CN117187642B - 一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材及其制备方法和应用 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种超高强高韧Al‑Cu‑Li‑Mg‑Zn‑Mn‑Zr合金板材及其制备方法和应用，组分包括：Cu 4.4‑4.9%、Li 1.0‑1.3%、Mg 0.3‑0.6%、Zn 0.6‑1.0%、Mn 0.3‑0.7%、Zr 0.08‑0.15%、Si≤0.1%、Fe≤0.12%、Ti≤0.1%，Mg+Zn≥1.0%，其它不可避免的单个杂质元素含量低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al。本合金不含贵金属Ag、Sc等，有效降低了成本，通过合金元素含量配合及优化亚微米级晶体结构密度，使合金有超高强和高韧性，铝合金板材拉伸强度≥650MPa、屈服强度≥615MPa、L‑T向断裂韧性≥27MPa·m1/2、密度≤2.73g/cm3，适用于航空航天装备结构件。
Description
技术领域
本发明涉及合金技术领域，具体涉及一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材及其制备方法和应用。
背景技术
航空航天飞行器的减重是提高其装备性能的重要方面，使用低密度材料和高强度材料是实现装备减重的两种有效方法。因此，兼具低密度和高强度特性的铝锂合金一直受到材料研究者的极大关注。每增加1wt.%的Li元素，合金密度降低约3%；同时，在构件服役载荷一定的条件下提高合金的强度，可以使构件的截面积减小，同样对构件的减重起到积极作用。因此，航空航天飞行器用构件的减重就需要进一步提高强度来实现。同时，航空航天装备对材料的韧性要求也越来越高，在高强度前提下如何提高材料韧性是当前铝合金材料领域的一个技术难题。另外，铝锂合金较高的成本在一定程度上限制了其应用范围，而降低铝锂合金的成本也是需要综合考虑的问题。
专利CN102021457B公开了一种高强韧铝锂合金及其制备方法，化学成分重量百分比为Cu3.2~4.2%，Li0.7~1.8%，Mn0.2~0.6%，Zn0.2~0.6%，Zr0.06~0.2%，Mg0.2~0.8%，Ag0.2~0.7%及其它杂质元素，轧制板材抗拉强度达到550MPa，延伸率达到10.4%；专利CN101855376B公开了适于航空应用的Al-Cu-Li合金产品，化学组成以重量%计包括Cu3.4-5.0、Li0.9-1.7、Mg大约0.2-0.8、Ag大约0.1-0.8、Mn大约0.1-0.9、Zn最高达1.5及Zr、Cr、Ti、Sc、Hf微量元素，板材抗拉强度达到了617MPa；专利CN102634707B公开了一种超高强铝锂合金及热处理工艺，合金含有重量百分比为4~4.5%Cu、1.3~1.4%Li、0.3~0.5%Mg、0.2~0.4%Ag、0.05~0.2%Zr，挤压棒材抗拉强度不低于630MPa；专利CN 103370432 A公开了一种具有改善的抗压强度和韧性的铝铜锂合金，含有4.2 至4.6 重量% 的Cu、0.8至1.30 重量%的Li、0.3 至0.8 重量%的Mg、0.05至0.18 重量% 的Zr、0.05 至0.4 重量% 的Ag、0.0至0.5重量% 的Mn、至多0.20 重量% 的Fe+Si、小于0.20 重量% 的Zn、至少一种选自Cr、Sc、Hf和Ti 的元素，轧制板材拉伸屈服强度达到640MPa以上；专利CN 110423927A公开了一种超高强铝锂合金及其制备方法，所述合金以质量百分比的成分为Cu4.3~5.2%、Li 0.8~1.2%、Mg0.3~0.7%、Ag0.1~0.5%、Zn0.81~1.5%、Mn0.1~0.2%、Zr 0.1~0.2%、Sc0.09~0.3%，挤压板材经过固溶、冷轧和时效处理后抗拉强度达到700MPa。
为了达到超高强度，某些专利添加了贵金属Ag、Sc，增加了合金的成本；某些专利通过复杂的加工工艺获得高强度，而且缺乏与韧性的匹配；某些专利报道了超高强铝锂合金挤压材，宽度方向尺寸受限，其应用范围相对较窄。
综合以上现有技术的不足，通过轧制获得大规格板材且达到超高强高韧的力学性能更加困难，现有已公开的专利在同时达到超高强度和高韧性方面还没有报道。因此，通过成分设计实现原料的低成本控制，协同合理的加工工艺获得超高强和高韧性匹配，满足航空航天装备大型构件的需求，是当前超高强铝锂合金板材领域的重点和难点。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材及其制备方法和应用，具体包括以下内容：
