本發(fā)明涉及金屬合金材料
技術(shù)領(lǐng)域：
，特別是涉及一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體及其制備方法。
背景技術(shù)：
：由于航空航天工業(yè)的快速發(fā)展，輕質(zhì)、高強(qiáng)度的合金材料在新一代飛機(jī)上的應(yīng)用日益廣泛，合金材料在新一代飛機(jī)上的用量及優(yōu)良性能已成為新一代飛機(jī)先進(jìn)性的重要指標(biāo)之一。目前，鋁鎂合金由于具有良好的強(qiáng)度、硬度、散熱性及抗壓性，受到產(chǎn)業(yè)界及學(xué)術(shù)界的密切關(guān)注，有望被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的各個(gè)方面。然而，傳統(tǒng)的鋁鎂合金存在熱力學(xué)不穩(wěn)定的情況，在120℃以上的工作環(huán)境中強(qiáng)度及抗蠕變性能急劇下降，同時(shí)，傳統(tǒng)的鋁鎂合金的韌性和強(qiáng)度性能相對(duì)較差，傳統(tǒng)的鋁鎂合金制備的飛機(jī)殼體的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性不理想，無法滿足新一代飛機(jī)對(duì)飛機(jī)殼體的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性的需求。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：基于此，有必要針對(duì)傳統(tǒng)的鋁鎂合金制備的飛機(jī)殼體的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性不理想，無法滿足新一代飛機(jī)對(duì)飛機(jī)殼體的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性的需求的技術(shù)問題，提供一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體及其制備方法。一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體，其特征在于，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.3％～3％；Si：1％～1.5％；Fe：0.2％～0.3％；Cu：0.009％～0.02％；Mn：0.05％～0.07％；Zn：0.007％～0.012％；Ca：0.01％～0.02％；余量為Al。在其中一個(gè)實(shí)施例中，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.6％～2.7％；Si：1.21％～1.34％；Fe：0.22％～0.23％；Cu：0.011％～0.013％；Mn：0.057～0.06％；Zn：0.009％～0.01％；Ca：0.012％～0.013％；余量為Al。在其中一個(gè)實(shí)施例中，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.6％；Si：1.3％；Fe：0.22％；Cu：0.013％；Mn：0.059％；Zn：0.008％；Ca：0.014％；余量為Al。在其中一個(gè)實(shí)施例中，還包括質(zhì)量百分比為0.2％～0.3％的Cr。在其中一個(gè)實(shí)施例中，還包括質(zhì)量百分比為0.25％的Cr。在其中一個(gè)實(shí)施例中，還包括質(zhì)量百分比為0.01％～0.02％的Sc。在其中一個(gè)實(shí)施例中，還包括質(zhì)量百分比為0.016％的Sc。一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體的制備方法，包括如下步驟：將上述任一實(shí)施例所述的鋁鎂合金飛機(jī)殼體的各組分進(jìn)行高溫融化，獲得原料液；將所述原料液進(jìn)行澆灌，獲得鋁鎂合金錠；對(duì)所述鋁鎂合金錠依次進(jìn)行熱軋及冷軋，獲得鋁鎂合金坯料；將所述鋁鎂合金坯料依次進(jìn)行退火、酸洗、陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述對(duì)所述鋁鎂合金錠依次進(jìn)行熱軋及冷軋，包括如下步驟：對(duì)所述鋁鎂合金錠進(jìn)行多次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料；對(duì)所述鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行多次冷軋，獲得鋁鎂合金坯料。在其中一個(gè)實(shí)施例中，所述退火的溫度為350℃～410℃。上述鋁鎂合金飛機(jī)殼體及鋁鎂合金飛機(jī)殼體的制備方法，所述鋁鎂合金飛機(jī)殼體通過在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Si、Fe、Cu、Mn、Zn及Ca，并且通過設(shè)計(jì)Si、Fe、Cu、Mn、Zn、Ca、Mg及Al的合理比例，服了傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性不理想的問題，具有較好的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能和韌性，進(jìn)而能夠較好地滿足新一代飛機(jī)對(duì)合金材料性能的需求。附圖說明圖1為本發(fā)明一實(shí)施方式鋁鎂合金飛機(jī)殼體的制備方法的流程圖。