7475铝合金与TC18钛合金接触腐蚀研究
TC18钛合金机械支座模锻成形特性的研究
TC18 钛合金机械支座模锻成形特性的研究随着现代机械工业的发展，合金材料的使用越来越广泛。
其中，TC18 钛合金具有较高的强度、刚度和耐蚀性，在航空航天工业、化工制药等领域得到广泛应用。
在钛合金机械支座中，模锻成形是一种常见的制造工艺。
因此，本文旨在研究TC18 钛合金机械支座的模锻成形特性。
一、TC18 钛合金的特性TC18 钛合金是一种真空熔炼制造的α+β相钛合金。
它具有良好的机械性能、高温强度、低密度等优点，在航空航天、化工、医疗等领域得到广泛应用。
其主要化学成分为Ti-6Al-4V-0.25Fe-0.2Y 等，具有以下性质：1.高强度、高耐蚀性。
TC18 钛合金的拉伸强度为890MPa，屈服强度为790MPa，比强度高，且具有良好的抗腐蚀性能。
2.良好的加工性能。
由于其相结构以及化学成分的优化，TC18 钛合金具有较佳的热加工性能，可以采用多种加工工艺进行成形。
3.低密度。
TC18 钛合金的密度为4.43g/cm³，相对于钢材等金属材料来说，具有较低的密度，可以减轻设备重量。
二、模锻成形工艺模锻是一种通过金属在模具中受力进行形变而制造零件的工艺。
模锻同样具有以下工艺特点：1.材料经过锻造后，具有高强度，高韧性等优点，可以有效提高零件的力学性能。
2.零件的形状、尺寸容易控制。
模锻成型工艺可以有效控制零件的尺寸和形状，使零件达到设计要求。
3.生产效率高。
相对于其他工艺，模锻生产效率高，且可以进行批量生产。
三、TC18 钛合金机械支座的模锻成形工艺研究1.模具设计模具是模锻成型的关键，其设计直接关系到成型质量。
针对TC18 钛合金的机械支座，需要设计合理的模具。
通常情况下，模具分为四个组成部分：上模盘、下模盘、模芯、分模夹具等。
在模具设计中，需要考虑材料的热膨胀系数、材料的导热性能等因素。
2.热处理工艺热处理工艺是模锻工艺的必须流程。
通过加热和冷却处理，可以改变材料的组织结构，提高材料的强度和韧性。
飞行器材料的耐腐蚀性能研究
飞行器材料的耐腐蚀性能研究在航空航天领域，飞行器的性能和安全性至关重要。
而材料的选择和性能则是决定飞行器能否在复杂的环境中可靠运行的关键因素之一。
其中，耐腐蚀性能是飞行器材料所必须具备的重要特性之一。
飞行器在运行过程中会面临各种各样的腐蚀环境。
比如，在高空中，大气中的氧气、水分、紫外线以及其他化学物质都可能对飞行器的表面造成侵蚀。
在飞行过程中，由于温度和压力的变化，也会加速腐蚀的发生。
此外，飞行器在海上飞行时，还会受到海洋大气中的盐分侵蚀。
这些腐蚀因素不仅会影响飞行器的外观，更严重的是会降低材料的强度和性能，从而危及飞行安全。
不同的飞行器材料在耐腐蚀性能方面表现各异。
铝合金是飞行器制造中常用的材料之一，它具有重量轻、强度高的优点，但在耐腐蚀方面存在一定的局限性。
特别是在含有氯离子的环境中，铝合金容易发生点蚀和晶间腐蚀。
钛合金则具有较好的耐腐蚀性能，在强酸、强碱等恶劣环境中都能保持较好的稳定性。
但钛合金的成本较高，限制了其在一些领域的广泛应用。
复合材料在近年来也得到了越来越多的关注，如碳纤维增强复合材料。
这类材料具有优异的力学性能和耐腐蚀性能，但在制造工艺和成本方面仍存在一定的挑战。
为了提高飞行器材料的耐腐蚀性能，研究人员采取了多种方法。
表面处理是一种常见的手段。
通过阳极氧化、化学镀、喷漆等方法，可以在材料表面形成一层保护膜，阻止腐蚀介质与基体材料的接触。
例如，对铝合金进行阳极氧化处理，可以在其表面生成一层致密的氧化铝膜，显著提高其耐腐蚀性能。
材料的优化设计也是一个重要的方向。
通过调整合金元素的种类和含量，可以改善材料的微观组织结构，从而提高其耐腐蚀性能。
例如，在不锈钢中添加适量的钼元素，可以增强其在氯离子环境中的抗腐蚀能力。
此外，新型耐腐蚀材料的研发也在不断推进。
一些高性能的耐腐蚀合金和复合材料不断涌现，为飞行器的设计和制造提供了更多的选择。
同时，对腐蚀机理的深入研究也有助于开发出更有效的耐腐蚀措施。
TC18钛合金焊接接头力学性能试验研究_关迪