一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材，所述合金板材的组分及重量百分比包括：Cu 4.4-4.9%、Li 1.0-1.3%、Mg 0.3-0.6%、Zn 0.85-1.0%、Mn 0.65-0.7%、Zr0.08-0.15%、Si≤0.1%、Fe≤0.12%、Ti≤0.1%，其中Mg+Zn≥1.3%，其它不可避免的单个杂质元素含量低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al。
优选的，所述合金板材的组分及重量百分比包括：Cu 4.4-4.8%、Li 1.1-1.3%、Mg0.4-0.5%、Zn 0.85-1.0%、Mn 0.65-0.7%、Zr 0.09-0.13%、Si≤0.1%、Fe≤0.1%、Ti≤0.1%，其中Mg+Zn≥1.3%，其它不可避免的单个杂质元素低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al。
优选的，所述Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的拉伸强度≥650MPa、屈服强度≥615MPa、L-T向断裂韧性≥27MPa·m1/2、密度≤2.73g/cm3。
一种所述的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，包括以下步骤：
（1）均匀化处理：首先将具有所述组分的合金铸锭升温至370-390℃；然后以5-8℃/h的升温速率升温至420-440℃，然后升温至500-510℃，保温6h-12h；接着以5-10℃/h的升温速率升温至545-550℃，保温6-12h；最后将处理后的铸锭强风冷至室温；
（2）轧制：将步骤（1）处理后的铸锭进行轧制，获得板材；
（3）固溶处理：将步骤（2）获得的板材进行固溶处理，具体固溶处理的工艺是先将板材升温至380-440℃，保温2-4h，然后升温至530-540℃，保温1-2h；
（4）预拉伸：将步骤（3）处理后的板材进行预拉伸变形；
（5）人工时效：将步骤（4）处理后的板材进行人工时效，得到超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材。
优选的，步骤（2）所述轧制的工艺条件为：轧制总变形量不低于70%，轧制板材厚度为10-20mm。
优选的，步骤（3）所述固溶保温结束后在10s内将板材冷却至100℃以下。
优选的，步骤（4）所述预拉伸变形的拉伸量为3.0-4.0%。
优选的，步骤（5）所述人工时效的温度为145-155℃，人工时效的保温时间为24-36h。
一种所述的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材在航空航天飞行器中的应用。
本发明的有益效果：
（1）本发明公开的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr铝合金板材，组分包括：Cu4.4-4.9%、Li 1.0-1.3%、Mg 0.3-0.6%、Zn 0.85-1.0%、Mn 0.65-0.7%、Zr 0.08-0.15%、Si≤0.1%、Fe≤0.12%、Ti≤0.1%，其中Mg+Zn≥1.3%，其它不可避免的单个杂质元素含量低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al。本发明合金不含贵金属Ag和昂贵的稀土元素Sc，有效的降低了材料成本；而且优化了Cu、Li、Zn元素的添加量，并限定了Mg+Zn≥1.3%，通过合金元素含量配合，优化了不同性质的强化相的占比，使得合金具有超高强和高韧性的综合性能特点，所述铝合金板材拉伸强度≥650MPa、屈服强度≥615MPa、L-T向断裂韧性≥27MPa·m1/2、密度≤2.73g/cm3。
（2）本发明公开的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，采用了新型均匀化工艺，合理的温度下进行均匀化处理使得粗大相回溶效率显著提高，可以最大程度地消除了铸锭粗大相，使得合金元素能够充分发挥强化作用，提高铸锭的塑性变形能力和时效强化能力。本方法制备获得的板材达到了超高强度和高韧性的良好匹配，抗拉强度达到650MPa以上，L-T向断裂韧性达到27MPa·m1/2，超过了常规超高强7055铝合金的强度和断裂韧性，且密度比7055铝合金降低4.5%。
（3）本发明公开的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，采用了梯度加热方式控制晶粒形貌和亚微米尺度的晶体结构的数量，更有利于提高合金强度和断裂韧性，实现了超高强度和高韧性的配合。