具體實(shí)施方式為使本發(fā)明的上述目的、特征和優(yōu)點(diǎn)能夠更加明顯易懂，下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式做詳細(xì)的說明。在下面的描述中闡述了很多具體細(xì)節(jié)以便于充分理解本發(fā)明。但是本發(fā)明能夠以很多不同于在此描述的其它方式來實(shí)施，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在不違背本發(fā)明內(nèi)涵的情況下做類似改進(jìn)，因此本發(fā)明不受下面公開的具體實(shí)施例的限制。在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“第一”、“第二”僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對(duì)重要性或者隱含指明所指示的技術(shù)特征的數(shù)量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隱含地包括至少一個(gè)該特征。在本發(fā)明的描述中，“多個(gè)”的含義是至少兩個(gè)，例如兩個(gè)，三個(gè)等，除非另有明確具體的限定。需要說明的是，Mg是最輕的金屬結(jié)構(gòu)材料之一，Mg的密度僅為1.74g/cm3，比Al輕約36％，由此，傳統(tǒng)的鋁鎂合金成為新一代飛機(jī)減輕自重的首選材料。然而，傳統(tǒng)的鋁鎂合金制備的飛機(jī)殼體的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性不理想，無法滿足新一代飛機(jī)對(duì)飛機(jī)殼體的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性的需求。為了解決上述問題，一實(shí)施方式中，一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.3％～3％；Si：1％～1.5％；Fe：0.2％～0.3％；Cu：0.009％～0.02％；Mn：0.05％～0.07％；Zn：0.007％～0.012％；Ca：0.01％～0.02％；余量為Al。可以理解，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，當(dāng)Mg的含量過高時(shí)，Mg與Al易于形成Mg8Al5相及Mg3Al2相，這樣，將會(huì)降低鋁鎂合金飛機(jī)殼體的伸長率，進(jìn)而降低鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性。在本實(shí)施方式中，Mg的質(zhì)量百分比為2.3％～3％。當(dāng)Mg的質(zhì)量百分比小于2.3％時(shí)，鋁鎂合金飛機(jī)殼體的密度較大，無法滿足新一代飛機(jī)減輕自重的需求，當(dāng)Mg的質(zhì)量百分比大于3％時(shí)，將會(huì)降低鋁鎂合金飛機(jī)殼體的伸長率，進(jìn)而降低鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性，當(dāng)Mg的質(zhì)量百分比為2.3％～3％時(shí)，既能夠滿足新一代飛機(jī)減輕自重的需求，又能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性。又如，Mg的質(zhì)量百分比為2.35％～2.45％。又如，Mg的質(zhì)量百分比為2.39％～2.8％。又如，Mg的質(zhì)量百分比為2.4％。當(dāng)Mg的質(zhì)量百分比小于2.3％時(shí)，鋁鎂合金飛機(jī)殼體的密度較大，無法滿足新一代飛機(jī)減輕自重的需求，當(dāng)Mg的質(zhì)量百分比大于3％時(shí)，將會(huì)降低鋁鎂合金飛機(jī)殼體的伸長率，進(jìn)而降低鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性，當(dāng)Mg的質(zhì)量百分比為2.3％～3％時(shí)，既能夠滿足新一代飛機(jī)減輕自重的需求，又能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性。為了使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體具有較好的強(qiáng)度性能，進(jìn)一步提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性，在本實(shí)施方式中，例如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.3％～3％，Si的質(zhì)量百分比為1％～1.5％，Mn的質(zhì)量百分比為0.05％～0.07％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.2％～0.3％，Cu的質(zhì)量百分比為0.009％～0.02％。通過在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加質(zhì)量百分比為2.3％～3％的Mg，質(zhì)量百分比為0.2％～0.3％的Fe，質(zhì)量百分比為0.009％～0.02％的Cu，較好地提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度性能，通過在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加質(zhì)量百分比為1％～1.5％的Si，質(zhì)量百分比為0.05％～0.07％的Mn，既較好地提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度性能，又進(jìn)一步提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性。