第３卷第２期２０１２年５月航空工程进展ＡＤＶＡＮＣＥＳ ＩＮ ＡＥＲＯＮＡＵＴＩＣＡＬ ＳＣＩＥＮＣＥ ＡＮＤ ＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧＶｏｌ．３Ｎｏ．２Ｍａｙ ２０１２收稿日期：２０１１－０５－３１； 修回日期：２０１１－０６－２４通信作者：关迪，ｇｕａｎｆｅｉ＠ｍａｉｌ．ｎｗｐｕ．ｅｄｕ．ｃｎ文章编号：１６７４－８１９０（２０１２）０２－１７４－０４ＴＣ１８钛合金焊接接头力学性能试验研究关迪，孙秦（西北工业大学航空学院，西安 ７１００７２）摘 要：氩弧焊和电子束焊是钛合金加工中两类常见的工艺方法，对比研究两种工艺对焊接接头力学性能的影响对其在工程中的合理选用具有重要的参考价值。
完成了ＴＣ１８钛合金氩弧焊接头和电子束焊接头的静力拉伸及旋转弯曲疲劳试验，并根据试验结果对两类焊接接头的力学性能进行了对比分析，采用统计学方法给出了二者的中值疲劳寿命Ｓ－Ｎ曲线及疲劳极限。
研究结果表明：氩弧焊接头焊缝区内晶粒粗大，使得材料的力学性能明显劣化；电子束焊接头具有更高的抗拉强度与更好的高周疲劳性能，更有利于工程应用。
关键词：ＴＣ１８钛合金；氩弧焊；电子束焊；抗拉强度；疲劳中图分类号：ＴＧ４０７；Ｖ２１５ 文献标识码：ＡＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｎ ｔｈｅ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆＴＣ１８Ｔｉｔａｎｉｕｍ Ａｌｌｏｙ Ｗｅｌｄｅｄ ＪｏｉｎｔｓＧｕａｎ Ｄｉ，Ｓｕｎ Ｑｉｎ（Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ ７１００７２，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｒｇｏｎ ａｒｃ ｗｅｌｄｉｎｇ ａｎｄ ｅｌｅｃｔｒｏｎ ｂｅａｍ ｗｅｌｄｉｎｇ ａｒｅ ｔｗｏ ｔｙｐｅｓ ｏｆ ｆａｍｉｌｉａｒ ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ ｔｉｔａｎｉｕｍａｌｌｏｙ．Ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｔｗｏ ｋｉｎｄｓ ｏｆ ｗｅｌｄｉｎｇ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ａｎｄ ｉｔｓ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｆｏｒ ｗｅｌｄｅｄ ｊｏｉｎｔｓ ａｒｅ ｏｆ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｖａｌｕｅ ｉｎ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ．Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ａｒｇｏｎ ａｒｃ ｗｅｌｄｅｄ ｊｏｉｎｔｓ ａｎｄ ｅｌｅｃｔｒｏｎ ｂｅａｍ ｗｅｌｄｅｄ ｊｏｉｎｔｓ ｍａｄｅ ｂｙＴＣ１８ｔｉｔａｎｉｕｍ ａｌｌｏｙ ａｒｅ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ，ｍｅｄｉａｎ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｆｅ Ｓ－Ｎｃｕｒｖｅ ａｎｄ ｆａｔｉｇｕｅ ｌｉｍｉｔ ａｒｅｏｂｔａｉｎｅｄ ｂｙ ｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌ ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ａｒｇｏｎ ａｒｃ ｗｅｌｄｅｄ ｊｏｉｎｔ ｈａｓ ｃｏａｒｓｅ ｇｒａｉｎ ｗｈｉｃｈ ｍａｄｅ ｄｅｔｅｒｉ－ｏｒａｔｉｏｎ ｏｆ ＴＣ１８ｂａｓｅ ｍｅｔａｌ，ｗｈｉｌｅ ｅｌｅｃｔｒｏｎ ｂｅａｍ ｗｅｌｄｅｄ ｊｏｉｎｔ ｉｓ ｂｅｔｔｅｒ ｆｏｒ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ａｓ ｉｔ ｈａｓ ｈｉｇｈ－ｅｒ ｔｅｎｓｉｌｅ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ａｎｄ ｂｅｔｔｅｒ ｆａｔｉｇｕｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｆｏｒｍｅｒ．Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ＴＣ１８ｔｉｔａｎｉｕｍ ａｌｌｏｙ；ａｒｇｏｎ ａｒｃ ｗｅｌｄｉｎｇ；ｅｌｅｃｔｒｏｎ ｂｅａｍ ｗｅｌｄｉｎｇ；ｔｅｎｓｉｌｅ ｓｔｒｅｎｇｔｈ；ｆａｔｉｇｕｅ０ 引 言钛合金以其高比强度、高比刚度、优良的热稳定性和热加工性在航空器结构中得到了越来越广泛的使用，焊接是钛合金加工制造的一种重要方法［１－２］。