（4）本发明公开的Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr铝合金，适应于航空航天飞行器大型结构件，如飞机机翼壁板、航天器燃料贮箱等。
附图说明
图1为本发明实施例1中A合金铸锭的显微组织；
图2为本发明实施例1中B合金铸锭的均匀化态显微组织；
图3为本发明实施例2中C合金板材金相显微组织；
图4为本发明实施例2中D合金板材金相显微组织；
图5为本发明实施例3中E合金板材晶粒组织；
图6为本发明实施例3中F合金板材的时效析出相组织；
图7为本发明对比例1中G合金板材的晶粒组织；
图8为本发明对比例2中H合金板材的时效析出相组织；
图9为实施例1中A合金和对比例1中G合金的拉伸曲线。
具体实施方式
下面结合附图1-9和具体实施方式对本发明进行详细说明。下面所示的实施例不对权利要求所记载的发明内容起任何限定作用。另外，下面实施例所表示的构成的全部内容不限于作为权利要求所记载的发明的解决方案所必需的。
一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材，所述合金的组分及重量百分比包括：Cu 4.4-4.9%、Li 1.0-1.3%、Mg 0.3-0.6%、Zn 0.85-1.0%、Mn 0.65-0.7%、Zr 0.08-0.15%、Si≤0.1%、Fe≤0.12%、Ti≤0.1%，其中Mg+Zn≥1.3%，其它不可避免的单个杂质元素含量低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al。具体的，所述合金中Cu含量可以是4.5%、4.6%、4.7%、4.8%、4.85%等；所述合金中Li含量可以是1.05%、1.1%、1.15%、1.2%、1.25%等；所述合金中Mg含量可以是0.35%、0.4%、0.45%、0.5%、0.55%等；所述合金中Zn含量可以是0.85%、0.9%、0.95%等；所述合金中Mn含量可以是0.65%等；所述合金中Zr含量可以是0.09%、0.10%、0.11%、0.12%、0.13%、0.14%等；所述合金中Si含量可以是0、0.01%、0.02%、0.05%、0.08%等；所述合金中Fe含量可以是0、0.02%、0.05%、0.08%、0.10%等；所述合金中Ti含量可以是0、0.02%、0.04%、0.06%、0.08%等；所述Mg+Zn可以是1.3%、1.4%、1.6%等。
所述Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的拉伸强度≥650MPa、屈服强度≥615MPa、L-T向断裂韧性≥27MPa·m1/2、密度≤2.73g/cm3。
所述的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材可以用于制备航空航天飞行器。
一种所述的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，包括以下步骤：
（1）均匀化处理：首先将具有所述组分的合金铸锭升温至370-390℃（例如375℃、380℃、385℃等）；然后以5-8℃/h（例如5.5℃/h、6℃/h、6.5℃/h、7℃/h、7.5℃/h等）的升温速率升温至420-440℃（例如425℃、430℃、435℃等），再继续升温至500-510℃（例如502℃、504℃、506℃、508℃、510℃、514℃、516℃、518℃等），保温6h-12h（例如7h、8h、9h、10h、11h等）；接着以5-10℃/h（例如6℃/h、7℃/h、8℃/h、9℃/h等）的升温速率升温至545-550℃（例如546℃、547℃、548℃、549℃等），保温6-12h（例如7h、8h、9h、10h、11h等）；最后将处理后的铸锭强风制冷到室温；
（2）轧制：将步骤（1）处理后的铸锭进行轧制，所述轧制的总变形量不低于70%（例如75%、80%、85%、90%等），轧制板材厚度为10-20mm（例如12mm、14mm、16mm、18mm等）；
（3）固溶处理：将步骤（2）处理后得到的板材进行固溶处理，将板材升温至380-440℃（例如390℃、400℃、410℃、420℃、430℃等），保温2-4h（例如2.5h、3h、3.5h等），然后升温至530-540℃（例如535℃等），保温1-2h（例如1.2h、1.4h、1.6h、1.8h等）；
（4）预拉伸：将步骤（3）处理后的板材进行预拉伸变形，预拉伸变形的拉伸量为3.0-4.0%（例如3.3%、3.6%、3.9%等）；