具體地，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Si，Mg和Si反應(yīng)生成Mg2Si，這樣，能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，尤其是能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體在高溫情況下的強(qiáng)度。然而，當(dāng)Mg的百分含量與Si的百分含量的比值過大時(shí)，將會(huì)導(dǎo)致鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降，為了既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又不易導(dǎo)致鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降，又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.5％～2.9％，Si的質(zhì)量百分比為1.1％～1.4％。這樣，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Si，既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又不易導(dǎo)致鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降。在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Fe，F(xiàn)e既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠較好地避免鋁鎂合金飛機(jī)殼體在制備過程中粘附于反應(yīng)容器的情況出現(xiàn)。然而，當(dāng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Fe含量過多時(shí)，F(xiàn)e易與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物，這樣，容易導(dǎo)致鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度性能下降。為了既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠防止鋁鎂合金飛機(jī)殼體在制備過程中出現(xiàn)粘附于反應(yīng)容器的情況，還能夠避免Fe與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物，又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.21％～0.24％。這樣，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Fe，既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠防止鋁鎂合金飛機(jī)殼體在制備過程中出現(xiàn)粘附于反應(yīng)容器的情況，還能夠避免Fe與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物，從而能夠增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度。在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Cu，Cu與Al反應(yīng)生成CuAl2，較好地提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，然而，當(dāng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Cu含量過多時(shí)，易于導(dǎo)致鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降，為了既能夠較好地提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠避免鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降，又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Cu的質(zhì)量百分比為0.01％～0.015％。這樣，既能夠較好地提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠避免鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降。在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Mn，Mn與鋁鎂合金飛機(jī)殼體的中的Al、Si和Fe反應(yīng)，形成Al15(FeMn)3Si2，不僅能夠提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，還能夠降低Fe與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物的幾率。