航空用7475-T7351铝合金厚板耐腐蚀性能
航空用7475-T7351铝合金厚板耐腐蚀性能刘铭;李惠曲;陈军洲;李国爱;陈高红【摘要】研究航空用7475-T7351铝合金厚板晶间腐蚀及剥落腐蚀性能,并利用金相和透射电镜分析该合金的腐蚀行为.结果表明:7475铝合金无明显晶间腐蚀,剥落腐蚀程度由表层的EA级递增至心部EC级.7475铝合金厚板发生剥落腐蚀主要是由于合金为片状组织,同时晶界存在由电偶腐蚀构成的通路,晶界腐蚀产物体积膨胀产生楔入力使晶间腐蚀沿着与表面平行的方向发展并逐步演变为剥落腐蚀.再结晶程度由表层到中心逐渐降低,晶粒长宽比增加,剥落腐蚀倾向增大,导致表层到心部的剥落腐蚀程度增加.%The intergranular corrosion and exfoliation corrosion properties of 7475-T7351 aluminum alloy plate for aviation were investigated, and the corrosion behaviors of the alloy were analyzed by metallographic analysis(MA) and transmission electronmicroscope(TEM).The results show that no obvious intergranular corrosion is observed, but exfoliation corrosion grade of 7475-T7351 aluminum alloy increases from EA on surface to EC in the core.The exfoliation corrosion of 7475 alloy plate is mainly because of the typical lamellar structure, and the pathway formed by galvanic corrosion on grain boundary.The expansion of grain boundary corrosion product volume produces the wedgingforce,makes intergranular corrosion grow along the direction in parallel with the surface,and then gradually evolves into exfoliation corrosion.The degree of recrystallization decreases gradually from the surface to center, and the grain length-to-width radio increases, which inclines to exfoliationcorrosion and leads to the exfoliation corrosion grade increasing from surface to center.【期刊名称】《材料工程》【年(卷),期】2017(045)009【总页数】7页(P129-135)【关键词】7475铝合金;晶间腐蚀;剥落腐蚀;再结晶【作者】刘铭;李惠曲;陈军洲;李国爱;陈高红【作者单位】北京航空材料研究院,北京 100095;北京市先进铝合金材料及应用工程技术研究中心,北京 100095;北京航空材料研究院,北京 100095;北京市先进铝合金材料及应用工程技术研究中心,北京 100095;北京航空材料研究院,北京 100095;北京市先进铝合金材料及应用工程技术研究中心,北京 100095;北京航空材料研究院,北京 100095;北京市先进铝合金材料及应用工程技术研究中心,北京 100095;北京航空材料研究院,北京 100095;北京市先进铝合金材料及应用工程技术研究中心,北京 100095【正文语种】中文【中图分类】TG146.2+1早在20世纪30年代，人们就开始研究Al-Zn-Mg-Cu系合金，但由于该系合金存在较为严重的腐蚀现象，限制了合金的进一步应用[1-3]，因此众多研究者通过微合金化、高纯化、开发新合金以及新的热处理状态等方法，明显改善了合金的腐蚀性能[4-6]。