（5）人工时效：将步骤（4）处理后的板材在145-155℃（例如146℃、148℃、150℃、152℃、154℃等）温度下进行人工时效，保温时间为24-36h（例如26h、28h、30h、32h、34h等），得到超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材。
本发明遵循低成本合金设计、合金元素合理配比、加工工艺优化等手段，实现超高强度和高韧性的综合性能。采取了四个创新手段：（1）合金成分不添加稀贵金属元素，降低了合金成本；（2）设计Cu、Li、Zn元素添加量，通过合金元素含量配合及含量的调整，优化不同强化相的占比，使得合金具有超高强和高韧性的综合性能；（3）采用新型均匀化处理等加工手段，使得粗大相回溶效率显著提高，使得合金元素通过时效析出充分地发挥强化作用；（4）采用了固溶前预处理手段，在一定程度上消减了再结晶程度，同时保留的高密度的亚微米级尺度的微观结构，有助于强度和韧性的提高。
下面将对本发明的优选实施例进行详细的描述。下述实施例和对比例仅用于说明本发明，但并不能限定本发明的保护范围。
实施例1
A合金组分及重量百分比包括：Cu 4.9%、Li 1.0%、Mg 0.3%、Zn 1.0%、Mn 0.3%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
B 合金组分及重量百分比包括：Cu 4.9%、Li 1.3%、Mg 0.3%、Zn 0.8%、Mn 0.3%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
将上述A合金和B合金铸锭进行均匀化处理，将铸锭升温至370℃，然后以8℃/h的升温速率升温至420℃，继续升温至510℃，保温12h；然后以10℃/h的升温速率升温至545℃，保温12h，然后铸锭强风冷却至室温；
将上述A合金和B合金均匀化处理后铸锭的进行轧制，A合金轧制获得厚度为10mm的板材，轧制变形量87.5%；B合金轧制获得厚度为20mm的板材，轧制变形量75%；
将上述A合金和B合金板材进行固溶处理，对A合金先升温到380℃，保温4h，然后再升温到540℃，保温1h；对B合金先升温到440℃，保温2h，然后再升温到540℃，保温2h；A合金和B合金固溶保温结束后在10s内冷却至100℃以下。
将上述A合金和B合金板材进行预拉伸和人工时效处理，预拉伸量为3.5%，时效温度为 150℃，保温30h。
实施例2
C合金组分及重量百分比包括：Cu 4.4%、Li 1.0%、Mg 0.6%、Zn 0.6%、Mn 0.7%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
D合金组分及重量百分比包括：Cu 4.4%、Li 1.3%、Mg 0.6%、Zn 0.6%、Mn 0.7%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
将上述C合金和D合金铸锭进行均匀化处理，将铸锭升温至390℃，然后以5℃/h的升温速率升温至440℃，继续升温至500℃，保温6h；然后以5℃/h的升温速率升温至550℃，保温6h，然后铸锭强风冷却至室温；
将上述C合金和D合金均匀化处理后铸锭的进行轧制，C合金轧制获得厚度为10mm的板材，轧制变形量87.5%；D合金轧制获得厚度为20mm的板材，轧制变形量75%；
将上述C合金和D合金板材进行固溶处理，对C合金先升温到380℃，保温4h，然后再升温到530℃，保温2h；对D合金先升温到440℃，保温2h，然后再升温到530℃，保温2h；C合金和D合金固溶保温结束后在10s内冷却至100℃以下。
将上述A合金和B合金板材进行预拉伸和人工时效处理，预拉伸量为4.0%，时效温度为 150℃，保温30h。
实施例3
E合金组分及重量百分比包括：Cu 4.6%、Li 1.0%、Mg 0.4%、Zn 1.0%、Mn 0.5%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
F合金组分及重量百分比包括：Cu 4.6%、Li 1.3%、Mg 0.4%、Zn 0.6%、Mn 0.5%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
将上述E合金和F合金铸锭进行均匀化处理，将铸锭升温至380℃，然后以7℃/h的升温速率升温至430℃，继续升温至505℃，保温10h；然后以8℃/h的升温速率升温至550℃，保温10h，然后铸锭强风冷却至室温；
将上述E合金和F合金均匀化处理后铸锭的进行轧制，获得厚度为16mm的板材，轧制变形量80%；
