CN116479296A - 一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金及其制备方法及应用 - Google Patents

一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金及其制备方法及应用 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机机匣增材制造Al‑Mg‑Sc‑Zr‑Ce合金及其制备方法和应用，按质量分数计，由以下组分组成：Mg：4.5～5wt％；Sc：0.5～0.8wt％；Zr：0.2～0.4wt％；Ce：0.3～0.4wt％；Mn：0.4～0.65wt％；Ti：0.1～0.2wt％；其余为Al。本发明在传统Al‑Mg‑Sc‑Zr‑Ce合金中加入少量稀土元素Ce，对合金成分进行优化，开发出了新型Al‑Mg‑Sc‑Zr‑Ce耐热铝合金，打印件经热处理后各项性能均有明显提升，可满足航空发动机机匣对合金材料提出的轻质高强需求。

Description

一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金及其制备 方法及应用
技术领域
本发明属于增材制造3D打印技术领域，具体涉及到一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金及其制备方法和应用。
背景技术
Al-Mg-Sc-Zr合金由于其优良的耐腐蚀性能、高塑性以及良好的阻裂效果，在航空航天领域具有广泛应用。随着航天事业的飞速发展，对发动机机匣零件的材料、结构提出了越来越高的要求，机匣的整体结构也趋于复杂化。相较于传统铸造方法，3D打印技术在发动机机匣零件生产过程中存在以下几大优势：第一，适用于复杂零件成形，航空发动机由于性能要求呈现出了大量形状复杂的零件制造，采用3D打印可以在较低成本下完成产品制造。第二，可减少装配并减重，通过拓扑结构设计，可以打印组合零件、空心零件，达到零件轻量化要求。第三，适用于多样化产品，航空发动机零件在研制过程中需要反复修改设计，3D打印不需要进行模具的修改。
SLM成形的高性能Al-Mg-Sc-Zr合金在3D打印独特的快速凝固机制影响下，固溶强化、细晶强化以及析出Al3(Sc，Zr)粒子的沉淀强化等多种强化机制共同作用，合金性能得到显著提升。
但目前SLM成形Al-Mg-Sc-Zr合金仍存在以下几个问题：(1)快速凝固过程中较大的温度梯度会导致热裂纹的产生，虽然Sc、Zr元素的加入一定程度上可以有所改善，但热裂倾向仍然存在。(2)在快速凝固机制影响下，熔池底部的气孔在上浮过程中被固溶在合金中，对合金结构性能产生影响。(3)航天领域的不断创新要求合金材料不断向轻量化、高强化、耐热化发展，需要在合金成分设计、打印参数优化、后期热处理方式等方面进一步探索。
发明内容
本部分的目的在于概述本发明的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本申请的说明书摘要和发明名称中可能会做些简化或省略以避免使本部分、说明书摘要和发明名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本发明的范围。
鉴于上述和/或现有技术中存在的问题，提出了本发明。
本发明的其中一个目的是提供一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金，对合金成分进行优化，打印件经热处理后各项性能均有明显提升，可满足航空发动机机匣对合金材料提出的轻质高强需求。
为解决上述技术问题，本发明提供了如下技术方案：一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金，按质量分数计，由以下组分组成：Mg：4.5～5wt％；Sc：0.5～0.8wt％；Zr：0.2～0.4wt％；Ce：0.3～0.4wt％；Mn：0.4～0.65wt％；Ti：0.1～0.2wt％；其余为Al。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的一种优选方案，其中：所述Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金具有如下特性：
(i)室温抗拉强度超过550MPa，室温断裂伸长率超过11％；
(ii)300℃下抗拉强度超过580MPa，断裂伸长率超过12％；
(iii)平均硬度超过160HV0.5。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的一种优选方案，其中：按质量分数计，由以下组分组成：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
本发明的另一个目的是提供如上述所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，包括，
根据所述的质量分数，称取各组分，配制原料，经真空熔炼、气雾化处理，制得合金粉末；
将合金粉末进行筛分、干燥处理；
经过干燥处理后进行3D打印；
进行时效处理。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法的一种优选方案，其中：所述真空熔炼，真空度为4～6×10-3Pa，熔炼温度为750～850℃。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法的一种优选方案，其中：所述气雾化处理，于氩气氛围下进行，氩气的纯度为99.99％，雾化压力为5～6MPa。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法的一种优选方案，其中：所述进行筛分，筛分后合金粉末平均粒径为15～53μm。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法的一种优选方案，其中：所述进行3D打印，成形参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为200～400W，扫描速度为800～1200W，层厚为0.02～0.05mm，扫描间距为0.1～0.2mm，层间转角67°。
作为本发明航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法的一种优选方案，其中：所述进行时效处理，时效处理温度为300～350℃，保温时间为8～10h。
本发明的另一个目的是提供如上述所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金在发动机机匣制备中的应用。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
本发明通过对Al-Mg-Sc-Zr合金成分进行改善，加入了少量稀土元素Ce和Ti元素，形成了Al-Al11Ce3、Al20Mn2Ce、TiAl2等新相，能够显著细化晶粒，降低了传统Al-Mg-Sc-Zr合金的热裂倾向，减少了由夹杂物引发的各类缺陷，还提高了合金的高温热稳定性以及耐腐蚀性能。
通过上述方案制备Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金粉末，与打印参数优化相结合，经过时效处理后所得到的产品零件晶粒组织细小均匀，无裂纹，具有优异的力学性能，其中抗拉强度超过550MPa，断裂伸长率超过11％，平均硬度超过160HV0.5，可满足航空零件对材料提出的轻质高强等高要求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，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性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。其中：
