CN104178666B

CN104178666B - 一种机翼蒙皮用合金

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Publication number: CN104178666B
Application number: CN201410441001.XA
Authority: CN
Inventors: 李晓星
Original assignee: Zhejiang Industry and Trade Vocational College
Current assignee: Zhejiang Industry and Trade Vocational College
Priority date: 2014-09-01
Filing date: 2014-09-01
Publication date: 2016-02-24
Anticipated expiration: 2034-09-01
Also published as: CN104178666A

Abstract

本发明提供一种机翼蒙皮用合金，包括Ag：0.01％～0.08％，Mn：0.06％～1.5％，Si：0.05％～0.15％，Cu：0.21％～0.30％，Ni：9.0％～12.0％，Cr：0.18％～0.21％，V：0.02％～0.03％，La：0.10％～0.20％，Ce：0.01％～0.02％，Pr：0.01％～0.02％，Nd：0.25％～0.30％，Sm：0.01％～0.04％，Eu：0.01％～0.03％，Gd：0.50％～3.0％，Zn：0.31％～0.42％，Be：0.20％～0.50％，其余为Al，所制备的合金材料抗腐蚀性能好，机械强度高。

Description

一种机翼蒙皮用合金

技术领域

本发明属于铝基合金领域，具体涉及一种机翼蒙皮用合金。

背景技术

随着经济的发展，通用航空越来越多地应用于国民经济建设和人民生活中。在飞机播种、人工降水、气象探测、空中广告等多个方面，通用航空都发挥着巨大的作用。近几年由于国家的大力投入和技术革新，飞机制造业迅速发展。

机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。

飞速发展的飞机制造业对制造飞机的原材料提出了更高的要求，而飞机机翼蒙皮的质量好坏将直接影响到飞行安全和飞机的使用寿命，如何提高飞机机翼蒙皮的材料质量，是本行业技术人员所面临的一大难题。

申请号201310066808的中国专利公开了一种抗冲击复合机翼蒙皮，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，其特征在于金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用玻璃纤维、kevlar纤维、碳纤维、氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷层包括氧化锆、氧化钇、氧化铝和莫来石；但是，制备过程复杂，操作参数难以精确控制，所制备的机翼外壳韧性欠佳。

申请号200910234391.2的中国专利公开了一种复合材料机翼蒙皮及其驱动方法，蒙皮采用波纹构型，利用形状记忆合金驱动器实现机翼蒙皮拉伸变形。但上述发明专利所制造的机翼蒙皮抗冲击性能较差。

因此，开发一种制备方法简便，材料性能良好的机翼蒙皮用合金材料，十分有市场前景。

发明内容

为了克服上述现有技术缺陷，本发明的目的在于提供一种机翼蒙皮用合金材料，具有优良的抗腐蚀性能，机械强度高，抗蠕变性能好，有效地解决了上述问题。

为了解决上述技术问题，本发明采取如下的技术方案：

一种机翼蒙皮用合金，组成元素包括：银、锰、磷、硫、硅、铜、镍、铬、钒、镧、铈、镨、钕、镁、铝，其中，上述元素的重量份包括Ag的含量为0.01％～0.08％、Mn的含量为0.06％～1.5％、Si的含量为0.05％～0.15％、Cu的含量为0.21％～0.30％、Ni的含量为9.0％～12.0％、Cr的含量为0.18％～0.21％、V的含量为0.02％～0.03％、La的含量为0.10％～0.20％、Ce的含量为0.01％～0.02％、Pr的含量为0.01％～0.02％、Nd的含量为0.25％～0.30％、Sm的含量为0.01％～0.04％、Eu的含量为0.01％～0.03％、Gd的含量为0.50％～3.0％、Zn的含量为0.31％～0.42％、Be的含量为0.20％～0.50％。

进一步的，所述机翼蒙皮用合金，包含0.50％～2.0％含量的Gd。

进一步的，所述机翼蒙皮用合金，包含0.01％～0.02％含量的Eu、0.60％～1.50％含量的Gd、0.015％～0.04％含量的Sm、0.20％～0.40％含量的Be、0.31％～0.40％含量的Zn。

更进一步的，所述机翼蒙皮用合金，原料组分最佳重量百分比如下：Ag为0.04％、Mn为1.1％、Si为0.075％、Cu为0.26％、Ni为10.0％、Cr为0.19％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.018％、Nd为0.27％、Sm为0.03％、Eu为0.014％、Gd为1.5％、Zn为0.36％、Be为0.25％，其余为Al。