将上述E合金和F合金板材进行固溶处理，先升温到410℃，保温3h，然后再升温到535℃，保温1h；固溶保温结束后在10s内冷却至100℃以下。
将上述E合金和F合金板材进行预拉伸和人工时效处理，E合金板材的预拉伸量为4.0%，时效温度为 145℃，保温36h；F合金板材的预拉伸量为3.0%，时效温度为 155℃，保温24h。
对比例1
G合金组分及重量百分比包括：Cu 5.2%、Li 0.8%、Mg 0.4%、Zn 0.8%、Mn 0.5%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
将上述G合金铸锭进行均匀化处理，先将铸锭升温至380℃，再以5℃/h的升温速率升温到430℃，然后升温至500℃，保温12h；然后以5℃/h的升温速率升温到545℃，保温6h，然后铸锭强风冷却至室温；
将上述G合金均匀化处理后铸锭的进行轧制，获得厚度为10mm的板材，轧制变形量为87.5%；
将上述G合金轧制完成后板材进行固溶处理，先升温到440℃，保温2h，然后再升温到540℃，保温1h；固溶保温结束后在10s内冷却至100℃以下；
将上述G合金板材进行预拉伸和人工时效处理，预拉伸量为3.5%，时效温度为 150℃，保温30h。
对比例2
H合金组分及重量百分比包括：Cu 4.0%、Li 1.6%、Mg 0.4%、Zn 0.8%、Mn 0.5%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
将上述H合金铸锭进行均匀化处理，将铸锭以150℃/min的升温速率升温至510℃，保温6h；然后以5℃/h的升温速率升温至550℃，保温12h，然后铸锭强风冷却至室温；
将上述H合金均匀化处理后铸锭的进行轧制，获得厚度为10mm的板材，轧制变形量为87.5%；
将上述H合金轧制完成后板材进行固溶处理，先升温到380℃，保温4h，然后再升温到540℃，保温1h；固溶保温结束后在10s内冷却至100℃以下；
将上述H合金板材进行预拉伸和人工时效处理，预拉伸量为3.5%，时效温度为 150℃，保温30h。
对比例3
K合金组分及重量百分比包括：Cu 4.6%、Li 1.3%、Mg 0.4%、Zn 1.2%、Mn 0.5%、Zr0.12%、Si 0.08%、Fe 0.1%、Ti 0.05%，其余为Al和不可避免的杂质元素；
将上述K合金铸锭进行均匀化处理，将铸锭升温至380℃，然后以5℃/h的升温速率升温至430℃，然后升温至530℃，保温12h，然后铸锭强风冷却至室温；
将上述K合金均匀化处理后铸锭的进行轧制，获得厚度为20mm的板材，轧制变形量为75%；
将上述K合金轧制完成后板材进行固溶处理，升温到530℃，保温2h，固溶保温结束后在10s内冷却至100℃以下；
将上述K合金板材进行预拉伸和人工时效处理，预拉伸量为3.5%，时效温度为 150℃，保温30h。
图1是实施例1中A合金铸锭的金相覆膜组织，表现为细小的铸态晶粒；图2是实施例1中B合金铸锭均匀化之后的金相组织，平均晶粒尺寸为180μm；图3和图4分别是实施例2中C合金和D合金板材的金相显微组织，显示出了变形晶粒和部分再结晶晶粒的混合组织特征；图5为实施例3中E合金板材晶粒组织，显示了通过变形工艺形成的板材中较低的再结晶程度；图6为实施例3中F合金板材的时效析出相组织，显示出了高密度的T1强化相以及板材中保留的亚微米尺度的晶体结构；图7为对比例1中G合金板材的晶粒组织，显示了通过变形工艺形成的板材中较高的再结晶程度；图8为对比例2中H合金板材的时效析出相组织，其强化相密度相对于实施例3中的F合金较低；图9为实施例1中A合金和对比例1中G合金的拉伸曲线。
表1是本发明实施例1-3和对比例1-3合金的综合性能对比数据。实施例中板材的抗拉强度都达到了650MPa以上，断裂韧度达到了27 MPa·m1/2以上，密度在2.7-2.73 g/cm3之间，达到了超高强度和高断裂韧度的良好配合，且具有低密度特性；对比例1-3由于合金成分与工艺匹配不当而未达到理想的超高强度和断裂韧度的配合；而常规超高强7055-T77合金板材的典型抗拉强度为630MPa，断裂韧度为26MPa·m1/2，常规密度为2.85 g/cm3。相比而言，本发明的一种Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr铝合金板材具有超高强高韧、密度低及较低成本的性能特点。
表1 实施组和对比组板材的性能
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (9)
