CN114293077A - 一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金及制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金及制备方法，属于铝合金的技术领域。其组成为Cu：4.5‑5.5wt.％、Mn：0.25‑0.60wt.％、Ti：0.12‑0.30wt.％、Mg：<0.30wt.％、Si：<0.25wt.％、Fe：<0.20wt.％、Ag：0.20‑0.60wt.％或Sn：0.15‑0.30wt.％，余量为Al。制备方法为配料和预热、熔炼、铝液处理、加入中间合金、铸造、固溶淬火和时效处理。本发明的用于航空航天结构件的高强铝铜合金强韧性匹配效果优异，热处理后所得的高强铝铜合金铸件的组织结构也优于现有的航空航天结构件。

Description

一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金及制备方法

技术领域

本发明属于铝合金的技术领域，涉及一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金及制备方法。

背景技术

铝合金作为一种轻质结构材料，由于具有较高的比强度、良好的抗腐蚀性以及较高的热导率等，在许多工业领域上被认为是最具吸引力且具有价值的结构材料之一。其中，铸造铝合金尤其是Al-Cu合金在室温和高温下都较高的韧性和强度，在航空航天领域得到较广泛应用。

然而，随着轻质高性能材料需求的提高及新材料的飞速发展，铝合金行业迫切需要一种新型的轻质更高强韧性的铸造铝合金的诞生。

众所周知，合适的微合金添加和热处理工艺均能够提高合金材料的力学性能，其中过渡族元素及稀土元素对合金材料力学性能的提高有较高的影响，在合金材料性能调控中扮演着重要角色。

例如：中国专利CN 104630577 A公开了一种耐热铸造铝合金及其压力铸造方法，其中铝合金为铝硅铜合金，稀土元素的选择增加了生产成本，不利于工业生产；而制备过程中的压力铸造所得的材料的室温延伸率非常低。

中国专利CN 108118220 A公开了一种耐热铸造铝铜合金及制备方法，其中的合金元素添加中包含了稀贵元素Sc，不利于生产成本控制和工业推广应用。

中国专利CN 113403558 A公开了一种低孔隙率的高强耐热铸造铝铜合金及制备工艺，虽然经过了配料、熔炼和水淬、空冷，所制备的材料屈服强度和抗拉强度低于400MPa，韧性和强度不能满足航空航天结构件的需求。

中国专利CN 112662926 A公开了一种提高铸造铝铜合金室温塑性的合金化和热处理方法，其中的合金添加元素包括了同时添加Cd、Ag元素，在时效后形成Ag-Cd粒子；显然不仅合金元素的添加需要同时添加才能起到作用，而且制备的合金室温抗拉强度较低，屈服强度也是如此，强韧性的匹配度较低。

故而现有技术亟待需要一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金的材料选择和制备方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是现有技术中的铝合金材料需要在室温和高温下都具备较高的韧性和强度，而其中合金化和热处理方式成本较高，不利于工业大规模生产和推广，所得的强韧性与成本的控制难以得到有效匹配，不能满足航空航天用结构件的性能需求。

为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：

一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金，所述高强铝铜合金的化学成分按质量百分比计为Cu：4.5-5.5wt.％、Mn：0.25-0.60wt.％、Ti：0.12-0.30wt.％、Mg：<0.30wt.％、Si：<0.25wt.％、Fe：<0.20wt.％、Ag：0.20-0.60wt.％或Sn：0.15-0.30wt.％，余量为Al；其中：Si、Fe为杂质元素。

优选地，所述高强铝铜合金的组织结构为θ′和θ″或θ′和Ω。

优选地，所述高强铝铜合金，屈服强度达到430MPa以上，抗拉强度达到450MPa以上，延伸率达到5％以上。

所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝铜合金成分进行原料配比称量，对称量好的原料进行预热处理；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温，加入除渣剂和精炼剂，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Ag或纯Sn，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温；

S5、铸造：将经过步骤S4处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

优选地，所述步骤S1中的原料为纯铝、纯Sn、纯Ag和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；预热温度为180-220℃，预热时间为30-40min。

优选地，所述步骤S2中的加热至熔化的温度为750±20℃。

优选地，所述步骤S2中的原料加入电阻炉内具体为加入炉内的坩埚中，所述坩埚在加热炉中升温到130-160℃保温20-30min后，用氮化硼涂料在其内表面进行涂覆。

优选地，所述步骤S3中的降温需要降至730±10℃，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.5-1.0wt.％，精炼时间为10-20min。