不同腐蚀环境对7475-T7351铝合金疲劳性能及裂纹扩展速率的影响
ｄ ｒ ｄ ｆｅ ｅ ｔ ｅ ｖ ｒ ｎ ｎ ｓ Ｔｈ ｅ ｕ ｔ ｈ ｗ ｈ ｔｃ ｒ ｏ ｉ ｅｅ ｖｒ ｎ ｎ ｆｅ ｔ ｈ ａ ｉ ｕ ｅ ｉｔ ｎ ｅ ｅ ｉｆ ｒ ｎ ｎ ｉｏ ｍｅ ｔ ． ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｓ ｏ ｔ ａ ｏ ｒ ｓ ｖ ｎ ｉｏ ｍｅ ｔａ ｆ ｃ ｓｔ ｅｆ ｔ ｅ ｒ ｓｓ ａ ｃ ｇ
ｏ ｎ ３ ５ （ ｓ ｒ ｃ ｉ ｎ ｒ ｉ ． ｍａ ｓｆ ａ ｔ ）Ｎａ ｏ ｕ ｉ ｎ ｄ ｃ ｅ ｓ ｓ ｂ ８ ｉ ｏ ａ ｉｉ ｎ ｔ ｏ ｍ ｅ ｅ ａ ｕ ｅ ｎ ｏ Ｃ１ｓ ｌ ｔ ｅ ｒ ａ ｅ ｙ ６ ｎ ｃ ｍｐ ｒｓ ｏ ｒ ｏ ｔ ｍｐ ｒ ｔ ｒ ，ａ ｄ ｏ ｏ
Ａｂ ｔ ａ ｔ ｓ ｒ ｃ ：Ｔｈ ａ ｉ ｅ ｄａ ａ ｅ ｉ ｔ ｎｃ ｏ ｄ ｆｅ ｅ ｏｒ ｏ ｉ ｎｖ ｒ ｎｍｅ ｔ ｎ ７ ７５ Ｔ７ ５ ｌ ｍ ｉ ｍ ｅ ｆ ｔｇｕ ｍ ｇｅ ｒ ｓｓ ａ ｅ ｔ ｉｆ ｒ ｎｔｃ ｒ ｓｏｎ ｅ ｉｏ ｎ ｓ ｉ ４ 一 ３ １ ａ ｕ ｎｕ ａｌ ｓｉｖ ｓｉａ ｅ ｌｏｙ ｗａ ｎ ｅ ｔｇ ｔ ｄ．Ｉ ｓｃ ｒ ｉｄ ｏｕｔｂ ｘｉｌｌ ａ ａ ｉ ｅ ｔ ｓ ，ｆ ｔｇ ｒ ｃ ｒ ｔｗａ ａ ｒｅ ｙ ａ ａ ｏ ｄ ｆ ｔｇｕ ｅ ｔ ａ ｉ ｕｅｃ ａ ｋ ｇ ｏｗｔ ａ ｅｔ ｓ — ｈ ｒ ｔ ｅ ｔｕｎ
ｏｆ７ ７ 一 ３ １ ｌ ４ ５ Ｔ７ ５ ａｕｍｉ ｍ ｌｏ ｒ ｍａ ｉａ ｌ ｎｕ ａ ｌ ｙ ｄ ａ ｔｃ ｌｙ，ａ ｄ ｔ ａ ｉ ｔ ｅ ｎ ｈｅ ｆ ｔｇｕｅ ｓ ｒ ｎｇｔ ｆｓ ｏｔ ｐ ｃｍｅ ｎ ｆ ｌｔ ｎｋ ｈ ｏ ｍｏ ｈ ｓ ｅ ｉ ｎ ｉ ｕｅ ａ
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飞机用高强度铝合金腐蚀疲劳研究进展
研究论文RESEARCH高强度铝合金具有比重小、强度高、耐蚀性好、加工及焊接性能优良等诸多优点而被广泛应用于飞机结构[1-3]。
在服役期间，飞机结构会不断经受恶劣自然环境和交变载荷的考验，对其服役性能提出了严苛要 求[4-5]。
腐蚀疲劳失效是高强度铝合金结构的一种常见失效形式，因其无预兆性、强破坏性、高危害性等特点而备受业界关注[6]，毕竟结构安全关乎到生命安全和国防安全。
数年来，国内外相关领域学者致力于高强度铝合金结构腐蚀疲劳的研究工作，为该类结构在腐蚀疲劳方面的试验开展，机理探索和工程应用夯实了基础。
1 飞机用高强度铝合金简介自氧化铝于1808年在实验室电解还原得到原铝，并在1884年首次作为建筑材料应用于美国华盛顿纪念碑尖顶至今，原铝加入各种元素制成的铝合金已成为工业应用中最为广泛的一类有色金属结构材料[7]。
其中的高强度铝合金因轻质高强等优点，更是成为飞机轻量化的首选材料，在航空工业中占据不可或缺的重要地位。
表1给出了典型高强度铝合金在飞机上的应用情况[2]。
高强度铝合金是在高品质原铝中添加适量稀土元素制得的，目的在于强化原铝组织改善原铝性能，使其能够满足使用需求[8]。
自1906年Wilm 发现Al-Cu-Mg 系（2XXX 系）合金的时效硬化现象以来，业界对于高强飞机用高强度铝合金腐蚀疲劳研究进展*王安东，陈跃良，卞贵学，张 勇 （海军航空工程学院青岛校区，青岛 266041）[摘要] 腐蚀疲劳是飞机用高强度铝合金在服役过程中必然经历的阶段，亦是飞机结构寿命及可靠性评估的重中之重。
简要介绍了飞机用高强度铝合金近年的发展历程，分析了高强度铝合金腐蚀疲劳的重要影响因素及环境模拟技术，归纳了高强度铝合金腐蚀疲劳裂纹萌生机理及扩展机制模型，指出了高强度铝合金腐蚀疲劳在未来研究中的重点、难点问题，为高强度铝合金腐蚀疲劳的试验开展、机理探索和工程应用奠定了基础。