為了既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠較好地降低Fe與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物的幾率，又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mn的質(zhì)量百分比為0.056％～0.067％。這樣，既能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又能夠較好地降低Fe與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物的幾率。由此，考慮到在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg、Al、Si、Fe、Mn和Cu之間的互相影響，為了獲得強(qiáng)度性能與韌性俱佳的鋁鎂合金飛機(jī)殼體，例如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.5％～2.9％，Si的質(zhì)量百分比為1.1％～1.4％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.21％～0.24％，Cu的質(zhì)量百分比為0.01％～0.015％，Mn的質(zhì)量百分比為0.056％～0.067％。又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.6％～2.7％，Si的質(zhì)量百分比為1.21％～1.34％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.22％～0.23％，Cu的質(zhì)量百分比為0.011％～0.013％，Mn的質(zhì)量百分比為0.057～0.06％。又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.65％～2.87％，Si的質(zhì)量百分比為1.31％～1.38％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.224％～0.234％，Cu的質(zhì)量百分比為0.012％～0.014％，Mn的質(zhì)量百分比為0.058％～0.065％。又如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.6％，Si的質(zhì)量百分比為1.3％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.22％，Cu的質(zhì)量百分比為0.013％，Mn的質(zhì)量百分比為0.059％。這樣，通過對(duì)Mg、Al、Si、Fe、Mn和Cu在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的含量進(jìn)行選擇，使得Mg、Al、Si、Fe、Mn和Cu之間的互相影響趨向利于增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度性能與韌性的方向，進(jìn)而使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體能夠兼具良好的強(qiáng)度性能與韌性。需要說明的是，金屬材料在一定的溫度區(qū)間內(nèi)即使在較低的應(yīng)力下也能發(fā)生緩慢塑性變形的現(xiàn)象稱為蠕變。傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體存在熱力學(xué)不穩(wěn)定的情況，在120℃以上的工作環(huán)境中抗蠕變性能急劇下降，從而無法被應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件及直升機(jī)變速箱等耐熱部件中。為了使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體在具有良好的強(qiáng)度性能與韌性的基礎(chǔ)上，還擁有良好的抗蠕變性能，在本實(shí)施方式中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Ca的質(zhì)量百分比為0.01％～0.02％，Ca與鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Al反應(yīng)生成Al2Ca，與鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Mg反應(yīng)生成Mg2Ca，Al2Ca與Mg2Ca均為耐熱相，這樣，在一定程度上提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的高溫抗蠕變性能，使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體能夠應(yīng)用于120℃～200℃的工作環(huán)境中。進(jìn)一步地，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Ca含量的增多，亦會(huì)使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體存在熱裂及粘模等缺陷，為了避免由于在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Ca所導(dǎo)致的鋁鎂合金飛機(jī)殼體存在熱裂及粘模等缺陷，例如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Ca的質(zhì)量百分比為0.01％～0.015％。