以下，对本发明中采用的合金的成分组成的限定理由进行说明，成分组成中涉及的％指质量％。

合金中加入Ag可以显著提高合金的应力腐蚀抗力，合金中加入Ag可以降低低温时效速率，但是随着时效时间延长，硬化速率突然提高，本发明将Ag含量规定为0.01％～0.08％，优选为0.04％。Mn、Ni、Gr、Si具有极好的铸造性能和抗蚀性，与铝形成共晶体，可提高合金的高温造型性，减少收缩率，无热裂倾向。考虑到航空的具体实际，本发明将Si含量规定为0.50％～0.60％，优选为0.075％，Ni含量规定为9.0％～12.0％，优选为10.0％，Cr含量规定为0.18％～0.21％，优选为0.19％，Mn含量规定为0.06％～1.5％，优选为1.1％。Cu有很好的延展性，铜和铝组成固溶体，增加含铜量，能提高合金的流动性，抗拉强度和硬度，但降低了耐蚀性和塑性，热裂倾向增大，本发明将Cu含量规定为0.21％～0.30％，优选为0.26％。Zn在铝合金中能提高流动性，增加热脆性，降低耐蚀性，故应控制锌的含量在规定范围中。含锌量很高的铝合金却具有较好的铸造性能和机械性能，切削加工也比较好，本发明将铝合金材料中Zn含量规定为0.31％～0.42％，优选为0.36％。在铝合金中加人较高量Be、V时，可增大合金力度、硬度和抗震能力，防止产生颗粒，提高铝合金微观组织的均匀性，也可提高冶炼过程中回火的稳定性，加速合金时效进程并提高时效硬度，提高硬度近1倍，同时还可增加时效析出相数目、减小其尺寸，本发明将铝合金材料中Be含量规定为0.20％～0.50％，优选为0.25％；V含量规定为0.02％～0.03％，优选为0.025％。

La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm是稀土元素，稀土元素加入铝合金中，能够提高合金材料的机械强度和抗腐蚀性，使铝合金熔铸时增加成分过冷，细化晶粒，减少二次晶间距，减少合金中的气体和夹杂，并使夹杂相趋于球化。还可降低熔体表面张力，增加流动性，有利于浇注成锭，对工艺性能有着明显的影响；使制备的铝合金具有好的高温强度和长期抗蠕变性能。本发明将合金中La含量规定为0.10％～0.20％，优选为0.15％；Pr为0.01％～0.02％，优选为0.018％；Ce为0.01％～0.02％，优选为0.015％；Nd为0.25％～0.30％，优选为0.27％；Gd为0.50％～3.0％，优选为1.5％；Eu为0.01％～0.03％，优选为0.014％；Sm为0.01％～0.04％，优选为0.03％。

本发明的另一个目的，在于提供采用如上所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，制备步骤包括：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm熔融，搅拌20分钟～30分钟，然后加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al熔融，搅拌1小时，待完全融合后冷却至室温，得到粗制成形合金材料；

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在500℃至550℃下均化3小时至4小时，通过锻造方式，以600℃至650℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品；

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率1％至5％对所述产品进行受控拉伸；

合金材料回火步骤S04：通过在120℃至170℃下加热6至10小时对所述产品进行回火，经降温降至室温；

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置300小时至400小时；

合金材料回火步骤S06：将合金材料在100℃至120℃下保温20小时至24小时，然后经降温降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

进一步的，在粗制成形合金材料制备步骤S01中，所述La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm熔融条件为：在1700℃～1800℃的温度下熔融0.5小时，总升温时间为1小时。

进一步的，在粗制成形合金材料制备步骤S01中，所述加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al熔融条件为：在1700℃～1800℃的温度下熔融0.5小时，总升温时间为1小时。

进一步的，在粗制成形合金材料制备步骤S01中，冷却的速率为200℃/小时～250℃/小时。

进一步的，在合金材料回火步骤S04中，冷却的速率为120℃/小时～170℃/小时。

进一步的，在合金材料回火步骤S06中，冷却的速率为100℃/小时～120℃/小时。

本发明的优点是：

本发明所提供的合金添加La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu、Sm稀土金属对铝合金进行改性，熔融后搅拌20分钟～30分钟，增加了材料的耐腐蚀性和硬度，从而提高了所制备金属的使用寿命，Ag、Mn、Si、Ni、Cr、V、Be对材料的硬度进行调节，保证材料的机械性能，Cu、Zn能够提升材料的韧性，保证材料的硬度和韧性能够协调；材料以永久变形率1％至5％对所述产品进行受控拉伸经后定型，进一步的在自然环境中放置300小时至400小时进行人工时效，能够保持和进一步提升合金的物理性能，是各种成分充分融合；通过100℃至120℃下保温20小时至24小时的回火和200℃/小时～250℃/小时的速率降温，能够使制备的合金的抗蠕变性能良好，且组织均匀、成分稳定；采用回火后急剧降温的工艺方式，使材料在力学性能、成型性能、组织均匀性、偏析性等方面进一步提升。所制备的合金材料能够很好地适应复杂的航空条件要求。

