本发明涉及铝合金制备，具体涉及一种超大型飞机翼肋用高强高韧al-zn-mg-cu铝合金型材及其制备方法。
背景技术：
1、铝合金具有比重小、比强度高、比刚度高、加工性能优良、成本低等特点，被广泛应用于航空航天、交通运输、船舶、机械电器等国防工业和民用工业中。其中，al-zn-mg-cu合金因具有高强度、低的密度、较好的耐腐蚀和抗疲劳性能而被广泛用于航空航天领域。作为飞机机翼的主要结构材料，现有的al-zn-mg-cu合金(如7150，7055，7449)能够满足当前机翼结构以及大的起飞重量对机翼结构材料(主要为上翼结构材料)所提出的性能要求，即能够满足飞机在飞行过程中上翼所需承受的高的压应力并具备一定程度的断裂韧性。
2、然而，随着航空航天技术的发展，研究出具有更大尺寸的超大型以及具备超大载荷能力的喷气式飞机，这对机翼结构材料提出了新的要求以满足其新的设计准则。对这种超大型飞机来说，其机翼上翼除了要满足在飞行过程中所承受的高的压应力外，还要能够满足在降落过程中所承受的高的拉应力，这种拉应力源于更大更重的机翼和超大的机体重量使飞机在降落过程中所产生的向下的弯曲载荷。当前al-zn-mg-cu合金虽然能达到超大型飞机对强度的要求，但其断裂韧性在这种全新的使用环境下不能满足要求，这一缺点制约着超大型飞机机翼结构的发展。因此，为适应新型大飞机机翼力学性能的要求，新型al-zn-mg-cu合金的开发偏向于更高的韧性以及较高的强度。但通常来说，断裂韧性随着材料的强度提升而下降，对于钢、钛、铝、镁等金属及其合金而言，随着屈服强度的升高，断裂韧性都呈现下降趋势。因此，目前亟待解决的问题是如何在保持高强度的同时兼备优异的断裂韧性。
技术实现思路
1、为解决上述技术问题，本发明提供了一种超大型飞机翼肋用高强高韧al-zn-mg-cu铝合金型材及其制备方法，能够在保持高强度的同时兼备优异的断裂韧性。
2、本发明采用的技术方案为：
3、第一方面，本发明提供一种超大型飞机翼肋用高强高韧al-zn-mg-cu铝合金型材，所述al-zn-mg-cu铝合金型材的合金成分包括：以质量百分比计，zn 5.5～5.8％、mg 1.6～1.9％、cu1.9～2.5％、mn 0.2～0.3％、zr 0.1～0.2％、cr 0.1～0.2％、ti 0.1～0.2％、fe≤0.12％、si≤0.1％，其余为al及不可避免的杂质，且单个杂质含量不超过0.05％，杂质合计含量不超过0.15％。
4、进一步地，所述zn、mg的质量比为2.9～3.6，zn、mg、cu的合计质量百分比为9.0～9.8％。
5、进一步地，所述al-zn-mg-cu铝合金型材的抗拉强度≥70ksi，屈服强度≥59ksi，延伸率≥12％，沿l-t方向的断裂韧性≥38mpa·m1/2，沿t-l方向的断裂韧性≥29mpa·m1/2。
6、本发明还提供一种超大型飞机翼肋用高强高韧al-zn-mg-cu铝合金型材的制备方法，包括步骤：
7、(1)按照al-zn-mg-cu铝合金的合金成分配比计算原料用量并备料，经熔炼铸造得到al-zn-mg-cu铝合金铸锭；
8、(2)对al-zn-mg-cu铝合金铸锭进行双级均匀化退火处理；
9、(3)对均匀化后的铸锭进行热挤压成型，获得f态al-zn-mg-cu铝合金挤压型材；
10、(4)对f态al-zn-mg-cu铝合金挤压型材进行固溶处理；
11、(5)对固溶处理后的al-zn-mg-cu铝合金挤压型材进行拉伸矫直；
12、(6)对拉伸矫直后的al-zn-mg-cu铝合金挤压型材进行二级人工时效，得到高强高韧al-zn-mg-cu铝合金型材成品。
13、进一步地，所述步骤(1)中熔炼铸造过程具体为：先按照重熔锭、铜板、锌锭、废料、铝铬中间合金、铝锆中间合金的顺序向熔炼炉内加入配比完成后的原料，待熔炼炉内原料全部熔化后，测量熔体温度，在熔体温度为700～745℃时进行扒渣；然后将熔体加热至725～745℃并加入镁锭和铝铍合金，待熔体全部化平后再加入铝钛中间合金，并进行精炼、除气、过滤，然后将熔体转炉至保温炉静置20～30min后进行铸锭浇铸，浇铸过程中控制流盘热端铸造温度为685～705℃。