為了進(jìn)一步提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的高溫抗蠕變性能，在本實(shí)施方式中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Zn的質(zhì)量百分比為0.007％～0.012％，微量的Zn與鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Al、Mg反應(yīng)生成熱穩(wěn)定性較好的MgZn和Mg32(Al，Zn)49，Zn亦能與鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Mg和Cu反應(yīng)生成耐熱相。這樣，進(jìn)一步提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的高溫抗蠕變性能。綜上，為了克服傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體抗蠕變性能、強(qiáng)度及韌性不理想，進(jìn)而無法滿足新一代飛機(jī)對(duì)合金材料性能的需求的問題，同時(shí)考慮到Mg、Al、Si、Fe、Mn、Cu、Ca和Zn的相互影響，例如，一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.5％～2.9％；Si：1.1％～1.4％；Fe：0.21％～0.24％；Cu：0.01％～0.015％；Mn：0.056％～0.067％；Zn：0.007％～0.012％；Ca：0.01％～0.015％；余量為Al。進(jìn)一步地，考慮到Cu與Al反應(yīng)生成CuAl2，較好地提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，然而，當(dāng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的Cu含量過多時(shí)，易于導(dǎo)致鋁鎂合金飛機(jī)殼體的韌性下降，為了使得Cu與Al的配比更加合理，進(jìn)一步增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度及韌性，又如，一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.6％～2.7％；Si：1.21％～1.34％；Fe：0.22％～0.23％；Cu：0.011％～0.013％；Mn：0.057～0.06％；Zn：0.009％～0.01％；Ca：0.012％～0.013％；余量為Al。這樣，能夠進(jìn)一步增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度及韌性。考慮到Mn與鋁鎂合金飛機(jī)殼體的中的Al、Si和Fe反應(yīng)，形成Al15(FeMn)3Si2，不僅能夠提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，還能夠降低Fe與合金中的Al和Si生成針狀的中間化合物的幾率。為了使得Mn、Al、Si和Fe的配比更加合理，進(jìn)一步增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度，又如，一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.65％～2.87％；Si：1.31％～1.38％；Fe：0.224％～0.234％；Cu：0.012％～0.014％；Mn：0.058％～0.065％；Zn：0.008％～0.011％；Ca：0.011％～0.014％；余量為Al。又如，一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體，包括如下質(zhì)量百分比的各組分：Mg：2.6％；Si：1.3％；Fe：0.22％；Cu：0.013％；Mn：0.059％；Zn：0.008％；Ca：0.014％；余量為Al。這樣，能夠進(jìn)一步增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的強(qiáng)度。這樣，通過對(duì)Mg、Al、Si、Fe、Mn、Cu、Ca和Zn在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的含量進(jìn)行選擇，使得Mg、Al、Si、Fe、Mn、Cu、Ca和Zn之間的互相影響趨向利于增強(qiáng)鋁鎂合金飛機(jī)殼體的高溫抗蠕變性能、強(qiáng)度性能與韌性的方向，進(jìn)而使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體能夠具有高溫抗蠕變性能、較好的強(qiáng)度性能與較好的韌性，克服了傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體抗蠕變性能、強(qiáng)度及韌性不理想，進(jìn)而無法滿足新一代飛機(jī)對(duì)合金材料性能的需求的問題。上述鋁鎂合金飛機(jī)殼體及鋁鎂合金飛機(jī)殼體的制備方法，所述鋁鎂合金飛機(jī)殼體通過在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Si、Fe、Cu、Mn、Zn及Ca，并且通過設(shè)計(jì)Si、Fe、Cu、Mn、Zn、Ca、Mg及Al的合理比例，服了傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體抗蠕變性能、強(qiáng)度性能及韌性不理想的問題，具有較好的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能和韌性，進(jìn)而能夠較好地滿足新一代飛機(jī)對(duì)合金材料性能的需求。