具体实施方式

以下给出本发明的具体实施例，用来对本发明作进一步详细说明。

实施例1

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.04％、Mn为1.1％、Si为0.075％、Cu为0.26％、Ni为10.0％、Cr为0.19％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.018％、Nd为0.27％、Sm为0.03％、Eu为0.014％、Gd为1.5％、Zn为0.36％、Be为0.25％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1780℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌23分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1780℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以220℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在530℃下均化3.5小时，通过锻造方式，以630℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率1.5％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在127℃下加热7小时对所述产品进行回火，经127℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置340小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在112℃下保温23小时，然后经112℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例2

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.01％、Mn为0.06％、Si为0.05％、Cu为0.21％、Ni为9.0％、Cr为0.18％、V为0.02％、La为0.10％、Ce为0.01％、Pr为0.01％、Nd为0.25％、Sm为0.01％、Eu为0.01％、Gd为0.5％、Zn为0.31％、Be为0.20％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1700℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌20分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1700℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以200℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在500℃下均化3小时，通过锻造方式，以600℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率1.0％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在120℃下加热6小时对所述产品进行回火，经120℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置300小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在100℃下保温20小时，然后经100℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例3

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.08％、Mn为1.5％、Si为0.15％、Cu为0.30％、Ni为9.0％、Cr为0.21％、V为0.03％、La为0.20％、Ce为0.02％、Pr为0.02％、Nd为0.30％、Sm为0.04％、Eu为0.03％、Gd为3.0％、Zn为0.42％、Be为0.50％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1800℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌30分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1800℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以250℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在550℃下均化4小时，通过锻造方式，以650℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率5％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在170℃下加热10小时对所述产品进行回火，经170℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置400小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在120℃下保温24小时，然后经120℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例4

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.045％、Mn为1.05％、Si为0.10％、Cu为0.255％、Ni为10.5％、Cr为0.195％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.015％、Nd为0.275％、Sm为0.025％、Eu为0.015％、Gd为17.5％、Zn为0.365％、Be为0.35％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1750℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌25分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1750℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以225℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在525℃下均化3.5小时，通过锻造方式，以625℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率3％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在145℃下加热8小时对所述产品进行回火，经145℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置350小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在110℃下保温22小时，然后经110℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例5

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.04％、Mn为1.1％、Si为0.075％、Cu为0.26％、Ni为10.0％、Cr为0.19％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.018％、Nd为0.27％、Sm为0.03％、Eu为0.014％、Gd为0.5％、Zn为0.36％、Be为0.25％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1790℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌24分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1780℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以210℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在520℃下均化3.5小时，通过锻造方式，以610℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率2.5％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在130℃下加热9小时对所述产品进行回火，经130℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置390小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在115℃下保温21小时，然后经115℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例6

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.01％、Mn为0.06％、Si为0.05％、Cu为0.21％、Ni为9.0％、Cr为0.18％、V为0.02％、La为0.10％、Ce为0.01％、Pr为0.01％、Nd为0.25％、Sm为0.01％、Eu为0.01％、Gd为2.0％、Zn为0.31％、Be为0.20％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1760℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌28分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1760℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以210℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在510℃下均化3小时，通过锻造方式，以610℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率4.0％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在160℃下加热7.5小时对所述产品进行回火，经160℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置310小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在105℃下保温21小时，然后经105℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例7

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.08％、Mn为1.5％、Si为0.15％、Cu为0.30％、Ni为9.0％、Cr为0.21％、V为0.03％、La为0.20％、Ce为0.02％、Pr为0.02％、Nd为0.30％、Sm为0.015％、Eu为0.01％、Gd为0.6％、Zn为0.42％、Be为0.40％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1705℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌27分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1795℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以245℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在545℃下均化4小时，通过锻造方式，以645℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料回火步骤S04：通过在165℃下加热9.5小时对所述产品进行回火，经165℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置380小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在117℃下保温23小时，然后经117℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例8