优选地，所述步骤S4中的熔化后保温时间为25-30min。

优选地，所述步骤S5中的模具预热温度为250±10℃。

优选地，所述步骤S6中的固溶处理为在530±5℃下保温4-7h。

优选地，所述步骤S7中的时效处理为双级时效处理，其是先进行11-13h的自然时效处理，再进行7-13h的人工时效处理。

优选地，所述步骤S6中的自然时效处理为将步骤S5中的铸件自然时效停放。

优选地，所述步骤S6中的人工时效处理为在120±10℃下保温4-7h，再在175±5℃下保温3-6h。

本发明实施例提供的上述技术方案，至少具有如下有益效果：

上述方案中，本发明的一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金铸件中的微合金Sn或Ag元素的加入一方面细化了晶粒尺寸，另一方面降低了能量障垒，加速析出动力，提高析出相的数密度。故而，采用微合金化方法提高凝固合金的力学性能，加入提高了铝铜合金铸件的断裂韧性。

本发明中加入Sn元素提高θ′相的数密度和尺寸；加入Ag元素除了含的θ′析出相，还有大量的Ω析出相。

本发明采用了双级时效处理，在较低温度进行预时效，在合金中获得高密度的G.P区，由于G.P区通常是均匀成核的，当其达到一定尺寸后，就可以成为随后沉淀相的核心，从而提高了组织的均匀性；在稍高温度保持一定时间进行最终时效。双级时效后的合金的强度比单级时效略低，但其断裂韧性值高，并改善了合金的抗腐蚀性，提高了应力腐蚀抗力。

本发明的所述高强铝铜合金铸件的组织结构为θ′和θ″或θ′和Ω。

本发明的所述高强铝铜合金铸件，屈服强度达到430MPa以上，抗拉强度达到450MPa以上，延伸率达到5％以上。

本发明的用于航空航天结构件的高强铝铜合金铸件强韧性匹配效果优异，热处理后所得的高强铝铜合金铸件的组织结构也优于现有的航空航天结构件。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明中实施例1的一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金的TEM显微组织结构图；

图2为本发明中实施例1的一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金经过腐蚀后的显微组织结构图；

图3为本发明中实施例2的一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金的TEM显微组织结构图。

具体实施方式

为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。应当注意的是，下述实施例中描述的技术特征或者技术特征的组合不应当被认为是孤立的，它们可以被相互组合从而达到更好的技术效果。在下述实施例的附图中，各附图所出现的相同标号代表相同的特征或者部件，可应用于不同实施例中。

实施例1

一种高强铝铜合金，其化学成分按质量百分比计为：Cu：5.28wt.％、Mn：0.55wt.％、Ti：0.16wt.％、Mg：0.20wt.％、Si：0.20wt.％、Fe：0.18wt.％、Sn：0.15wt.％，余量为Al。

所述高强铸造铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝硅合金成分进行原料配比称量，原料为纯铝、纯Sn、纯Ag和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；对称量好的原料进行预热处理，预热温度为200℃，预热时间为35min；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化，温度为760℃，得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温至725℃，加入除渣剂和精炼剂，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.6wt.％，精炼时间为10min，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Ag或纯Sn，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温，熔化后保温时间为25min；

S5、铸造：将经过步骤S3处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件，预热温度为250℃；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，其是在530℃下保温7h；取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，先进行12h的自然时效处理，再进行120℃下保温6h，再在180℃下保温3h；最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

其中，如图1所示，所制备得到的高强铸造铝铜合金的析出相为θ′和θ″，其中主要是θ′相，次要是θ″相。如图2所示，经过腐蚀之后显微组织结构晶粒细小，为96.3±10.5μm。。

所制备得到的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，屈服强度达到446MPa，抗拉强度达到457MPa，延伸率达到6％。

实施例2

一种高强铝铜合金，其化学成分按质量百分比计为：Cu：4.71wt.％、Mn：0.32wt.％、Ti：0.29wt.％、Mg：0.25wt.％、Si：0.04wt.％、Fe：0.04wt.％、Ag：0.60wt.％，余量为Al。

所述高强铸造铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝硅合金成分进行原料配比称量，原料为纯铝、纯Sn、纯Ag和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；对称量好的原料进行预热处理，预热温度为180℃，预热时间为40min；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化，温度为750℃，得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温至730℃，加入除渣剂和精炼剂，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.65wt.％，精炼时间为14min，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Ag或纯Sn，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温，熔化后保温时间为30min；