需要說明的是，傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體的抗應(yīng)力及抗腐蝕的能力較好，然而，傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體的抗應(yīng)力腐蝕開裂的能力有待提高，換言之，當(dāng)傳統(tǒng)的鋁鎂合金飛機(jī)殼體制備的構(gòu)件在機(jī)械應(yīng)力及腐蝕介質(zhì)的共同作用時(shí)，易產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕開裂。在一實(shí)施方式中，為了提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的抗應(yīng)力腐蝕開裂的能力，例如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，還包括Cr，又如，Cr的質(zhì)量百分比為0.2％～0.3％。又如，Cr的質(zhì)量百分比為0.21％～0.26％。Cr的質(zhì)量百分比為0.24％～0.29％。Cr的質(zhì)量百分比為0.25％。在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，適量的Cr與Al、微量的Fe及微量的Mn生成(CrFe)Al17和(CrMn)Al12，(CrFe)Al17和(CrMn)Al12等，能夠較好地提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的抗應(yīng)力腐蝕開裂的能力。需要說明的是，在飛機(jī)機(jī)械零部件的斷裂失效中，由于合金材料的疲勞失效所導(dǎo)致的疲勞斷裂占據(jù)較大的比重，鋁鎂合金飛機(jī)殼體亦存在抗疲勞性能較差的問題。在一實(shí)施方式中，為了提高鋁鎂合金飛機(jī)殼體的抗疲勞性能，例如，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，還包括Sc，又如，Sc的質(zhì)量百分比為0.01％～0.02％。又如，Sc的質(zhì)量百分比為0.012％～0.15％。又如，Sc的質(zhì)量百分比為0.013％～0.18％。又如，Sc的質(zhì)量百分比為0.016％。通過在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中添加Sc，使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體的平面應(yīng)變斷裂韌性顯著地提高，疲勞裂紋萌生的幾率降低，從而提高了鋁鎂合金飛機(jī)殼體的抗疲勞性能。可以理解，本領(lǐng)域的技術(shù)人員有一定的實(shí)驗(yàn)?zāi)芰Γ牵瑢?duì)于鋁鎂合金飛機(jī)殼體中的鋁鎂之外的元素的選擇，以及這些元素的質(zhì)量比例，假設(shè)以Cu或Zn的0.001％為一級(jí)，Ca或Mn等的0.01％為一級(jí)，按90種金屬元素計(jì)算，大約需要9.64×1020的實(shí)驗(yàn)方可以得到。本發(fā)明還包括一種鋁鎂合金飛機(jī)殼體的制備方法，如圖1所示，鋁鎂合金飛機(jī)殼體的制備方法包括如下步驟：S110，將上述任一實(shí)施例所述鋁鎂合金飛機(jī)殼體的各組分分別進(jìn)行高溫融化，獲得原料液。例如，S110具體包括如下步驟：將Al進(jìn)行高溫融化，獲得鋁水；向鋁水中依次加入MgSi合金、MgFe合金、MgMn合金、MgCu合金、MgCa合金、MgZn合金、Cr和Sc，其中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.5％～2.9％，Si的質(zhì)量百分比為1.1％～1.4％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.21％～0.24％，Cu的質(zhì)量百分比為0.01％～0.015％，Mn的質(zhì)量百分比為0.056％～0.067％，Zn的質(zhì)量百分比為0.007％～0.012％，Ca的質(zhì)量百分比為0.01％～0.015％，Cr的質(zhì)量百分比為0.2％～0.3％，Sc的質(zhì)量百分比為0.01％～0.02％，余量為Al。例如，高溫融化的溫度為650℃～750℃，又如，高溫融化的溫度為660℃～700℃，又如，高溫融化的溫度為680℃～740℃，又如，高溫融化的溫度為710℃。當(dāng)高溫融化的溫度過低，低于650℃，不利于鋁鎂合金飛機(jī)殼體中各組分的徹底融化，當(dāng)高溫融化的溫度過高，高于750℃，不利于節(jié)約能源。當(dāng)高溫融化的溫度為650℃～750℃，既能夠使得鋁鎂合金飛機(jī)殼體中各組分的徹底融化，又能夠節(jié)約能源。S120，將所述原料液進(jìn)行澆灌，獲得鋁鎂合金錠。例如，將原料液轉(zhuǎn)入澆灌設(shè)備中靜置，獲得鋁鎂合金錠。S130，對(duì)所述鋁鎂合金錠依次進(jìn)行熱軋及冷軋，獲得鋁鎂合金坯料。例如，S130具體包括如下步驟：對(duì)所述鋁鎂合金錠進(jìn)行多次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料；對(duì)所述鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行多次冷軋，獲得鋁鎂合金坯料。又如，鋁鎂合金初級(jí)坯料厚度的范圍為9mm～11mm。