关键词： 飞机； 高强度铝合金；腐蚀疲劳Research Progress on Corrosion Fatigue of High Strength Aluminum Alloy of AircraftWANG Andong, CHEN Yueliang, BIAN Guixue, ZHANG Yong(Naval Aeronautical Engineering Institute Qingdao Campus, Qingdao 266041, China)[ABSTRACT] Corrosion fatigue is a necessary stage for the high strength aluminum alloy of aircraft in service, and it is the key to assess the life and reliability of aircraft structure. The development process of high strength aluminum alloy of aircraft was briefly introduced here. Meanwhile the important factor and key technology on environment simulation for corrosion fatigue were analyzed. The corrosion fatigue crack initiation mechanism model and extension mechanism model of high strength aluminum alloy were summarized. The difficult and emphatic point on corrosion fatigue in future research was pointed out scientifically. This is the basis for corrosion fatigue of high strength aluminum alloy to carry out the test, explore the mechanism and apply on engineering.Keywords: Aircraft; High strength aluminum alloy; Corrosion fatigue DOI:10.16080/j.issn1671-833x.2017.20.095表1 典型高强度铝合金在飞机上的应用研究论文RESEARCH度铝合金开展了细致的研发工作。
TC18钛合金的高温变形与蠕变行为研究的开题报告
TC18钛合金的高温变形与蠕变行为研究的开题报告
1.研究背景
TC18钛合金作为一种常用的高强度、高温材料，已经被广泛应用于航空航天、航空发动机、汽车、医疗等领域。
在高温环境下，钛合金的力学性能和耐腐蚀性能都受到影响，因此需要研究其高温变形和蠕变行为，以提高其高温应用能力。
2.研究内容
本文将重点研究TC18钛合金在高温下的变形和蠕变行为。
具体内容包括：
（1）高温单轴拉伸试验：对不同温度下的TC18钛合金进行单轴拉伸试验，得到其高温下的应力-应变曲线，分析其变形和断裂特点。
（2）高温蠕变试验：对不同应力和温度下的TC18钛合金进行蠕变试验，得到蠕变曲线和蠕变速率，分析其蠕变行为。
（3）组织结构分析：通过金相显微镜、扫描电镜等手段，观察样品的组织结构和变化，分析其对高温变形和蠕变行为的影响。
3.研究意义
通过研究TC18钛合金的高温变形和蠕变行为，可以更深入了解钛合金在高温环境下的力学性能和变形机制。
同时，可以为该材料的高温应用提供重要的参考和指导，促进钛合金在航空、航天、汽车和医疗等领域的应用和发展。
7475铝合金与TC18钛合金接触腐蚀研究
53. ( in Chinese) [ 3] 高玉魁. T C18 超高强度 钛合金 喷丸残 余压应 力场的
