BRPI0610937B1

BRPI0610937B1 - manufacturing process of an aluminum alloy sheet and aluminum alloy sheet produced by the process

Info

Publication number: BRPI0610937B1
Application number: BRPI0610937A
Authority: BR
Inventors: Bernard Bes; Christophe Sigli; Hervé Ribes; Timothy Warner
Original assignee: Alcan Rhenalu; Constellium France
Priority date: 2005-06-06
Filing date: 2006-06-02
Publication date: 2015-12-08
Also published as: EP2017361A1; ES2314929T3; EP1891247A1; EP1891247B1; RU2415960C2; BRPI0610937A2; DE602006003656D1; WO2006131627A1; ATE414183T1; CA2608971C; RU2007145191A; CA2608971A1

Abstract

The production of an aluminum alloy sheet with elevated tenacity and mechanical strength comprises: (A) preparing a bath of molten metal in which the copper and lithium contents are controlled; (B) casting a plate from the molten metal; (C) homogenizing the plate at 490-530 o>C for 5-60 hours; (D) rolling the plate to form a sheet with a thickness of 0.8-12 mm; (E) putting into solution and tempering the sheet; (F) the controlled drawing of the sheet with a permanent deformation of 1-5 %; and (G) tempering the sheet at 140-170 o>C for 5-30 hours. Independent claims are also included for the following: (1) a rolled, extrudes and/or forged product of this Al alloy; (2) an Al alloy sheet; and (3) structural elements fabricated from the product.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "PROCESSO DE FABRICAÇÃO DE UMA CHAPA EM LIGA DE ALUMÍNIO E CHAPA EM LIGA DE ALUMÍNIO PRODUZIDA PELO PROCESSO".Report of the Invention Patent for "PROCESS FOR MANUFACTURING AN ALUMINUM ALLOY PLATE AND ALUMINUM ALLOY PLATE PRODUCED BY THE PROCESS".

Domínio da Invenção A presente invenção refere-se, em geral, aos produtos em ligas de alumínio e, em particular, desses produtos úteis na indústria aeroespacial e apropriados para uma utilização em aplicações de fuselagem.Field of the Invention The present invention relates generally to aluminum alloy products and, in particular, to such products useful in the aerospace industry and suitable for use in fuselage applications.