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.045％、Mn为1.05％、Si为0.10％、Cu为0.255％、Ni为10.5％、Cr为0.195％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.015％、Nd为0.275％、Sm为0.0275％、Eu为0.015％、Gd为1.05％、Zn为0.355％、Be为0.30％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1745℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌24分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1754℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以228℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在528℃下均化3.5小时，通过锻造方式，以628℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率3.5％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在148℃下加热8小时对所述产品进行回火，经148℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在118℃下保温22小时，然后经118℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实施例9

一种机翼蒙皮用合金，其原料组分包括：

Ag为0.045％、Mn为1.05％、Si为0.10％、Cu为0.255％、Ni为10.5％、Cr为0.195％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.015％、Nd为0.275％、Sm为0.04％、Eu为0.015％、Gd为1.50％、Zn为0.40％、Be为0.40％，其余为Al。

其制备方法包括以下步骤：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm在1775℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌26分钟，再加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al在1774℃条件下下熔融0.5小时，总升温时间为1小时，然后搅拌1小时，待完全融合后以237℃/小时的降温速率冷却至室温，得到粗制成形合金材料。

合金材料均化步骤S02：将所述粗制成形合金材料在538℃下均化3.5小时，通过锻造方式，以638℃的初始热变形温度使所述粗制成形合金材料热变形，以获得锻造产品。

合金材料拉伸步骤S03：以永久变形率2％对所述锻造产品进行受控拉伸。

合金材料回火步骤S04：通过在138℃下加热8小时对所述产品进行回火，经138℃/小时的降温速率降至室温。

合金材料自然时效步骤S05：将合金材料在自然环境中放置360小时。

合金材料回火步骤S06：将合金材料在113℃下保温23小时，然后经113℃/小时的降温速率降至室温得到机翼蒙皮用合金材料。

实验例1

将本发明实施例1～9合金材料与普通铝合金机翼蒙皮相比较，其性能结果如下表1。

表1性能比较

由上述试验例可见，本发明合金材料的各项性能均高于普通铝合金机翼蒙皮，更加适合用于飞机机翼的蒙皮材料。

以上仅为本发明的优选实施例及实验例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，所述合金的制备步骤包括：

粗制成形合金材料制备步骤S01：将La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm熔融，搅拌20分钟～30分钟，然后加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al熔融，搅拌1小时，待完全融合后冷却至室温，得到粗制成形合金材料；其中，各组份的质量百分含量为：La的含量为0.10％～0.20％、Ce的含量为0.01％～0.02％、Pr的含量为0.01％～0.02％、Nd的含量为0.25％～0.30％、Sm的含量为0.01％～0.04％、Eu的含量为0.01％～0.03％、Gd的含量为0.50％～3.0％、Ag的含量为0.01％～0.08％、Mn的含量为0.06％～1.5％、Si的含量为0.05％～0.15％、Cu的含量为0.21％～0.30％、Ni的含量为9.0％～12.0％、Cr的含量为0.18％～0.21％、V的含量为0.02％～0.03％、Zn的含量为0.31％～0.42％、Be的含量为0.20％～0.50％，其余为Al；

2.根据权利要求1所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，所述机翼蒙皮用合金按重量百分比计含有如下组分：Ag为0.04％、Mn为1.1％、Si为0.075％、Cu为0.26％、Ni为10.0％、Cr为0.19％、V为0.025％、La为0.15％、Ce为0.015％、Pr为0.018％、Nd为0.27％、Sm为0.03％、Eu为0.014％、Gd为1.5％、Zn为0.36％、Be为0.25％，其余为Al。

3.根据权利要求1所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，粗制成形合金材料制备步骤S01中，所述La、Ce、Pr、Nd、Gd、Eu和Sm熔融条件为：在1700℃～1800℃的温度下熔融0.5小时，总升温时间为1小时。

4.根据权利要求1所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，粗制成形合金材料制备步骤S01中，所述加入Ag、Mn、Cu、Ni、Cr、V、Zn、Be、Si、Al熔融条件为：在1700℃～1800℃的温度下熔融0.5小时，总升温时间为1小时。

5.根据权利要求1所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，粗制成形合金材料制备步骤S01中，冷却的速率为200℃/小时～250℃/小时。

6.根据权利要求1所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，合金材料回火步骤S04中，冷却的速率为120℃/小时～170℃/小时。

7.根据权利要求1所述的机翼蒙皮用合金的制备方法，其特征在于，合金材料回火步骤S06中，冷却的速率为100℃/小时～120℃/小时。