. 05%，杂质< O. 15%，此范围内的杂志对铝合金空心性能没有影响。本专利技术制备的铝合金型材综合力学性能优良，抗拉强度> 330MPa、非比例延伸强度彡270MPa、断后伸长率彡10%。具体实施方式二本实施方式的步骤二中铸锭退火温度为380°C _420°C。其他实施步骤与具体实施方式一相同。具体实施方式三本实施方式的步骤二中铸锭保温时间为8-10小时。其他实施步骤与具体实施方式一相同。具体实施方式四本实施方式的步骤三中针尖直径为Φ 15 Φ 150。其他实施步骤与具体实施方式一相同。具体实施方式五本实施方式的步骤四中淬火温度为520°C 525°C。其他实施步骤与具体实施方式一相同。具体实施方式六本实施方式的步骤四中保温60分钟。其他实施步骤与具体实施方式一相同。具体实施方式七本实施方式的步骤五中时效的温度为165°C 170°C。其他实施步骤与具体实施方式一相同。具体实施方式八本实施方式的步骤五中保温10小时。其他实施步骤与具体实施方式一相同。权利要求1.一种，其特征在于所述方法包括以下步骤步骤一、按质量百分比为 Si 0. % L 3%, Fe ^ O. 5%, Cu ^ O. 10%, Mn 0. 40% O.8%、Mg :0. 40% O. 8%、Zn彡O. 20%、Ti彡O. 20%和余量为Al的比例称取铝合金锭、纯镁锭、铝锰中间合金及铝硅中间合金加入到干燥炉中后熔炼得到铝熔液，再经铸造，得到铸锭； 步骤二、将步骤一中制得的铸锭进行均匀化退火，退火温度为320°C 530°C，保温5-15小时； 步骤三、将经过步骤二制得的铝合金铸锭加热到350 450°C，然后置入到专用模具内通过针尖挤压得到型材，挤压速度为O. 2 I. Omm/s ； 步骤四、型材前端用铁丝穿起，吊至淬火炉内淬火，淬火温度为520°C _535°C，保温30-250分钟，水温10 35°C，淬火转移时间小于等于15秒，然后在水中停留5分钟后方可吊出水面； 步骤五、型材在400吨张力矫直机上进行矫直，矫直时的冷变形量控制在I % 3%，然后将型材整齐地摆放在料架吊到待时效料场，在温度为165°C _185°C的条件下时效处理8-10小时。2.根据权利要求I所述，其特征在于步骤二中铸锭退火温度为380°C -420°C。3.根据权利要求I或2所述，其特征在于步骤二中铸锭保温时间为8-10小时。4.根据权利要求I所述，其特征在于步骤三中针尖直径为Φ 15 Φ 150。5.根据权利要求I所述，其特征在于步骤四中淬火温度为520°C 525°C。6.根据权利要求I所述，其特征在于步骤四中保温时间为60分钟。7.根据权利要求I所述，其特征在于步骤五中时效的温度为165°C 170°C。8.根据权利要求I所述，其特征在于步骤五中按金属保温10小时。全文摘要，它涉及一种空心型材的制造方法。该方法解决解决现有飞行器用尾翼型材抗拉强度低、非比例延伸强度低且安全系数较低的问题。所述方法包括以下步骤所述方法包括以下步骤按质量百分比为Si0.7％～1.3％、Fe≤0.5％，Cu≤0.10％、Mn0.40～0.8％、Mg0.40％～0.8％、Zn≤0.20％、Ti≤0.20％和余量是Al的比例，称取铝合金锭、纯镁锭、铝锰中间合金及铝硅中间合金加入到干燥炉中后得到铝熔液并铸造成铸锭；将铸锭进行均匀化退火；将铝合金铸锭经过专用模具和针尖挤压；型材前端用铁丝穿起，本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种飞行器尾翼用铝合金空心型材的制造方法，其特征在于所述方法包括以下步骤：步骤一、按质量百分比为Si：0.7％～1.3％、Fe≤0.5％，Cu≤0.10％、Mn：0.40％～0.8％、Mg：0.40％～0.8％、Zn≤0.20％、Ti≤0.20％和余量为Al的比例称取铝合金锭、纯镁锭、铝锰中间合金及铝硅中间合金加入到干燥炉中后熔炼得到铝熔液，再经铸造，得到铸锭；步骤二、将步骤一中制得的铸锭进行均匀化退火，退火温度为320℃～530℃，保温5？15小时；步骤三、将经过步骤二制得的铝合金铸锭加热到350～450℃，然后置入到专用模具内通过针尖挤压得到型材，挤压速度为0.2～1.0mm/s；步骤四、型材前端用铁丝穿起，吊至淬火炉内淬火，淬火温度为520℃？535℃，保温30？250分钟，水温10～35℃，淬火转移时间小于等于15秒，然后在水中停留5分钟后方可吊出水面；步骤五、型材在400吨张力矫直机上进行矫直，矫直时的冷变形量控制在1％～3％，然后将型材整齐地摆放在料架吊到待时效料场，在温度为165℃？185℃的条件下时效处理8？10小时。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：潘哲，刘科研，马琳，袁丹丹，姜春燕，高新宇，
申请(专利权)人：东北轻合金有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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