Estado da Técnica Na indústria aeronáutica civil atualmente e, em particular, para aplicações de fuselagem, existe uma forte motivação para reduzir tanto o peso quanto o custo. A fuselagem de um avião de transporte comercial é submetida a um conjunto complexo de esforços, dependendo da fase de funcionamento (decolagem, cruzeiro, manobra, aterragem...) e condições ambientais (rajadas de vento, ventos de frente,...). Além disso, as diferentes partes da fuselagem são submetidas a esforços diferentes. Apesar dessa complexidade, é possível distinguir linhas diretrizes maiores de concepção que determinam o peso da estrutura, determinadas tendo um impacto sobre o peso total mais considerável que outras. A título de exemplo, a resistência à compressão e ao cisalha-mento em compressão é uma linha diretriz de concepção extremamente importante, já que os painéis de fuselagem os mais pesados sofrem esse tipo de esforço. A fim de que um novo material possa permitir uma redução do peso desses painéis que sofrem esforço em compressão, deve ter um módulo de elasticidade elevada, um limite de elasticidade a 0,2 % elevado (para resistir à chamuscagem) e uma pequena massa volúmica. A segunda linha diretriz maior é a resistência residual de painéis longitudinalmente (no eixo da fuselagem) fissurados. As regras de certificação aeronáuticas obrigam a consideração da tolerância aos danos na concepção, assim como é habitual considerar grandes fissuras longitudinais ou circunferenciais nos painéis de fuselagem, para provar que um certo nível de esforço pode ser aplicado, sem ruptura catastrófica. Uma propriedade conhecida dos materiais que governam a concepção é no caso a tenacidade sob esforço plano, Todos os fatores conhecidos de intensidade de esforço crítico conferem todavia apenas uma vista limitada da tenacidade. O teste de curva R é um meio amplamente reconhecido para caracterizar as propriedades de tenacidade, A curva R representa a evolução do fator de intensidade de esforço efetiva crítica para a propagação de fissura em função da extensão de fissura efetiva, sob um esforço monótono. Ela permite a determinação da carga crítica para uma ruptura instável para qualquer configuração pertinente a estruturas de aeronave fissuradas. Os valores do fator de intensidade de esforço efetivo e da extensão de fissura efetiva são valores definidos na norma ASTM E561. O comprimento da curva R-a saber a extensão de fissura máxima da curva-é um parâmetro em si importante para a concepção de fuselagem. A análise clássica, geralmente utilizada, dos testes realizados sobre painéis de fissura central dá um fator de intensidade de esforço aparente à ruptura (Kapp). Esse valor não varia significativamente em função do comprimento da curva R, especialmente quando a inclinação da curva R é próxima da inclinação da curva ligada ao fator de intensidade de esforço aplicado ao comprimento de fissura (curva aplicada). Todavia, em uma estrutura de elemento estrutural real, tal como um painel que comporta enrijecedores fixados, quando uma fissura progride sob um enrijecedor não rompido, a curva aplicada cai em razão do efeito de ponte do enrijecedor. Nesse caso, um mínimo local da curva aplicada pode ocorrer para um comprimento de fissura maior que a soma do comprimento de fissura inicial e da extensão de fissura sob uma carga monótona. Nesse caso, maiores esforços, antes da ruptura instável, são permitidos para curvas longas R. Assim é interessante ter uma curva mais longa R, mesmo para fatores de intensidade de esforço críticos idênticos, tais que são determinados classicamente.State of the Art In today's civil aviation industry, and particularly for fuselage applications, there is a strong motivation to reduce both weight and cost. The fuselage of a commercial transport aircraft is subjected to a complex set of efforts, depending on the operating phase (takeoff, cruising, maneuvering, landing ...) and environmental conditions (wind gusts, headwinds, ...) . In addition, the different parts of the fuselage are subjected to different stresses. Despite this complexity, it is possible to distinguish larger design guidelines that determine the weight of the structure, determined to have a greater impact on the overall weight than others. By way of example, compressive and shear strength is an extremely important design guideline, as the heaviest fuselage panels are stressed. In order for a new material to be able to reduce the weight of such compressive stress panels, it must have a high modulus of elasticity, a high yield strength of 0.2% (to resist scorching) and a small density. . The second major guideline is the residual strength of longitudinally cracked (fuselage axis) panels. Aeronautical certification rules require the consideration of tolerance to design damage, as it is customary to consider large longitudinal or circumferential cracks in the fuselage panels to prove that a certain level of stress can be applied without catastrophic failure. A known property of the materials governing the design is the flat stress toughness. All known factors of critical stress intensity, however, give only a limited view of toughness. The R curve test is a widely recognized means to characterize toughness properties. The R curve represents the evolution of the critical effective stress intensity factor for crack propagation as a function of effective crack length under a monotonous effort. It allows the determination of the critical load for an unstable rupture for any configuration pertinent to cracked aircraft structures. The values of the effective stress intensity factor and the effective crack length are values defined in ASTM E561. The length of the curve R-namely the maximum crack length of the curve-is itself an important parameter for the fuselage design. The commonly used classical analysis of the tests performed on central cracking panels gives a factor of apparent stress intensity at break (Kapp). This value does not vary significantly as a function of the length of the R curve, especially when the slope of the R curve is close to the slope of the curve linked to the stress intensity factor applied to the crack length (applied curve). However, in a real structural element structure, such as a panel containing fixed stiffeners, when a crack progresses under an unbroken stiffener, the applied curve falls due to the stiffening bridging effect. In this case, a local minimum of the applied curve may occur for a crack length greater than the sum of the initial crack length and crack length under a monotonous load. In this case, greater efforts before unstable rupture are allowed for long R curves. Thus it is interesting to have a longer R curve even for identical critical stress intensity factors such as are classically determined.