又如，鋁鎂合金坯料厚度的范圍為2mm～4mm。S140，將所述鋁鎂合金坯料依次進(jìn)行退火、酸洗、陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。為了確保后續(xù)制備所得的鋁鎂合金飛機(jī)殼體具有較好的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能和韌性，例如，退火的溫度為300℃～410℃。又如，退火的溫度為320℃～370℃。又如，退火的溫度為350℃～400℃。又如，退火的溫度為400℃。又如，退火的時(shí)間為0.8h～1.4h，又如，退火的時(shí)間為1h～1.2h，又如，退火的時(shí)間為0.9h～1.3h，又如，退火的時(shí)間為1h。這樣，能夠確保后續(xù)制備所得的鋁鎂合金飛機(jī)殼體具有較好的抗蠕變性能、強(qiáng)度性能和韌性。例如，在退火工藝后，在酸洗工藝前，還包括沖壓工藝，通過對(duì)退火后的鋁鎂合金坯料進(jìn)行沖壓，當(dāng)沖壓后無裂紋的情況下，繼續(xù)進(jìn)行酸洗工藝，降低了后續(xù)制備所得的鋁鎂合金飛機(jī)殼體由于強(qiáng)度性能不達(dá)標(biāo)所導(dǎo)致的不良率。下面為具體的實(shí)施例實(shí)施例1將Al進(jìn)行高溫融化，獲得鋁水；向鋁水中依次加入MgSi合金、MgFe合金、MgMn合金、MgCu合金、MgCa合金、MgZn合金、Cr和Sc，其中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.5％，Si的質(zhì)量百分比為1.1％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.21％，Cu的質(zhì)量百分比為0.01％，Mn的質(zhì)量百分比為0.056％，Zn的質(zhì)量百分比為0.007％，Ca的質(zhì)量百分比為0.01％，余量為Al。其中，高溫融化的溫度為710℃。將原料液轉(zhuǎn)入澆灌設(shè)備中靜置，獲得鋁鎂合金錠。對(duì)鋁鎂合金錠進(jìn)行5次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料，厚度為10mm。隨后，對(duì)鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行6冷軋，獲得鋁鎂合金坯料，厚度為3mm。在320℃的溫度下，對(duì)鋁鎂合金坯料進(jìn)行退火，退火時(shí)間為0.8h，隨后，對(duì)退火后的鋁鎂合金坯料進(jìn)行沖壓，當(dāng)沖壓后無裂紋的情況下，繼續(xù)依次進(jìn)行酸洗工藝陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。實(shí)施例2將Al進(jìn)行高溫融化，獲得鋁水；向鋁水中依次加入MgSi合金、MgFe合金、MgMn合金、MgCu合金、MgCa合金、MgZn合金、Cr和Sc，其中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.9％，Si的質(zhì)量百分比為1.4％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.24％，Cu的質(zhì)量百分比為0.015％，Mn的質(zhì)量百分比為0.067％，Zn的質(zhì)量百分比為0.012％，Ca的質(zhì)量百分比為0.015％，余量為Al。其中，高溫融化的溫度為740℃。將原料液轉(zhuǎn)入澆灌設(shè)備中靜置，獲得鋁鎂合金錠。對(duì)鋁鎂合金錠進(jìn)行4次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料，厚度為9mm。隨后，對(duì)鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行5冷軋，獲得鋁鎂合金坯料，厚度為3.3mm。在370℃的溫度下，對(duì)鋁鎂合金坯料進(jìn)行退火，退火時(shí)間為1.4h，隨后，對(duì)退火后的鋁鎂合金坯料進(jìn)行沖壓，當(dāng)沖壓后無裂紋的情況下，繼續(xù)依次進(jìn)行酸洗工藝陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。實(shí)施例3將Al進(jìn)行高溫融化，獲得鋁水；向鋁水中依次加入MgSi合金、MgFe合金、MgMn合金、MgCu合金、MgCa合金、MgZn合金、Cr和Sc，其中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.6％，Si的質(zhì)量百分比為1.21％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.22％，Cu的質(zhì)量百分比為0.011％，Mn的質(zhì)量百分比為0.057％，Zn的質(zhì)量百分比為0.009％，Ca的質(zhì)量百分比為0.012％，余量為Al。其中，高溫融化的溫度為680℃。將原料液轉(zhuǎn)入澆灌設(shè)備中靜置，獲得鋁鎂合金錠。對(duì)鋁鎂合金錠進(jìn)行6次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料，厚度為11mm。隨后，對(duì)鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行2冷軋，獲得鋁鎂合金坯料，厚度為4mm。在350℃的溫度下，對(duì)鋁鎂合金坯料進(jìn)行退火，退火時(shí)間為1h，隨后，對(duì)退火后的鋁鎂合金坯料進(jìn)行沖壓，當(dāng)沖壓后無裂紋的情況下，繼續(xù)依次進(jìn)行酸洗工藝陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。