一种航空发动机用高性能镁稀土合金材料及其制备方法与应用与流程

本技术涉及镁合金材料，特别是涉及一种航空发动机用高性能镁稀土合金材料及其制备方法与应用。

背景技术：

1、当前航空航天铸造构件常用的镁合金可分为四大体系：以we43a为代表的高强耐热镁合金、以ev31a为代表的高强镁合金、以vw93为代表的超高强镁合金，以及以az91为代表的无稀土镁合金。但四类合金均存在应用短板：we43a与vw93均含钇元素，熔炼中极易氧化生成难以脱除的氧化钇夹杂，浇注时易进入铸件内部引发早期失效，其中vw93仅可用于无疲劳性能要求的场景；ev31a虽不含钇，但屈服强度低于we43a，无法满足重载传动机匣的承载需求；az91性能与成本偏低，主用于汽车领域，不适配航空航天工况。此外，国内航空铸件常用的zm2、zm5、zm6镁合金同样存在强度不足的问题，难以适配高载荷服役场景。因此，开发屈服强度与we43a相当、无钇且铸造性能优良的高性能镁合金，是航空航天应用领域的迫切需求。

2、为填补无钇镁合金的性能缺口，现有技术开展了诸多探索。例如中国专利申请cn122061055a公开了一种无钇稀土镁合金，其通过调整nd、gd等稀土元素的添加量，并协同优化熔炼工艺与热处理参数，实现了无钇体系下的强度提升与抗疲劳性能改善。但该合金的综合服役性能仍有明显局限：在100±50 mpa应力水平下，其疲劳循环次数约为770万次，抗疲劳性能仍处于较低水平，难以支撑长寿命航空构件的使用要求；同时其塑性仅为4%~6%，变形协调能力不足，进一步限制了其在复杂受力工况下的应用。

3、综上，目前亟需开发一种同时兼具优异抗疲劳性能、良好塑性与高强度的无钇铸造镁合金材料，以满足航空航天领域的严苛服役需求。

技术实现思路

1、本发明要解决的技术问题是克服现有技术的无钇镁合金无法兼具优异的抗疲劳性能、塑性以及高强度的缺陷和不足，提供一种镁合金材料的制备方法。

2、本发明的另一目的是提供上述制备方法制备得到的镁合金材料。

3、本发明的另一目的是提供上述镁合金材料在制备航空装备或航天装备中的应用。

4、本发明的再一目的是提供一种镁合金制件。

5、本发明上述目的通过以下技术方案实现：

6、本发明保护一种镁合金材料的制备方法，包括如下步骤：

7、s1.将预热的mg-nd中间合金、mg-zr中间合金、mg-gd中间合金、纯zn、纯ag和纯mg熔炼后，再加入rj5精炼剂进行复合精炼，经浇注、冷却，得铸件；

8、s2.将步骤s1所得铸件进行固溶处理，在空气中淬火，再将淬火后的铸件进行时效处理，冷却，即得所述镁合金材料；

9、其中，步骤s2中，所述固溶处理的条件为：铸件先在360~380 ℃保温3~4 h，再升温至520~530 ℃保温8~10 h；

10、所述时效处理的条件为：200~220 ℃，16~20 h；

11、所述步骤s1和步骤s2均在保护气体氛围下进行；

12、所述镁合金材料按重量百分比计，包括如下组分：

13、nd 1.8%~2.5%，gd 3.4%~4.0%，zn 0%~0.2%，ag 0.2%~0.5%，zr 0.1%~0.3%，其余为镁。

14、为克服现有技术的无钇镁合金无法兼具优异的抗疲劳性能、塑性以及高强度的问题，本发明设计了一种以nd和gd为主力强化元素、辅以ag、zr、zn协同调控的多元镁合金体系。通过精确控制各元素含量与热处理工艺的匹配，实现了塑性、强度及抗疲劳性能的协同提升。

15、在固溶强化阶段，本发明控制nd的重量百分比为1.8%~2.5%，gd为3.4%~4.0%。固溶处理使二者充分溶入镁基体形成过饱和固溶体，其中gd的固溶强化效率高于nd，直接提升基体屈服强度；同时，严格限定gd+nd的总固溶量，避免过量溶质引发过度晶格畸变，从而抑制滑移局部化倾向，防止溶质原子在晶界处过饱和偏聚并粗化形成连续网状析出相，避免晶界被割裂而弱化，从而在保障疲劳裂纹萌生抗力的同时，维持基体的塑性变形能力。固溶后采用空气淬火，获得高过饱和度的非平衡固溶体，为后续时效析出奠定组织基础。