Para produtos que têm propriedades mecânicas idênticas, uma massa volúmica inferior é claramente benéfica para o peso de um elemento de estrutura. Uma terceira linha diretriz maior é assim a massa volúmica do material. Além disso, grandes partes da fuselagem não são tão fortemente carregadas e o peso da concepção é limitado por um certo limite geralmente denominado “espessura mínima”. O conceito de espessura mínima corres- ponde à espessura mais estreita utilizável para a fabricação (em particular a manipulação dos painéis) e o reparo (rebite de reparo). A única maneira de reduzir o peso nesse caso consiste em utilizar um material de massa volúmi-ca menor.For products that have identical mechanical properties, a lower density is clearly beneficial for the weight of a structural member. A third major guideline is thus the density of the material. In addition, large parts of the fuselage are not as heavily loaded and the weight of the design is limited by a certain limit commonly referred to as “minimum thickness”. The concept of minimum thickness corresponds to the narrowest thickness usable for manufacturing (in particular panel handling) and repair (repair rivet). The only way to reduce weight in this case is to use a smaller bulk material.

Outras linhas diretrizes importantes são a propagação de fissuras em fadiga, seja sob esforço de amplitude constante, seja com uma amplitude variável (em razão de manobras e de rajadas de vento, especialmente na direção longitudinal, mas também em torno da asa, em todas as direções).Other important guidelines are the propagation of fatigue cracks, either under constant amplitude stress or with varying amplitude (due to maneuvering and gusting, especially in the longitudinal direction, but also around the wing, at all times). directions).

Atualmente, as fuselagens dos aviões civis são, na maior parte, constituídas de chapa em liga 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 ou 7475, colocada sobre cada face com uma liga de alumínio pouco carregada em elementos de liga, uma liga 1050 ou 1070, por exemplo. A finalidade da liga de revestimento é de conferir um reservatório à corrosão suficiente. Uma corrosão leve, generalizada ou por injeção é tolerável, mas ela não deve ser penetrante, de forma a não atacar a liga de núcleo. Existe uma tendência para tentar utilizar materiais não-colocados para a concepção da fuselagem, de modo a reduzir o custo. A resistência à corrosão, e em particular a corrosão intergranular e a corrosão sob esforço, do painel de fuselagem é assim um aspecto importante de suas propriedades.Currently, civil aircraft fuselages are mostly made of alloy plate 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 or 7475, placed on either side with a lightly loaded aluminum alloy, a 1050 alloy or 1070, for example. The purpose of the coating alloy is to provide a reservoir for sufficient corrosion. Mild, widespread or injection corrosion is tolerable, but it should not be penetrating so as not to attack the core alloy. There is a tendency to try to use non-placed materials for the fuselage design in order to reduce the cost. The corrosion resistance, and in particular intergranular corrosion and stress corrosion, of the fuselage panel is thus an important aspect of its properties.