14、进一步地，所述步骤(2)中双级均匀化退火工艺为：
15、第一级均匀温度为455～465℃，保温时间为4～8h，升温速率为50～70℃/h；
16、第二级均匀化温度为470～480℃，保温时间为24～48h，升温速率为10～30℃/h。
17、进一步地，所述步骤(3)中挤压参数为：模具温度为390～420℃，模具保温时间为6～12h；铸锭加热温度为390～410℃，保温时间为10～30min；挤压筒温度为380～420℃，挤压速度为0.5～1.0mm/s。
18、进一步地，所述步骤(3)中对于工字梁型材，挤压时所采用的模具为双模孔模具，模具的模孔为左右分布且呈中心对称。
19、进一步地，所述步骤(4)中固溶处理温度为472～482℃，保温时间为120～180min，淬火延迟时间不超过15s，固溶处理后采用浸入式水冷的淬火方式，浸入时间为10～15min，淬火前后水温控制在25℃以下。
20、进一步地，所述步骤(5)中拉伸矫直变形率为2.0～3.0％。
21、进一步地，所述步骤(6)中双级人工时效工艺为：
22、第一级人工时效温度为120±5℃，保温时间为10～12h；
23、第二级人工时效温度为160±5℃，保温时间为8～10h。
24、在上述技术方案中，本发明通过如下几个方面相结合保证al-zn-mg-cu铝合金型材同时具备高强度及高断裂韧性：
25、第一方面，本发明对al-zn-mg-cu系铝合金的合金成分进行优化，其中，主要对合金元素zn、mg、cu的含量进行优化，调整zn、mg的质量比为2.9～3.6，zn、mg、cu的合计质量百分比为9.0～9.8％，促进晶界析出相mgzn2相呈细小弥散析出，而非连续晶界析出，如果zn、mg含量过高，如zn 5.8-6.9％、mg 2.2-2.5％，虽然能够提高强度，但会导致晶界析出相mgzn2过多而形成连续网状结构，成为裂纹扩展通道；另外，还降低fe、si含量来减少al7cu2fe、mg2si等脆性金属间化合物，降低裂纹萌生概率。通过以上合金成分优化，降低晶界脆性，提高裂纹扩展阻力。另外，还加入一定的zr元素，调控晶粒组织均匀性，使晶粒细小均匀，通过细晶强化提高一定的强度；
26、第二方面，本发明还在合金成分优化基础上，对挤压模具的模孔布局进行优化，将模具设计为双模孔模具，两个模孔为左右分布并呈中心对称，能够通过模孔布局调整金属流动，可以有效控制晶粒形态及尺寸，有效的提升材料的断裂韧性；同时，模孔布局变化，会影响应力分布，而应力会对时效过程具有一定的促进作用，这里的促进作用主要是指强化时效作用，能够在一定程度上提升材料的强度；
27、第三方面，本发明还在合金成分优化基础上，调整固溶工艺以及时效工艺，弥补由合金成分优化带来的强度损失。具体地，固溶处理时，采用472～482℃*120～180min的固溶工艺，并采用浸入式水冷的淬火方式，浸入时间为10～15min，该固溶处理通过在较高温度下充分溶解晶界及晶内的η(mgzn2)和s(al2cumg)等第二相，形成过饱和固溶体，为后续析出强化提供必要的元素基础；同时，优化保温时间可有效抑制晶界局部熔化和元素偏聚；时效处理时，采用120±5℃*10～12h+160±5℃*8～10h的双级时效工艺，通过该时效工艺调控温度与时间，控制η′相的形核密度、尺寸和分布状态，直接影响合金的强化行为与断裂机制。本发明采用双级时效(先低温促进η′形核，再中温促进其长大与均匀分布)，可获得大量弥散分布于晶内的细小η′相，实现高强度；同时，还能抑制晶界粗大η相连续析出，有助于提高晶界韧性与抗腐蚀能力。即整体上，本发明通过固溶–时效制度的协同优化，有效实现了析出相形态从粗大连续向细小弥散的转变，推动强度与断裂韧性的协同提升。
28、本发明的有益效果为：
29、本发明提供了一种超大型飞机翼肋用高强高韧al-zn-mg-cu铝合金型材的制备方法，通过优化合金成分、调整模具模孔布局以及固溶、时效工艺，使晶粒细小且分布均匀，并促进晶界析出相mgzn2相等呈细小弥散析出，而非连续晶界析出；同时还降低晶界脆性相析出含量，即减少粗大的η相和θ相偏聚，从而不仅提高了al-zn-mg-cu铝合金的断裂韧性，同时保证了优异的强度。