图1为实施例1制备的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金粉末扫描形貌图；
图2为实施例1制备的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金零部件扫描图；
图3为实施例2制备的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金零部件扫描图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合说明书实施例对本发明的具体实施方式做详细的说明。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
其次，此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本发明至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本说明书中不同地方出现的“在一个实施例中”并非均指同一个实施例，也不是单独的或选择性的与其他实施例互相排斥的实施例。
如无特别说明，实施例中所采用的原料均为商业购买。
实施例1
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.2wt％；Mn：0.3wt％；Ti：0.1wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼：按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉：将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分：对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥：将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。其粉末形貌如图1所示。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。
对得到的3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金进行热处理：时效温度为325℃，保温时间为10h，空冷，得到3D打印构件。
所得构件显微组织如图2所示，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.2％，抗拉强度为546MPa，断裂伸长率为11％，平均硬度达到153HV0.5。
实施例2
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.25wt％；Mn：0.4wt％；Ti：0.15wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。
对得到的3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金进行热处理：时效温度为325℃，保温时间为10h，空冷，得到3D打印构件。
所得构件显微组织如图3所示，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.4％，抗拉强度为553MPa，断裂伸长率为11.7％，平均硬度达到162HV0.5。
实施例3
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.3wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。
对得到的3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金进行热处理：时效温度为325℃，保温时间为10h，空冷，得到3D打印构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.5％，抗拉强度为561MPa，断裂伸长率为12.1％，平均硬度达到172HV0.5。
实施例4
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。
对得到的3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金进行热处理：时效温度为325℃，保温时间为10h，空冷，得到3D打印构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.4％，抗拉强度为567MPa，，断裂伸长率为12.4％，平均硬度达到170HV0.5。
实施例5
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.6wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。
对得到的3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金进行热处理：时效温度为325℃，保温时间为10h，空冷，得到3D打印构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.5％，抗拉强度为563MPa，断裂伸长率为12％，平均硬度达到165HV0.5。
实施例6
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.6wt％；Ti：0.15wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。
对得到的3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金进行热处理：时效温度为325℃，保温时间为10h，空冷，得到3D打印构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.3％，抗拉强度为558MPa，，断裂伸长率为12.2％，平均硬度达到159HV0.5。
实施例7
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。所得合金不进行时效处理，得到打印态Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.4％，抗拉强度为530MPa，平均硬度为168HV0.5。
实施例8
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.6wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1000mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。所得合金不进行时效处理，得到打印态Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，无明显孔洞缺陷，致密度高；通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.2％，抗拉强度为521MPa，平均硬度为161HV0.5。
实施例9
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为800mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。所得合金不进行时效处理，得到打印态Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金构件。