Conforme enunciado acima, a única maneira de reduzir o peso consiste, em certos casos, em reduzir a massa volúmica dos materiais utilizados para a construção aeronáutica. As ligas em alumínio-lítio há muito tempo reconhecidas como uma solução eficaz para reduzir o peso em razão da pouca massa volúmica dessas ligas. Todavia, as diferentes exigências citadas acima: módulo de elasticidade elevada, resistência à compressão elevada, tolerância aos danos elevada e resistência à corrosão elevada, não foram satisfeitas simultaneamente pelas ligas alumínio-lítio da técnica anterior. Conseguir uma tenacidade elevada com essas ligas se revelou, em particular, ser um problema difícil de resolver. Prasard et al., por exemplo, estabeleceram recentemente (em Sadhana, vol. 28, partes 1 & 2, fevereiro / abril 2003, páginas 209 e 246) que “ligas Al-Li são materiais candidatos de pri- meiro ordem para. substituir as ligas em A! tradicionalmente utilizadas. Apesar de suas numerosas vantagens de propriedades, uma traca ductilidade em tensão e uma tenacidade inadequada, especialmente nas direções através da espessura, militam contra sua aceitabilidade”. Atualmente, as ligas em Al-Li foram limitadas a aplicações militares muito específicas tais como materiais que têm uma resistência elevada à, elevada temperatura, os materiais tendo uma tenacidade melhorada a temperaturas criogênicas para aplicações aeroespaciais, em certas partes de helicópteros, e peças de fuselagem de aviões militares. A patente ÜS 5 032 359 (Martin Marietta) descreve uma família de ligas baseada em ligas alumínio-cobre-magnésio-prata às quais o lítio foi acrescentado, em faixas específicas e que apresentam uma resistência elevada à temperatura ambiente e à elevada temperatura, uma aptidão a extru-são, um forjabilidade, e boas propriedades de soldabilidade e de resposta ao envelhecimento natural. Os exemplos descrevem produtos extrudados. Nenhuma informação foi fornecida quanto à tenacidade, ao comportamento à fadiga ou à resistência à corrosão. Em um modo de realização preferido, a liga tem por composição de 3,0 a 6,5 % de cobre, de 0,05 a 2,0 % de magnésio, de 0,05 a 1,2 % de prata, de 0,2 a 3,1 % de lítio, de 0,05 a 0,5 % de um elemento escolhido dentre o zírcônio, o cromo, o manganês, o titânio, o boro, o háfnio, o vanádio, o diboreto de titânio e as misturas destes. O documento US 5 122 339 (Martin Marietta) é uma continuação do pedido precedente. É descrita, além disso, uma utilização de ligas similares como ligas de soldagem ou como ligas soldadas. O documento US 5 211 910 (Martin Marietta) descreve as ligas à base de alumínio contendo Cu, Li, Zn, Mg e Ag que possuem propriedades favoráveis, como uma massa volúmica relativamente fraca, um módulo elevado, combinações resistência mecânica / ductilidade elevadas, uma forte resposta ao envelhecimento natural com e sem martelamento anterior, e um módulo elevado após revenido com ou sem martelamento anterior. As ligas têm por composição de 1 a 7 % de Cu, de 0,1 a 4 % de Li, de 0,01 a 4 % de Zn, de 0,05 a 3 % de Mg, de 0,01 a 2 % de Ag, de 0,01 a 2 % de um elemen- to escolhido dentre Zr. Cr. Mn. Ti. ΗΓ V Nb; B e TIB2, o resto sendo Al conjuntamente com suas impurezas inevitáveis. Essa invenção descreve como adições de Zn podem ser utilizadas para reduzir o teor em Ag presentes nas ligas ensinadas no documento US 5 032 359, de forma a reduzir o custo. O documento US 5 455 003 (Martin Marietta) descreve um processo de produção de ligas alumínio-cobre-lítio que apresentam uma resistência mecânica e uma tenacidade melhoradas a temperaturas criogênicas. As propriedades criogênicas melhoradas as atingidas ajustando a composição da liga, conjuntamente com os parâmetros de tratamento, tais como a quantidade de martelamento e o revenido. O produto utilizado para reservatórios criogênicos em veículos de lançamento espacial. O documento US 5 389 165 (Reynolds) descreve uma liga à base de alumínio útil em estruturas de aeronave e aeroespaciais que tem uma pequena massa volúmica, uma resistência mecânica elevada e uma elevada tenacidade e que tem por fórmula: CuaLibMgcAgdZreAlbai na qual a, b, c, d, e e bal indicam a quantidade em % em peso de componentes de liga, e na qual: 2,8 < a < 3,8, 0,80 < b < 1,3, 0,20 < c < 1,00, 0,20 < d < 1,00 e 0,08 < e < 0,40. De preferência, os componentes cobre e lítio são ajustados, de modo que o teor combinado em cobre em lítio é mantido abaixo do limite de solubilidade, a fim de evitar uma perda da tenacidade durante uma exposição a uma temperatura elevada. A relação entre os teores em cobre e em lítio deve também satisfazer a seguinte relação: Cu (% em peso) + 1,5 Li {% em peso) < 5,4.As stated above, the only way to reduce weight is in certain cases to reduce the density of materials used for aeronautical construction. Lithium aluminum alloys have long been recognized as an effective solution to reduce weight due to the low density of these alloys. However, the different requirements cited above: high modulus of elasticity, high compressive strength, high damage tolerance and high corrosion resistance, have not been met simultaneously by the prior art aluminum-lithium alloys. Achieving high toughness with these alloys has in particular proved to be a difficult problem to solve. Prasard et al., For example, recently established (in Sadhana, vol. 28, parts 1 & 2, February / April 2003, pages 209 and 246) that “Al-Li alloys are first order candidate materials for. replace the alloys in A! traditionally used. Despite its numerous property advantages, a tensile strength stress and inadequate toughness, especially in directions through thickness, militate against its acceptability. ” Currently, Al-Li alloys have been limited to very specific military applications such as materials having high resistance to high temperature, materials having improved cryogenic temperature toughness for aerospace applications in certain helicopter parts, and aircraft parts. fuselage of military aircraft. U.S. Patent 5,032,359 (Martin Marietta) describes a family of alloys based on aluminum-copper-magnesium-silver alloys to which lithium has been added in specific ranges and which exhibit high resistance to ambient and high temperature, extrudability, forgeability, and good weldability and natural aging response properties. The examples describe extruded products. No information was provided on toughness, fatigue behavior or corrosion resistance. In a preferred embodiment, the alloy has a composition of 3.0 to 6.5% copper, 0.05 to 2.0% magnesium, 0.05 to 1.2% silver, 2 to 3.1% lithium, 0,05 to 0,5% of an element chosen from zirconium, chromium, manganese, titanium, boron, hafnium, vanadium, titanium diboride and the mixtures of these. US 5,122,339 (Martin Marietta) is a continuation of the preceding application. Also described is the use of similar alloys as welding alloys or as welded alloys. US 5 211 910 (Martin Marietta) describes Cu, Li, Zn, Mg and Ag containing aluminum alloys which have favorable properties such as relatively low density, high modulus, high strength / ductility combinations, a strong response to natural aging with and without previous hammering, and a high modulus after tempering with or without previous hammering. Alloys are composed of 1 to 7% Cu, 0.1 to 4% Li, 0.01 to 4% Zn, 0.05 to 3% Mg, 0.01 to 2% of Ag, from 0.01 to 2% of an element chosen from Zr. Cr. Mn. Ti. ΗΓ V Nb; B and TIB2, the rest being Al together with their inevitable impurities. This invention describes how Zn additions can be used to reduce the Ag content of the alloys taught in US 5,032,359 in order to reduce the cost. US 5 455 003 (Martin Marietta) describes a process for producing aluminum-copper-lithium alloys which exhibit improved mechanical strength and toughness at cryogenic temperatures. The improved cryogenic properties are those achieved by adjusting the alloy composition, along with treatment parameters such as hammering amount and tempering. The product used for cryogenic reservoirs in space launch vehicles. US 5,389,165 (Reynolds) describes an aluminum based alloy useful in aircraft and aerospace structures having a small density, high mechanical strength and high toughness and having the formula: CuaLibMgcAgdZreAlbai in which a, b , c, d, ee bal indicate the quantity by weight of alloying components, in which: 2.8 <a <3.8, 0.80 <b <1.3, 0.20 <c <1 .00, 0.20 <d <1.00 and 0.08 <e <0.40. Preferably, the copper and lithium components are adjusted so that the combined lithium copper content is kept below the solubility limit to avoid loss of toughness during exposure to a high temperature. The ratio of copper to lithium content shall also satisfy the following ratio: Cu (wt%) + 1,5 Li (wt%) <5,4.

