本發明屬于鋁合金材料領域，主要涉及一種高抗塌性能高延伸率翅片材料及其生產方法。
背景技術：
鋁合金具有儲量豐富、高強質比、耐腐蝕性好，傳熱系數高和易于加工等優異性能，作為熱傳輸材料廣泛應用于熱交換器領域。近年來，隨著汽車輕量化進程的不斷推進，鋁制熱交換器被廣泛地應用到汽車上。為減輕車重，同時降低熱交換器的制造成本，作為熱交換器(如平行流冷凝器等)翅片材料的(復合或非復合)釬焊鋁箔，其厚度呈現減薄趨勢。
一次性整體釬焊是高效鋁制熱交換器唯一可行的成型方式。在釬焊過程中，如此薄的鋁箔要在580～610℃的高溫及一定壓力的嚴酷環境下持續近十分鐘，很容易發生塌陷，造成熱交換器的報廢。因此，不斷提高釬焊鋁箔的高溫承載能力是成功實現其厚度減薄的前提條件。抗塌性能是衡量釬焊鋁箔綜合性能的重要指標，它可以有效反映鋁箔在釬焊中抵抗高溫變形的能力。
為了提高熱交換效率，對翅片形狀的設計也發生著變化，一些形狀設計需要翅片具有較高的延伸率。在提高抗塌性能的進程中，一直把追求粗大的晶粒尺寸作為重要的指標，在翅片厚度薄的同時晶粒尺寸很大，導致翅片在塑性加工過程中的協調變形能力差，延伸率一直不高，這也是一個急需改進的問題。
現有的一種具有較高抗塌性能的翅片材料，其成分為：Fe：0.25-0.50wt％，Si：0.40-0.70wt％，Cu：0.01-0.10wt％，Mn：1.5-1.7wt％，Zn：1.4-2.0wt％，Zr：0.10-0.25wt％，Ti：0.02-0.04wt％，其余為Al。因為其極為簡潔精練的生產工序以及生產出的產品具備不錯的抗塌性能，在現在的生產中得到較廣泛的應用。但缺點是，由于成品處于冷加工態，其成品延伸率不足。
技術實現要素：
為了解決鋁合金翅片料抗塌性能及成品延伸率不足的缺點，本發明提出了一種翅片材料及其生產方法，在提高翅片材料抗塌性能的同時顯著提高了其延展率。
本發明的目的之一是提供一種翅片材料，其各組成成分及重量百分比為：Mn：1.0～1.8wt％，Si：0.2～0.7wt％，Fe：0.1～0.6wt％，Zr：0.10～0.17wt％，Zn：1.0～2.0wt％，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質。
Mn作為合金的添加元素，主要通過第二相強化及固溶強化提高合金的焊后強度。本發明中，Mn的添加量為1～1.8wt％，最好為1.3wt％～1.6wt％。超過1.8wt％，則會形成粗大的含Mn初生相，惡化材料的加工成型性能；小于1wt％，則強化效果不足。
添加的元素Si能和Mn形成亞微米級的Al-Mn-Si彌散相，降低基體中Mn的固溶度，提高合金的導熱性，同時也能提高合金強度。本發明中，Si的含量小于0.2wt％，則上述效果不足；高于0.7wt％，則會造成芯材的熔點降低，其最優范圍為0.3wt％～0.6wt％。
Fe作為合金的添加元素，可以和Mn、Si形成亞微米級Al-Mn-Fe-Si第二相，提高強度，同時降低Mn的固溶度，改善合金的導熱性。在本發明中，當合金中Fe含量低于0.1wt％時，制造成本上升；高于0.6wt％時，則會形成粗大的Al-Fe-Mn-Si初生相，造成加工性能惡化，作為優選的方案，其范圍為0.2～0.4wt％。
Zr主要在鋁基體中形成Al3Zr彌散析出相，此相阻礙再結晶形核，導致形成粗大的再結晶晶粒，有益于抗塌性能的提高。當Zr含量低于0.1wt％，效果不明顯；高于0.17wt％，則會形成粗大的平衡相，不利于成型性能，其最優范圍為0.12～0.15wt％。
本發明的另一目的是提供一種生產上述翅片材料的方法，包括以下步驟：
鑄造：將所述各組成成分熔煉后鑄造，獲得鑄錠；
熱軋：對所述鑄錠進行預熱；然后將預熱后的鑄錠熱軋至厚度5～10mm，獲得熱軋板帶；
中間軋制：將所述熱軋板帶進行多道次冷軋，總的冷軋變形率在90％以上，獲得冷軋帶箔；
中間退火：對所述冷軋帶箔進行完全再結晶退火，獲得O態帶箔；
終軋：對所述O態帶箔進行最后的冷軋，其冷軋壓下率在30％～60％，獲得半硬態帶箔；
最終退火：將所述半硬態帶箔進行退火，退火溫度在200℃-400℃之間，保溫時間3～20h。
上述O態帶箔是指帶箔的狀態為軟態，半硬態帶箔是指帶箔的狀態在軟態和硬態之間。本發明中，半硬態帶箔優選為H14或H16態。
最終退火時，需保證半硬態鋁帶箔只進行輕微的軟化，以確保產品的后續使用。
作為本發明優選的方案，所述鑄造步驟采用DC鑄造(直接水冷半連續鑄造)。
具體的，本發明中所述熱軋步驟中預熱溫度在450℃～550℃之間，保溫時間2～10h。
進一步的，所述中間退火步驟中的退火溫度在300℃～500℃之間，保溫時間2～10h。
具體的，所述最終退火步驟中的退火溫度最優控制在200℃～350℃之間。
本發明生產的翅片材料顯著提高了其抗塌性能；通過其各組成成分的配合和最終退火，大幅提高了翅片材料的延展率，使得本發明的翅片材料具有極佳的延伸率，可適合各種工況的應用。