所得构件显微组织明显，无明显孔洞缺陷，致密度高，但样品出现明显宏观裂纹，力学性能不佳。通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为99.6％，室温抗拉强度为472MPa，断裂伸长率为8.7％，平均硬度为165HV0.5。
实施例10
配置航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金成分，按质量分数计，包括下述组分：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
上述合金粉末制备方法如下：
(1)真空熔炼，按各元素比例称取金属块原料置于真空感应炉中加热熔炼为预合金；
(2)雾化制粉，将上述预合金转入雾化罐内，利用氩气制粉；
(3)机械筛分，对上述预合金粉进行过目筛分处理，得到粒径范围为15～53μm的金属粉末；
(4)保温干燥，将筛分后的粉末放入干燥箱，保温时间12小时，保温温度为90℃。
以上粉末进行3D打印，3D打印的激光参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为300W，扫描速度为1200mm/min，层厚为0.02mm，扫描间距为0.2mm，层间转角67°，得到3D打印Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金。所得合金不进行时效处理，得到打印态Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金构件。
所得构件显微组织明显，无明显裂纹，有较多孔洞缺陷，由于激光能量密度较低，粉末熔化不充分，样品致密度较低。通过对零部件的力学性能测试可以发现，致密度为98.9％，室温抗拉强度为453MPa，断裂伸长率为7.3％，平均硬度为151HV0.5。
实施例1～10得到的各合金构件的各项力学性能统计表如表1所示。
表1
本发明经3D打印得到得产品组织细小均匀，无裂纹，几乎无孔洞缺陷，时效处理前构件室温抗拉强度为520～530MPa，经热处理后，构件强度、断裂伸长率均有所提高，硬度未见明显改变，抗拉强度超过550MPa，断裂伸长率超过11％，平均硬度超过160HV0.5；300℃下抗拉强度超过380MPa，断裂伸长率超过12％，有望满足航空零件对材料提出的轻质高强等高要求。
以上合金的成分设计，综合考虑到固溶强化、细晶强化、第二相粒子强化等多种强化机制，除了Al、Mg、Sc、Zr为主要元素外，还加入了Ce、Mn、Ti元素。成分设计依据如下：
在3D打印快速凝固作用下，合金中Sc元素作用在于与Al生成脱溶Al3Sc相，Al3Sc细小粒子在基体中弥散分布导致非均匀形核，可有效抑制再结晶，改善合金强韧性；Al3Sc析出相还能有效钉扎晶界，存在时效硬化特性，经时效处理后可进一步提高合金性能。Zr元素作用在于可生成脱溶Al3Zr相，还能与Al3Sc形成固溶体Al3(Sc、Zr)，作为非均质形核剂，同时还能降低金属液体表面张力，减小临界晶核形核功，细化晶粒，从而显著减少裂纹的形成，增强合金的强度和韧性。稀土元素Ce作用在于增加合金成分过冷，减少合金中的气体和夹杂物，并使夹杂物趋于球化。在Mg元素的共同作用下还可激发稀土元素的变质作用，提升合金的整体性能。Ce元素还可形成Al-Al11Ce3共生相以及亚稳相Al20Mn2Ce，其中Al-Al11Ce3共生相与α-Al晶体结构相似，可作为凝固时的异质形核点；亚稳相Al20Mn2Ce可有效细化晶粒，降低裂纹敏感性，提高合金的耐腐蚀性能。Mn元素作用在于形成MnAl6弥散质点，提高再结晶温度，显著细化再结晶晶粒。Ti元素作用在于与Al形成TiAl2相，结晶时成为非自发核心，起到细化晶粒和组织的作用。
此外，以上几种元素相互作用还可产生新的强化耐热化效果，进一步提升了所述Al-Mg-Cr-Zr-Ce合金的力学性能和耐热性。
由实施例1～6横向比较可知，实施例4所示成分设计合金性能最佳，其成分配比为Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；稀土元素Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。当Ce含量较高时，凝固过程中的溶质再分配可增大固/液界面前沿过冷度，从而在成分过冷区形成新的形核带从而形成细小的等轴晶产生强化。而Al-Mn合金属不可热处理强化合金，本发明中Mn的含量极低，但当Mn含量较多(如实施例5、6所示)，会使得热处理后构件性能有所降低。
应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金，其特征在于：按质量分数计，由以下组分组成：Mg：4.5～5wt％；Sc：0.5～0.8wt％；Zr：0.2～0.4wt％；Ce：0.3～0.4wt％；Mn：0.4～0.65wt％；Ti：0.1～0.2wt％；其余为Al。
2.如权利要求1所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金，其特征在于：所述Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金具有如下特性：
(i)室温抗拉强度超过550MPa，室温断裂伸长率超过11％；
(ii)300℃下抗拉强度超过580MPa，断裂伸长率超过12％；
(iii)平均硬度超过160HV0.5。
3.如权利要求1或2所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金，其特征在于：按质量分数计，由以下组分组成：Mg：4.5wt％；Sc：0.6wt％；Zr：0.3wt％；Ce：0.35wt％；Mn：0.5wt％；Ti：0.2wt％；其余为Al。
4.如权利要求1～3中任一项所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，其特征在于：包括，
根据权利要求1或3所述的质量分数，称取各组分，配制原料，经真空熔炼、气雾化处理，制得合金粉末；
将合金粉末进行筛分、干燥处理；
经过干燥处理后进行3D打印；
进行时效处理。
5.如权利要求4所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，其特征在于：所述真空熔炼，真空度为4～6×10-3Pa，熔炼温度为750～850℃。
6.如权利要求5所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，其特征在于：所述气雾化处理，于氩气氛围下进行，氩气的纯度为99.99％，雾化压力为5～6MPa。
7.如权利要求6所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，其特征在于：所述进行筛分，筛分后合金粉末平均粒径为15～53μm。
8.如权利要求5～7中任一项所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，其特征在于：所述进行3D打印，成形参数为：基板预热温度为200℃，激光扫描功率为200～400W，扫描速度为800～1200W，层厚为0.02～0.05mm，扫描间距为0.1～0.2mm，层间转角67°。
9.如权利要求8所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金的制备方法，其特征在于：所述进行时效处理，时效处理温度为300～350℃，保温时间为8～10h。
10.如权利要求1～3中任一项所述的航空发动机机匣增材制造Al-Mg-Sc-Zr-Ce合金在发动机机匣制备中的应用。
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