Condições especiais de tração controlada, entre 5 e 11 %, são aplicadas. Os exemplos são limitados a uma espessura de 19 mm e um teor em zircônio superior ou igual a 0,13 % em peso. O documento US 2004 / 0071586 (Alcoa) divulga uma liga Al-Cu-Mg compreendendo de 3 a 5 % em peso de Cu, de 0,5 a 2 % em peso de Mg e de 0,01 a 0,9 % em peso de Li. A partir desse pedido de patente, a tenacidade das ligas para as quais um acréscimo de Li compreendido entre 0,2 e 0,7 % em peso melhoradas de forma significativa em relação a ligas semelhantes contendo seja não Li, seja uma quantidade de Li mais elevada, Existe uma necessidade de uma liga em Al-Li de resistência mecânica elevada, de elevada tenacidade e, em particular, de extensão de fissura elevada, antes de um ruptura instável, de resistência a corrosão elevada, para aplicações aeronáuticas e, em particular, para aplicações de chapa de fuselagem.Special controlled traction conditions, between 5 and 11%, apply. The examples are limited to a thickness of 19 mm and a zirconium content greater than or equal to 0.13% by weight. US 2004/0071586 (Alcoa) discloses an Al-Cu-Mg alloy comprising 3 to 5 wt% Cu, 0.5 to 2 wt% Mg and 0.01 to 0.9 wt%. From this patent application, the toughness of alloys for which a Li increase of between 0.2 and 0.7% by weight has been significantly improved over similar alloys containing either non-Li or higher amount of Li, There is a need for a high strength, high toughness Al-Li alloy, and particularly high crack length, before unstable rupture, high corrosion resistance, for aeronautical applications. and in particular for fuselage plate applications.