研究[ J] . 稀有金属 材料与工程, 2004, 33( 11) : 1209. G AO Y u- kui. Residual Compressiv e Stress F ield in T C18 U ltr a- high Streng th T itanium Allo y by Shot P eening [ J] . Rar e M etal M ater ials and Eng ineering , 2004, 33( 11) : 1209. ( in Chinese) [ 4] 张晓云, 孙志华, 汤智 慧. T A 15 钛 合金 与铝合 金和 结构钢 接 触 腐 蚀 与 防 护 研 究 [ J] . 材 料 工 程, 2004 ( 2) : 26. ZHA N G X iao- y un, SU N Zh-i hua, T A NG Zh-i hui. Study on Galv anic Cor ro sion and P ro tect ion betw een
图 1 7475 铝合金与 T C18 钛合金电偶对的 ig-t 曲线 F ig. 1 Curr ent- time cur ves of couples 7475
aluminum allo y coupled w ith T C18 titanium allo ys
2. 2 结果分析
从试验结果发现 7475 不同表面处理与 T C18 偶合后, 电偶电流 随腐蚀时间延长 的变化差别很 大. 7475 不经表面处理与 T C18 偶合后, 随腐蚀时 间的延长, 腐蚀电流随时间延长而升高. 虽然铝合 金的表面具有自修复的能力, 但是腐蚀和修复未达 到平衡, 所以电流一直升高. 其平均腐蚀电流密度 为 2. 73 LA / cm2 , 大 于 1. 0 LA / cm2 小 于 3. 0 LA / cm2, 电偶腐蚀敏 感性为 C 级, 属于不允 许接触使用[ 5] . 7475+ 阳极氧化与 T C18+ 阳极化 偶合后, 因电极电位发生变化, 两极电位差从 7475 未经表面处理与 T C18 偶合的 408 m V 降低为 329 mV, 电偶腐蚀驱动力下 降, 同时阳 极氧化膜的致 密性和稳定性高于自氧化膜, 所以腐蚀电流明显降 低. 腐蚀电流密度从 7475 与 T C18 偶合后的 2. 73 LA / cm 2 降低为 0. 26 LA / cm2, 腐蚀电流密度小于 0. 3L A / cm2 ,
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图 1 7475 铝合金与 T C18 钛合金电偶对的 ig-t 曲线 F ig. 1 Curr ent- time cur ves of couples 7475
aluminum allo y coupled w ith T C18 titanium allo ys
2. 2 结果分析
从试验结果发现 7475 不同表面处理与 T C18 偶合后, 电偶电流 随腐蚀时间延长 的变化差别很 大. 7475 不经表面处理与 T C18 偶合后, 随腐蚀时 间的延长, 腐蚀电流随时间延长而升高. 虽然铝合 金的表面具有自修复的能力, 但是腐蚀和修复未达 到平衡, 所以电流一直升高. 其平均腐蚀电流密度 为 2. 73 LA / cm2 , 大 于 1. 0 LA / cm2 小 于 3. 0 LA / cm2, 电偶腐蚀敏 感性为 C 级, 属于不允 许接触使用[ 5] . 7475+ 阳极氧化与 T C18+ 阳极化 偶合后, 因电极电位发生变化, 两极电位差从 7475 未经表面处理与 T C18 偶合的 408 m V 降低为 329 mV, 电偶腐蚀驱动力下 降, 同时阳 极氧化膜的致 密性和稳定性高于自氧化膜, 所以腐蚀电流明显降 低. 腐蚀电流密度从 7475 与 T C18 偶合后的 2. 73 LA / cm 2 降低为 0. 26 LA / cm2, 腐蚀电流密度小于 0. 3L A / cm2 ,
第 30 卷第 5 期 2010 年 10 月
西安工业大学学报 Journal o f Xi. an T echnolog ical U niv ersity
Vo l. 30 N o. 5 O ct. 2010
文章编号: 1673- 9965( 2010) 05- 470- 04
7475 铝合金与 T C18 钛合金接触腐蚀研究*
电偶腐蚀后的表面 SEM 照片如图 2 所示, 图 2a 为无防护的 7475, 其腐蚀最严重, 表面氧化膜已 穿透. 图 2b 是 7475 经阳极化处理后的电偶腐蚀表 面 SEM, 切削刀痕处因腐蚀而加深, 腐蚀程度较无 保护的要轻微. 图 2c 是 7475 阳极化并涂漆后的电 偶腐蚀表面 SEM, 从图可以发现其腐蚀最轻微.