附圖說明
圖1是本發明翅片材料生產方法的流程示意圖。
具體實施方式
以下結合附圖和實施例，對本發明的具體實施方式進行更加詳細的說明，以便能夠更好地理解本發明的方案及其各個方面的優點。然而，以下描述的具體實施方式和實施例僅是說明的目的，而不是對本發明的限制。
一方面，本發明實施例提供一種翅片材料，其各組成成分及重量百分比為：Mn：1.0～1.8wt％，Si：0.2～0.7wt％，Fe：0.1～0.6wt％，Zr：0.10～0.17wt％，Zn：1.0～2.0wt％，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質。
本發明實施例中，各組成成分的重量百分比優選為：Mn：1.3～1.6wt％，Si：0.3～0.6wt％，Fe：0.2～0.4wt％，Zr：0.12～0.15wt％。
另一方面，本發明實施例提供一種生產上述翅片材料的方法，包括以下步驟：
鑄造：采用DC鑄造，將各組成成分熔煉后鑄造，獲得鑄錠；
熱軋：對鑄錠進行預熱，預熱溫度在450℃～550℃之間，保溫時間2～10h；然后將預熱后的鑄錠熱軋至厚度5～10mm，獲得熱軋板帶；
中間軋制：將熱軋板帶進行多道次冷軋，總的冷軋變形率在90％以上，獲得冷軋帶箔；
中間退火：對冷軋帶箔進行完全再結晶退火，退火溫度在300℃～500℃之間，保溫時間2～10h，獲得O態帶箔；
終軋：對O態帶箔進行最后的冷軋，其冷軋壓下率在30％～60％，獲得半硬態帶箔；
最終退火：將半硬態帶箔進行退火，退火溫度在200℃-400℃之間，優選為200℃～350℃，保溫時間3～20h。
實施例1
本實施例為一種單層翅片材料，按以下步驟進行：
1)鑄造：采用DC鑄造方式鑄造AA3003Mod合金，各組成成分的重量比為：1.3wt％的Mn，0.2wt％的Si，0.2wt％的Fe，0.17wt％的Zr，1.5wt％的Zn，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質，鑄錠尺寸均為450×1120×5100mm。
2)熱軋：將銑面后厚度約為420mm的AA3003Mod合金加熱至460±10℃并保溫8±2h，然后經多道次熱軋至8±1mm，最終熱軋溫度大于300℃，然后打卷空冷。
3)中間軋制：經多道次冷精軋至0.10±0.01mm。
4)中間退火：材料冷軋卷在330±30℃退火爐中保溫8h，空冷。
5)終軋：將退火后的材料進行成品前最后一道冷軋，冷軋至0.07±0.005mm，狀態為H16態。
6)最終退火：將材料在350℃退火4h，得到最終成品狀態。
本實施例所制備的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表1所示。
對比例1
只經過實施例1的步驟1～5制成的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表1所示。
表1翅片材料性能
實施例2
本實施例為一種單層翅片材料，按以下步驟進行：
1)鑄造：采用DC鑄造方式鑄造AA3003Mod合金，各組成成分的重量比為：1.8wt％的Mn，0.3wt％的Si，0.6wt％的Fe，0.15wt％的Zr，1.4wt％的Zn，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質，鑄錠尺寸均為450×1120×5100mm。
2)熱軋：將銑面后厚度約為420mm的AA3003Mod合金加熱至480±10℃并保溫6±2h，然后經多道次熱軋至7±1mm，最終熱軋溫度大于300℃，然后打卷空冷。
3)中間軋制：經多道次冷精軋至0.10±0.01mm。
4)中間退火：材料冷軋卷在400±30℃退火爐中保溫6h，空冷。
5)終軋：將退火后的材料進行成品前最后一道冷軋，冷軋至0.07±0.005mm，狀態為H16態。
6)最終退火：將材料在400℃退火3h，得到最終成品狀態。
本實施例所制備的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表2所示。
對比例2
只經過實施例2的步驟1～5制成的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表2所示。
表2翅片材料性能
實施例3
本實施例為一種三層復合翅片材料，按以下步驟進行：
1)鑄造：采用DC鑄造方式鑄造AA3003Mod合金，其各組成成分的重量百分比為：1.6wt％的Mn，0.6wt％的Si，0.4wt％的Fe，0.12wt％的Zr，2wt％的Zn，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質。采用DC鑄造方式鑄造AA4343合金，其各組成成分的重量百分比為：7.6wt％的Si，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質。AA3003Mod和AA4343合金鑄錠尺寸均為450×1120×5100mm。