S5、铸造：将经过步骤S3处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件，预热温度为240℃；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，其是在535℃下保温4h；取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，先进行11h的自然时效处理，再进行123℃下保温4h，再在175℃下保温6h；最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

其中，如图3所示，所制备得到的高强铸造铝铜合金的析出相为θ′和Ω，其中主要是Ω相，次要是θ′相。

所制备得到的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，屈服强度达到430MPa，抗拉强度达到450MPa，延伸率达到5％。

实施例3

一种高强铝铜合金，其化学成分按质量百分比计为：Cu：4.8wt.％、Mn：0.43wt.％、Ti：0.12wt.％、Mg：0.20wt.％、Si：0.22wt.％、Fe：0.17wt.％、Ag：0.20wt.％，余量为Al。

所述高强铸造铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝硅合金成分进行原料配比称量，原料为纯铝、纯Ag和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；对称量好的原料进行预热处理，预热温度为200℃，预热时间为33min；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化，温度为740℃，得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温至720℃，加入除渣剂和精炼剂，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的1.0wt.％，精炼时间为18min，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Ag，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温，熔化后保温时间为26.5min；

S5、铸造：将经过步骤S3处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件，预热温度为240℃；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，其是在531℃下保温5.6h；取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，先进行13h的自然时效处理，再进行123℃下保温6h，再在170℃下保温5.5h；最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

其中，所制备得到的高强铸造铝铜合金的析出相为θ′和Ω，其中主要是Ω相，次要是θ′相。

所制备得到的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，屈服强度达到432MPa，抗拉强度达到453MPa，延伸率达到6.3％。

实施例4

一种高强铝铜合金，其化学成分按质量百分比计为：Cu：5.1wt.％、Mn：0.38wt.％、Ti：0.19wt.％、Mg：0.23wt.％、Si：0.18wt.％、Fe：0.12wt.％、Ag：0.45wt.％，余量为Al。

所述高强铸造铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝硅合金成分进行原料配比称量，原料为纯铝、纯Ag和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；对称量好的原料进行预热处理，预热温度为190℃，预热时间为37min；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化，温度为750℃，得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温至730℃，加入除渣剂和精炼剂，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.8wt.％，精炼时间为14min，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Ag，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温，熔化后保温时间为29min；

S5、铸造：将经过步骤S3处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件，预热温度为255℃；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，其是在534℃下保温4.8h；取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，先进行12.5h的自然时效处理，再进行110℃下保温7h，再在172℃下保温3.5h；最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

其中，所制备得到的高强铸造铝铜合金的析出相为θ′和Ω，其中主要是Ω相，次要是θ′相。

所制备得到的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，屈服强度达到435MPa，抗拉强度达到456MPa，延伸率达到7.2％。

实施例5

一种高强铝铜合金，其化学成分按质量百分比计为：Cu：4.95wt.％、Mn：0.43wt.％、Ti：0.23wt.％、Mg：0.27wt.％、Si：0.20wt.％、Fe：0.15wt.％、Sn：0.19wt.％，余量为Al。

所述高强铸造铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝硅合金成分进行原料配比称量，原料为纯铝、纯Sn和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；对称量好的原料进行预热处理，预热温度为220℃，预热时间为32min；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化，温度为765℃，得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温至740℃，加入除渣剂和精炼剂，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.9wt.％，精炼时间为11min，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Sn，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温，熔化后保温时间为28min；

S5、铸造：将经过步骤S3处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件，预热温度为245℃；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，其是在532℃下保温6h；取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，先进行11h的自然时效处理，再进行124℃下保温6h，再在177℃下保温4h；最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

其中，所制备得到的高强铸造铝铜合金的析出相为θ′和θ″。

所制备得到的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，屈服强度达到440MPa，抗拉强度达到454MPa，延伸率达到5.8％。

实施例6

一种高强铝铜合金，其化学成分按质量百分比计为：Cu：5.5wt.％、Mn：0.25wt.％、Ti：0.28wt.％、Mg：0.25wt.％、Si：0.15wt.％、Fe：0.09wt.％、Sn：0.25wt.％，余量为Al。

所述高强铸造铝铜合金的制备方法，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝硅合金成分进行原料配比称量，原料为纯铝、纯Sn和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；对称量好的原料进行预热处理，预热温度为208℃，预热时间为34min；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化，温度为745℃，得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温至720℃，加入除渣剂和精炼剂，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.5wt.％，精炼时间为20min，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Sn，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温，熔化后保温时间为27min；

S5、铸造：将经过步骤S3处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件，预热温度为253℃；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，其是在533℃下保温5h；取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，先进行11.5h的自然时效处理，再进行130℃下保温5h，再在179℃下保温6h；最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