上官晓峰, 杜志杰
( 西安工业大学 材料与化工学院, 西安 710032 )
摘 要: 为了研究 7475 铝合金接触腐蚀性能, 测定了 7475 铝合金和 T C18 钛合金组成的电
偶对的电偶电流, 利用扫描电镜和光学显微镜对腐蚀表面形貌和深度进行分析, 研究了 7475
铝合金和 T C18 钛合金在使用中接触时产生电偶腐蚀的敏感性. 结果表明: 7475 铝合金不同
7475 铝合金表面腐蚀深度如图 3 所示, 可以 发现, 7475 没有经表面处理的腐蚀最严重( 图 3a) , 腐蚀深度最深, 7475 阳极后腐 蚀次之( 图 3b) , 而 7475 阳极化后涂漆的腐蚀最轻( 图 3c) , 这和腐蚀 电流结果是 一致 的. 试验 发现 电偶 对 中 7475 和 7475 阳极化存在不同程度腐蚀, 因为通 常铝合金 表面都存在一层氧化膜, 腐蚀优先在膜层薄弱或 破损的地方发生.
两级电位 差/ m V
终止电偶 电位/ mV
D1 7475 D2 7475 阳极化 D3 7475 阳极化后涂漆
T C18 T C18 阳极化 T C18 阳极化
2. 73 0. 26 0. 20
C
- 287 - 695
40 8
A
- 279 - 608
32 9
A
- 403 - 675
27 2
- 571 - 557 - 537
同时从图 2 可以发现, 7475 无保护及 7475 阳 极化的试样腐蚀多发生在切削的刀痕处, 因此, 提 高加工表面质量对提高抗接触腐蚀性能是有利的. 总之, 对于 7475 铝合金的应用, 必须进行有效的防 护处理阻止电偶腐蚀的产生, 阳极化后涂漆是一种 有效措施.
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西安工业大学学报
第 30 卷
图 2 7475 铝合金腐蚀表面 SEM F ig . 2 Co rr osion surface SEM of 7475 aluminum alloy
图 3 7475 铝合金腐蚀深度
F ig. 3 Cor ro sion depth of 7475 aluminum alloy
3 结论
P ro per ty o f T C18 T itanium A llo y U nder Stress- contr olled Conditio n[ J] . M at erials Engineer ing , 2009( 5) :
即接触腐蚀敏感性级别从 C 级降低为 A 级. 由于 腐蚀电流小, 腐蚀面积小, 膜的自修复速度与腐蚀 速度基本达到平衡, 腐蚀电流随时间的变化不大. 7475+ 阳极化+ 涂漆与 T C18 钛合金阳极化形成 的电偶对, 电位 差进一步减小到 272 mV, 同 时漆 层属于高电阻物质, 使系统的总电阻增大[ 6] , 所以 腐蚀电流密度由阳极化后的 0. 26 LA / cm2 降低为 0. 2 LA / cm2, 电偶腐蚀敏感性为 A 级, 电偶电流随 时间的变化也不明显.