16、在时效析出与晶粒细化方面，后续时效处理促使gd析出mg5gd相、nd析出mg12nd相，两类纳米级析出相弥散分布于晶内，通过奥罗万机制有效阻碍位错运动，显著提高屈服强度并推迟疲劳裂纹的萌生。同时，晶界处析出相钉扎晶界、抑制晶粒长大，并与zr细化的细小晶粒产生协同细晶强化效果，使循环滑移分布更均匀、裂纹扩展路径更曲折，从而同步提升抗疲劳性能。并且，当zr含量控制在0.1%~0.3%时，不仅发挥细化晶粒作用，还可延续基体组织的连续性，额外提升合金塑性。

17、同时，ag在0.2%~0.5%范围内促进时效析出相均匀形核，有效避免局部过时效或欠时效所导致的粗大平衡相及晶界连续网状析出，从而消除软硬区域界面的应力集中隐患，减少变形过程中的应变局部化倾向，在抑制交变载荷下裂纹早期萌生的同时，亦改善了基体的均匀变形能力，有利于塑性的保持与提升。zn则限定在0%~0.2%之间，在此区间内可形成长周期堆垛有序相（lpso相）以提升合金塑性，同时避免过量消耗稀土元素、减少有效β'强化相数量，从而在保障屈服强度的同时，维持充足的沉淀强化贡献，避免抗疲劳性能因强化相不足而劣化，最终实现塑性增益与强度、抗疲劳性能的协同优化。

18、综上，通过上述特定元素含量与“固溶+淬火+时效”工艺参数的精准匹配，本发明成功使该镁合金同步实现高强度、优良塑性与优异的抗疲劳性能，能够满足航空航天等严苛服役场景的使用需求。

19、本发明中，镁元素作为主成分，其在镁合金材料中的重量百分比≥90%。

20、进一步地，步骤s1中，所述预热的温度为200~300 ℃。

21、进一步地，步骤s1中，所述预热的时间为1.5~3 h。

22、进一步地，步骤s1中，所述保护气体氛围包括sf6、co2、ar中的一种或多种。

23、更进一步地，步骤s1中，所述保护气体氛围为sf6和co2。

24、优选地，所述sf6和co2的体积比为1：（25~35）。

25、进一步地，步骤s1中，所述熔炼前包括容器预热步骤。

26、更进一步地，所述容器预热步骤为将熔炼的容器在690~730 ℃下加热1~1.5 h。

27、进一步地，步骤s1中，所述熔炼具体包括如下步骤：

28、先将mg-gd中间合金、mg-nd中间合金、纯zn、纯ag和纯mg加热熔化后，再升温，加入mg-zr中间合金，熔融混匀，得熔体。

29、更进一步地，所述熔化的温度为690~730 ℃。

30、更进一步地，所述升温的温度为790~810 ℃。

31、更进一步地，所述混匀的时间为5~10 min。

32、进一步地，步骤s1中，所述复合精炼的气体氛围为氩气。

33、进一步地，步骤s1中，所述复合精炼的温度为730~750 ℃。

34、进一步地，步骤s1中，所述复合精炼的时间为5~20 min。

35、进一步地，步骤s1中，所述复合精炼还包括静置步骤。

36、更进一步地，所述静置的时间为25~35 min。

37、进一步地，步骤s1中，所述浇注的温度为750~760 ℃。

38、进一步地，步骤s1中，所述浇注的时间为30~180 s。

39、进一步地，步骤s2中，所述保护气体氛围为co2。

40、更进一步地，作为一种优选的方式，所述co2保护气氛的具体操作如下：

41、先将容器在co2气氛下烘干，烘干温度为110~140 ℃，保温1~1.5 h。烘干结束后，将步骤s1所得铸件放入热处理炉中，抽真空至-40 kpa，随后充入co2至0 kpa，如此循环三次，以形成co2保护气氛。

42、优选地，所述容器为真空热反应炉。

43、进一步地，所述镁合金材料按重量百分比计，包括如下组分：

44、nd 2.0%~2.5%，gd 3.5%~4.0%，zn 0%~0.2%，ag 0.3%~0.5%，zr 0.1%~0.3%，其余为镁。

45、本发明中，nd、gd、zn、ag、zr、mg元素的重量百分比的测定按照gb/t 13748.20-2024测得。

46、本发明保护上述制备方法制备得到的镁合金材料。

47、本发明保护上述镁合金材料在制备航空装备或航天装备中的应用。

48、本发明保护一种镁合金制件，由上述镁合金材料制得。

49、与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

50、本发明提供了一种镁合金材料的制备方法，按重量百分比计包括如下组分：nd1.8%~2.5%，gd3.4%~4.0%，zn0%~0.2%，ag0.2%~0.5%，zr0.1%~0.3%，其余为镁，通过特定的固溶处理、空气淬火和时效处理等操作，得所述镁合金材料。本发明通过特定元素含量和“固溶+淬火+时效”工艺参数的精准匹配，确保晶内细小弥散析出、晶界非连续分布的理想时效组织，最终使合金同步实现高强度、优良塑性与优异的抗疲劳性能，满足航空航天等严苛服役场景的使用需求。