张录泉
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新型飞机设计的主导思想是减少油耗、提高飞行速度、增加载重量，以便提高经济效益。因此，在结构设计上尽可能要求减轻机体重量，在选材方面采用比强度高的先进材料。 在M(马赫)数为合约众筹2.5以下的新型飞机中，主要结构材料仍为铝合金。美国波音-767客机的机体结构材料81%是铝材，波音-747客机的机体结构材料82%是铝材。其中2024和7075合金板材、挤压件和模锻件约占60%以上。此外还采用一些新合金，如2124、2224、2324、7050、7150和7475等。预计在90年代的亚音速民用客机中铝合金仍将占很大比例。其选材情况为：铝合金材料50～75%；钢材15%；复合材料7～32%；钛合金约3%。 一、对飞机用铝合金材料性能的要求
随着航空与航天工业的迅速发展，对铝合金材料性能的要求越来越高。在第一次世界大战期间，军用飞机的飞行速度为100～200公里/小时。在第二次世界大战期间，军用飞机的飞行速度为600～700公里/小时，飞行高度为6000米。现在80年代军用飞机的飞行速度已经达
到3500公里/小时(M=3.3)，飞行高度可达到25000米。 60年代以前，飞机结构设计的主导思想是追求材料的静强度，即认为材料的强度越高越好。无论在合金设计中还是在热处理研究方面都极力着眼于提高合金的强度指标。当时在飞机上采用最多的材料是2024-T4和7075-T6。以后为了进一步提高强度又出现了7178和7001合金。 7×××系高强铝合金作为飞机结构材料使用的最大问题是应力腐蚀开裂。1960～1970年间北美和西欧所发生的飞机材料应力腐蚀开裂事故的汇总结果如图1所示[1]。在铝合金的应力腐蚀开裂事故中几乎全是7075-T6、7079-T6及2024-T3，所以在使用这些合金时必须考虑防止应力腐蚀开裂问题。 图1 1960～1970年北美和西欧飞机材料发生应力腐蚀开裂事故的统计
几十年来，人们通过对飞行事故经验的总结和积累、逐步认识到，对结构材料性能的要求不仅是静强度和刚度，而且还必须具有较好的抗应力腐蚀性能，有较高的疲劳强度，有抵抗裂纹扩展的能力(断裂韧性)。尤其是军用飞机，其机体结构部件是由厚板、锻件等厚壁材料经机械加工制成，因此必须考虑短横向上的断裂韧性。影响合金材料断裂韧性最大的因素是合金中的不溶性化合物等第二相，通常2×××系和7×××抗震支架重量系合金的断裂韧性KIC随着弥散相数量的减少而提高，见图2[2]。
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图2 杂质含量对Al-Cu-Mg系及Al-Zn-Mg-Cu系合金断裂韧性的影响
合金中存在的杂质相是由Fe、Si等杂质形成的难溶性化合物或铸造时产生的共晶化合物。因此采用高纯合金、控制Fe、Si杂质含量，调整主要成分使杂质弥散相的数量减少，以改善合金的韧性。例如，7075的改良型合金有7175、7475，2024的改良型合金有2124、2224、2324等。
美国在发展80年代后半期和90年代初期航空和航天材料方面，对新型铝合金提出了以下要求：
抗拉强度比现行合金提高10～25%；
断裂韧性比现行合金提高10～30%；
切口疲劳强度比现行合金提高40%；
比刚度比现行合金提高30；
比强度比现行合金提高20%。
使用温度应达到230℃，同时应具有高的抗蚀性和无应力腐蚀开裂敏感性。
二、时效制度的选择
铝合金的时效制度主要是根据合金的化学成分，对机械性能及物理化学性能的要求来选择的。对Al-Zn-Mg-Cu系合金来说可以采用以下几种制度：
(1)如果单纯要求合金的强度，则应采用单级时效制度，即人工时效温度(T2)低于均质成核临界温度。主要强化相是GP区和一少部分过渡相，有利于提高强度，但对抗应力腐蚀性能不利。例如，美国的7075-T6就属于这种制度(120℃×24小时)，可以得到最高的机械强度。
(2)反渗透浓水>速冻隧道如果要求具有良好的抗应力腐蚀性能，则应采用双级过时效制度T73。这种制度是在人工时效以前先在较低温度下进行预时效，得到需要的晶核密度和分布状态，然后再进行正规的人工时效，借以控制晶间析出相的尺寸、无析出带的宽度和基体的性质及弥散度，从而改善合金的抗应力腐蚀性能。7075合金-T73时效制度如表1所示。
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