2)復合熱軋：經表面處理后的AA4343熱軋至42±0.5mm，然后均分斷成5100mm長一段，與銑面后厚度約為420mm的AA3003Mod合金按照AA4343、AA3003Mod、AA4343的順序自上而下疊放并捆扎，加熱至490±10℃并保溫10h，然后經多道次熱軋至8±1mm，最終熱軋溫度大于300℃，然后打卷空冷。
3)中間軋制：經多道次冷精軋至0.10±0.01mm。
4)中間退火：材料冷軋卷在330℃退火爐中保溫4h，空冷。
5)終軋：將退火后的材料進行成品前最后一道冷軋，冷軋至0.07±0.005mm，狀態為H16態。
6)最終退火：將材料在2 00℃退火6h，得到最終成品狀態。
本實施例所制備的翅片料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表3所示。
對比例3
只經過實施例3的步驟1～5制成的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表3所示。
表3復合材料板材性能
實施例4
本實施例為一種單層翅片材料，按以下步驟進行：
1)鑄造：采用DC鑄造方式鑄造AA3003Mod合金，各組成成分的重量比為：1wt％的Mn，0.7wt％的Si，0.1wt％的Fe，0.11wt％的Zr，1.1wt％的Zn，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質，鑄錠尺寸均為450×1120×5100mm。
2)熱軋：將銑面后厚度約為420mm的AA3003Mod合金加熱至540±10℃并保溫5±2h，然后經多道次熱軋至7±1mm，最終熱軋溫度大于300℃，然后打卷空冷。
3)中間軋制：經多道次冷精軋至0.10±0.01mm。
4)中間退火：材料冷軋卷在450±30℃退火爐中保溫2h，空冷。
5)終軋：將退火后的材料進行成品前最后一道冷軋，冷軋至0.07±0.005mm，狀態為H16態。
6)最終退火：將材料在200℃退火18h，得到最終成品狀態。
本實施例所制備的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表4所示。
對比例4
只經過實施例4的步驟1～5制成的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表4所示。
表4翅片材料性能
實施例5
本實施例為一種三層復合翅片材料，按以下步驟進行：
1)鑄造：采用DC鑄造方式鑄造AA3003Mod合金，其各組成成分的重量百分比為：1.6wt％的Mn，0.4wt％的Si，0.2wt％的Fe，0.13wt％的Zr，2wt％的Zn，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質。采用DC鑄造方式鑄造AA4343合金，其各組成成分的重量百分比為：7.8wt％的Si，其余為Al和小于0.15wt％的不可避免雜質。AA3003Mod和AA4343合金鑄錠尺寸均為450×1120×5100mm。
2)復合熱軋：經表面處理后的AA4343熱軋至42±0.5mm，然后均分斷成5100mm長一段，與銑面后厚度約為420mm的AA3003Mod合金按照AA4343、AA3003Mod、AA4343的順序自上而下疊放并捆扎，加熱至490±10℃并保溫10h，然后經多道次熱軋至8±1mm，最終熱軋溫度大于300℃，然后打卷空冷。
3)中間軋制：經多道次冷精軋至0.10±0.01mm。
4)中間退火：材料冷軋卷在420℃退火爐中保溫5h，空冷。
5)終軋：將退火后的材料進行成品前最后一道冷軋，冷軋至0.07±0.005mm，狀態為H14態。
6)最終退火：將材料在2 70℃退火6h，得到最終成品狀態。
本實施例所制備的翅片料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表5所示。
對比例5
只經過實施例5的步驟1～5制成的翅片材料，進行常溫拉伸試驗和抗塌試驗，檢測結果如表5所示。
表5復合材料板材性能
通過上述實施例可得出，本發明實施例中制備的翅片材料具有良好的抗塌性能和極佳的延展率。
需要說明的是，以上參照附圖所描述的各個實施例僅用以說明本發明而非限制本發明的范圍，本領域的普通技術人員應當理解，在不脫離本發明的精神和范圍的前提下對本發明進行的修改或者等同替換，均應涵蓋在本發明的范圍之內。此外，除上下文另有所指外，以單數形式出現的詞包括復數形式，反之亦然。另外，除非特別說明，那么任何實施例的全部或一部分可結合任何其它實施例的全部或一部分來使用。