ЖАРОПРОЧНЫЙ ДЕФОРМИРУЕМЫЙ СПЛАВ НА ОСНОВЕ АЛЮМИНИЯ Российский патент 2003 года по МПК C22C21/16 

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.

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.

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.