實(shí)施例4將Al進(jìn)行高溫融化，獲得鋁水；向鋁水中依次加入MgSi合金、MgFe合金、MgMn合金、MgCu合金、MgCa合金、MgZn合金、Cr和Sc，其中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.65％，Si的質(zhì)量百分比為1.31％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.224％，Cu的質(zhì)量百分比為0.011％，Mn的質(zhì)量百分比為0.057％，Zn的質(zhì)量百分比為0.009％，Ca的質(zhì)量百分比為0.011％，Cr的質(zhì)量百分比為0.2％，Sc的質(zhì)量百分比為0.01％，余量為Al，其中，高溫融化的溫度為650℃。將原料液轉(zhuǎn)入澆灌設(shè)備中靜置，獲得鋁鎂合金錠。對(duì)鋁鎂合金錠進(jìn)行3次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料，厚度為11mm。隨后，對(duì)鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行5冷軋，獲得鋁鎂合金坯料，厚度為2.5mm。在350℃的溫度下，對(duì)鋁鎂合金坯料進(jìn)行退火，退火時(shí)間為0.9h，隨后，對(duì)退火后的鋁鎂合金坯料進(jìn)行沖壓，當(dāng)沖壓后無裂紋的情況下，繼續(xù)依次進(jìn)行酸洗工藝陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。實(shí)施例5將Al進(jìn)行高溫融化，獲得鋁水；向鋁水中依次加入MgSi合金、MgFe合金、MgMn合金、MgCu合金、MgCa合金、MgZn合金、Cr和Sc，其中，在鋁鎂合金飛機(jī)殼體中，Mg的質(zhì)量百分比為2.6％，Si的質(zhì)量百分比為1.3％，F(xiàn)e的質(zhì)量百分比為0.22％，Cu的質(zhì)量百分比為0.013％，Mn的質(zhì)量百分比為0.059％，Zn的質(zhì)量百分比為0.008％，Ca的質(zhì)量百分比為0.014％，Cr的質(zhì)量百分比為0.3％，Sc的質(zhì)量百分比為0.02％，余量為Al。其中，高溫融化的溫度為750℃。將原料液轉(zhuǎn)入澆灌設(shè)備中靜置，獲得鋁鎂合金錠。對(duì)鋁鎂合金錠進(jìn)行6次熱軋，獲得鋁鎂合金初級(jí)坯料，厚度為10mm。隨后，對(duì)鋁鎂合金初級(jí)坯料進(jìn)行3冷軋，獲得鋁鎂合金坯料，厚度為2mm。在410℃的溫度下，對(duì)鋁鎂合金坯料進(jìn)行退火，退火時(shí)間為1h，隨后，對(duì)退火后的鋁鎂合金坯料進(jìn)行沖壓，當(dāng)沖壓后無裂紋的情況下，繼續(xù)依次進(jìn)行酸洗工藝陽極氧化著色及烘干，獲得鋁鎂合金飛機(jī)殼體。對(duì)實(shí)施例1至實(shí)施例5中獲得的樣品1、樣品2、樣品3、樣品4、樣品5及對(duì)比例分別進(jìn)行強(qiáng)度測(cè)試、韌性測(cè)試及抗高溫蠕變性能測(cè)試，其中，強(qiáng)度測(cè)試包括抗拉強(qiáng)度測(cè)試和屈服強(qiáng)度測(cè)試，韌性測(cè)試包括伸長率測(cè)試測(cè)試，抗高溫蠕變性能測(cè)試包括總?cè)渥冄由炻实臏y(cè)試，總?cè)渥冄由炻实臏y(cè)試溫度為175℃，壓強(qiáng)為70MPa。測(cè)試結(jié)果如下表1所示：抗拉強(qiáng)度(MPa)屈服強(qiáng)度(MPa)伸長率(％)總?cè)渥冄由炻?％)樣品133022393.12樣品2345.64223.410.652.043樣品3320.45201.389.122.56樣品4331.2199.88.993.42樣品5350.4202.988.893.67對(duì)比例200.12191.327.17.2表1從表1中的測(cè)試結(jié)果可知，樣品1、樣品2、樣品3、樣品4和樣品5的抗拉強(qiáng)度均大于330MPa，伸長率均大于6.5％，符合飛機(jī)上復(fù)雜零件對(duì)合金強(qiáng)度及韌性的要求。進(jìn)一步地，從表1中的測(cè)試結(jié)果可知，樣品1、樣品2、樣品3、樣品4和樣品5的總?cè)渥冄由炻试?％～3.7％之間，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于對(duì)比例中的7.2％，表明制備所得的鋁鎂合金飛機(jī)殼體具有較好的高溫抗蠕變性能。以上所述實(shí)施例的各技術(shù)特征可以進(jìn)行任意的組合，為使描述簡潔，未對(duì)上述實(shí)施例中的各個(gè)技術(shù)特征所有可能的組合都進(jìn)行描述，然而，只要這些技術(shù)特征的組合不存在矛盾，都應(yīng)當(dāng)認(rèn)為是本說明書記載的范圍。以上所述實(shí)施例僅表達(dá)了本發(fā)明的幾種實(shí)施方式，其描述較為具體和詳細(xì)，但并不能因此而理解為對(duì)發(fā)明專利范圍的限制。應(yīng)當(dāng)指出的是，對(duì)于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進(jìn)，這些都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。因此，本發(fā)明專利的保護(hù)范圍應(yīng)以所附權(quán)利要求為準(zhǔn)。當(dāng)前第1頁1 2 3