其中，所制备得到的高强铸造铝铜合金的析出相为θ′和θ″，其中主要是θ′相，次要是θ″相。

所制备得到的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，屈服强度达到435MPa，抗拉强度达到456MPa，延伸率达到6.7％。

上述方案中，本发明的一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金铸件中的微合金Sn或Ag元素的加入一方面细化了晶粒尺寸，另一方面降低了能量障垒，加速析出动力，提高析出相的数密度。故而，采用微合金化方法提高凝固合金的力学性能，加入提高了铝铜合金铸件的断裂韧性。

本发明中加入Sn元素提高θ′相的数密度和尺寸；加入Ag元素除了含的θ′析出相，还有大量的Ω析出相。

本发明采用了双级时效处理，在较低温度进行预时效，在合金中获得高密度的G.P区，由于G.P区通常是均匀成核的，当其达到一定尺寸后，就可以成为随后沉淀相的核心，从而提高了组织的均匀性；在稍高温度保持一定时间进行最终时效。双级时效后的合金的强度比单级时效略低，但其断裂韧性值高，并改善了合金的抗腐蚀性，提高了应力腐蚀抗力。

本发明的所述高强铝铜合金铸件的组织结构为θ′和θ″或θ′和Ω。

本发明的所述高强铝铜合金铸件，屈服强度达到430MPa以上，抗拉强度达到450MPa以上，延伸率达到5％以上。

本发明的用于航空航天结构件的高强铝铜合金铸件强韧性匹配效果优异，热处理后所得的高强铝铜合金铸件的组织结构也优于现有的航空航天结构件。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于航空航天结构件的高强铝铜合金，其特征在于，所述高强铝铜合金的化学成分按质量百分比计为Cu：4.5-5.5wt.％、Mn：0.25-0.60wt.％、Ti：0.12-0.30wt.％、Mg：<0.30wt.％、Si：<0.25wt.％、Fe：<0.20wt.％、Ag：0.20-0.60wt.％或Sn：0.15-0.30wt.％，余量为Al。

2.根据权利要求1所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，其特征在于，所述高强铝铜合金的组织结构为θ′和θ″或θ′和Ω。

3.根据权利要求1所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金，其特征在于，所述高强铝铜合金，屈服强度达到430MPa以上，抗拉强度达到450MPa以上，延伸率达到5％以上。

4.根据权利要求1-3任一所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述制备方法包括如下步骤：

S1、配料和预热：按所述高强铝铜合金成分进行原料配比称量，对称量好的原料进行预热处理；

S2、熔炼：将步骤S1中预热后的原料加入电阻炉内加热至熔化得到熔体；

S3、铝液处理：将步骤S2的熔体充分搅拌后降温，加入除渣剂和精炼剂，精炼后扒去浮渣；

S4、加入中间合金：向步骤S3中扒去浮渣的熔体中加入铝钛硼、铝钪、纯Ag或纯Sn，充分进行搅拌，待加入合金完全熔化后保温；

S5、铸造：将经过步骤S4处理的熔体倒入已经预热好的模具内，待冷却后取出铝铜合金铸件；

S6、固溶淬火：将步骤S5得到的铝铜合金铸件放入热处理炉中进行固溶处理，取出铝铜合金铸件后放入冷水中再进行淬火处理；

S7、时效处理：将经过步骤S6处理的铝铜合金铸件进行时效处理，最后空冷至室温，得到用于航空航天结构件的高强铝铜合金。

5.根据权利要求4所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述步骤S1中的原料为纯铝、纯Sn、纯Ag和其他组分分别为Al-50％Cu、Al-20％Mn、Al-20Mg、Al-5Ti-B中间铝合金；预热温度为180-220℃，预热时间为30-40min。

6.根据权利要求4所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述步骤S2中的加热至熔化的温度为750±20℃。

7.根据权利要求4所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述步骤S3中的降温需要降至730±10℃，除渣剂和精炼剂的加入量为熔体质量的0.5-1.0wt.％，精炼时间为10-20min。

8.根据权利要求4所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述步骤S5中的模具预热温度为250±10℃。

9.根据权利要求4所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述步骤S6中的固溶处理为在530±5℃下保温4-7h。

10.根据权利要求4所述的用于航空航天结构件的高强铝铜合金的制备方法，其特征在于，所述步骤S7中的时效处理为双级时效处理，其是先进行11-13h的自然时效处理，再进行7-13h的人工时效处理。

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