1.一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材，其特征在于，所述合金板材的组分及重量百分比包括：Cu 4.4-4.9%、Li 1.0-1.3%、Mg 0.3-0.6%、Zn 0.85-1.0%、Mn 0.65-0.7%、Zr 0.08-0.15%、Si≤0.1%、Fe≤0.12%、Ti≤0.1%，其中Mg+Zn≥1.3%，其它不可避免的单个杂质元素含量低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al；所述超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材是通过以下方法得到的：
（1）均匀化处理：首先将具有所述组分的合金铸锭升温至370-390℃；然后以5-8℃/h的升温速率升温至420-440℃，然后升温至500-510℃，保温6h-12h；接着以5-10℃/h的升温速率升温至545-550℃，保温6-12h；最后将处理后的铸锭强风冷至室温；
（2）轧制：将步骤（1）处理后的铸锭进行轧制，获得板材；
（3）固溶处理：将步骤（2）获得的板材进行固溶处理，所述固溶处理的工艺为：先将板材升温至380-440℃，保温2-4h，然后升温至530-540℃，保温1-2h；
（4）预拉伸：将步骤（3）处理后的板材进行预拉伸变形；
（5）人工时效：将步骤（4）处理后的板材进行人工时效，得到超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材。
2.根据权利要求1所述的一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材，其特征在于，所述合金板材的组分及重量百分比包括：Cu 4.4-4.8%、Li 1.1-1.3%、Mg 0.4-0.5%、Zn0.85-1.0%、Mn 0.65-0.7%、Zr 0.09-0.13%、Si≤0.1%、Fe≤0.1%、Ti≤0.1%，其中Mg+Zn≥1.3%，其它不可避免的单个杂质元素低于0.05%且杂质元素总量低于0.15%，其余为Al。
3.根据权利要求1所述的一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材，其特征在于，所述Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的拉伸强度≥650MPa、屈服强度≥615MPa、L-T向断裂韧性≥27MPa·m1/2、密度≤2.73g/cm3。
4.一种权利要求1-3任一项所述的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
均匀化处理：首先将具有所述组分的合金铸锭升温至370-390℃；然后以5-8℃/h的升温速率升温至420-440℃，然后升温至500-510℃，保温6h-12h；接着以5-10℃/h的升温速率升温至545-550℃，保温6-12h；最后将处理后的铸锭强风冷至室温；
轧制：将步骤（1）处理后的铸锭进行轧制，获得板材；
固溶处理：将步骤（2）获得的板材进行固溶处理，所述固溶处理的工艺为：先将板材升温至380-440℃，保温2-4h，然后升温至530-540℃，保温1-2h；
预拉伸：将步骤（3）处理后的板材进行预拉伸变形；
人工时效：将步骤（4）处理后的板材进行人工时效，得到超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材。
5.根据权利要求4所述的一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，其特征在于，步骤（2）所述轧制的工艺条件为：轧制总变形量不低于70%，轧制板材厚度为10-20mm。
6.根据权利要求4所述的一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，其特征在于，步骤（3）所述固溶保温结束后在10s内将板材冷却至100℃以下。
7.根据权利要求4所述的一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，其特征在于，步骤（4）所述预拉伸变形的拉伸量为3.0-4.0%。
8.根据权利要求4所述的一种超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材的制备方法，其特征在于，步骤（5）所述人工时效的温度为145-155℃，人工时效的保温时间为24-36h。
9.一种权利要求1-3任一项所述的超高强高韧Al-Cu-Li-Mg-Zn-Mn-Zr合金板材在航空航天飞行器中的应用。
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