在实际应用中, 铝合金不可避免地与其他金属 材料接触, 尤其是与钛合金接触, 由于钛合金电位 较正, 会加速电位较负铝合金的腐蚀速度[ 4] . 因此, 对铝合金和钛合金电偶腐蚀的研究对其应用具有 重要的意义. 按标准方法测定 7475 不同表面处理 后与 T C18 形成电偶对的腐蚀电流大小, 确定其电 偶腐蚀敏感性, 为其应用提供理论依据.
1) 7475 铝合金和 T C18 钛合金偶合会产生较 为严重的电偶 腐蚀, 其电偶 腐蚀敏感性 级别为 C 级, 属于不允许接触使用;
2) 7475 阳 极 化 或 7475 阳 极 化 后 涂 漆 与 T C18 阳极化偶合, 由于电极电位差降低及保护膜 的作用, 腐蚀电流密度下降, 其电偶腐蚀敏感性级 别为 A 级;
[ 2] 冯抗屯, 沙爱学 , 王庆如. 显微组织对 T C18 钛合 金应 力控制低周疲劳性能的影响[ J] . 材料 工程, 2009( 5) :
见表 3 和图 1 所示.
表 3 7475 铝合金与 T C18 钛合金电偶对的试验结果
T ab. 3 T he r esults o f 7475 aluminum alloy co upled w ith T C18 titanium alloy s
试样 编号
电偶对 涂层
对偶
平均电偶电流 接触腐蚀 偶接前电位/ mV 密度/ ( LA / cm2 ) 敏感性 对偶 涂层
471
mm. 液面高出试验面上端约 10 mm[ 5] . 试样在电 解液中稳定 30 min, 测量每个电极的电位, 以便确
2 试验结果及分析
定电偶极性, 确定电流方向. 连续测 量和 记录 电 偶电 流 20 h, 7475 铝与
T C18 合金电偶对试验结果为 3 组平行试验的平 均值.
2. 1 试验结果 7475 铝合金与 T C18 合金电偶对的试验结果
试验中应保证两个试样相互绝缘, 间距保持 5
* 收稿日期: 2010- 04-15 作者简介: 上官晓峰( 1961- ) , 女, 西安工业大学教授, 主要研究方向为金属材料热处理工艺研究. E-mail: xait _sgxf @ 163. com.
第5期
上官晓峰等: 7475 铝合金与 T C18 钛合金接触腐蚀研究
参 考 文 献:
T A15 T itanium A llo y and A luminum A lloy s o r
[ 1] 蔡建平, 陆峰, 吴晓梅. 我国航空材料的腐蚀与防护现 状与展望[ J] . 航空材料学报, 2006, 26( 3) : 271. CA I Jian- ping , L U Feng, WU Xiao- mei. D ev elo pment of Co rro sion and Pr otectio n for A er onautical M ater-i als in China [ J] . Jo ur nal o f A ero nautical M ater ials, 2006, 26( 3) : 271. ( in Chinese)
1 试验材料及方法
1. 1 试验材料
试验用材料为 T C18 钛合金和 7475 铝合金,
其质量分数见表 1~ 2.
表 1 7475 化学成分
T ab. 1 Chemical constitution of 7475 aluminum alloy
元素
Cu
Mg
Mn
w/% 元素
1. 2~ 1. 9 Cr
表面处理状态与 T C18 接触时, 7475 铝合金与 T C18 接触腐蚀严重, 电偶腐蚀的敏感性为 C
级. 7475 阳极化与 T C18 阳极化处理后接触腐蚀敏感性降低, 电偶腐蚀的敏感性为 A 级, 对
7475 阳极化后进行涂漆可进一步降低电偶腐蚀电流.
关键词: T C18 钛合金; 7475 铝合金; 接触腐蚀; 腐蚀电流
4. 0~ 5. 5
Si
Ti
w / % 0. 5~ 1. 5 [ 0. 3
[ 0. 15 余量
1. 2 试验方法
按 H B5374- 1987/ 不同金属电偶电流方法0 进 行试验. 试样尺寸为 100 mm @ 20 mm @ 2. 5 m m, 试验设备为 ZRA- 2 型电偶腐蚀计.
试验电解液为化学纯氯化钠和蒸馏水配制的 3. 5% NaCl 水溶液. 每次试验用的溶液体积为 400 mL , 温度为( 30 ? 1) e . 电解池为 400 m L 烧杯.