Objeto da Invenção Por essas razões e outras, os presentes inventores chegaram à presente invenção referente a uma liga de alumínio-cobre-lítio-magnésio-prata, que apresenta uma resistência mecânica elevada, uma elevada tenacidade e especificamente uma extensão de fissura elevada antes de uma ruptura instável de painéis largos pré-fissurados, e uma elevada resistência à corrosão, Um objetivo da presente invenção é um processo de fabricação de uma chapa à base de liga de alumínio que tem uma tenacidade e uma resistência mecânica elevadas, no qual: a) se elabora um banho de metal líquido, compreendendo 2,7 a 3,4 % em peso de Cu, 0,8 a 1,4 % em peso de Li, 0,1 a 0,8 % em peso de Ag, 0,2 a 0,6 % em peso de Mg e pelo menos um elemento escolhido dentre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf e Ti, a quantidade desse elemento, se for escolhido, sendo de 0,05 a 0,13 % em peso para Zr, 0,05 a 0,8 % em peso para Mn, 0,05 a 0,3 % em peso para Cr e para Sc , 0,05 a 0,5 % em peso para Hf e de 0,05 a 0,15 % em peso para Ti, o resto sendo o alumínio e impurezas inevitáveis, com a condição suplementar que a quantidade de Cu e de Li seja tal que Cu {% em peso) + 5/3 Li (% em peso) < 5,2; b) se funde uma placa a partir desse banho de metal líquido; c) se homogeneiza essa placa a uma temperatura compreendida entre 490 e 530°C durante um período de 5 a 60 horas; d) se lamina essa placa em uma chapa que tem uma espessura 1inai compreendida entre 0.8 e 12 mm: e) se coloca em solução e se tempera essa chapa; f) se traciona de forma controlada essa chapa com uma deformação permanente de 1 a 5 %; g) se realiza um revenido dessa chapa por aquecimento a 140 a 170°C durante 5 a 30 horas.Object of the Invention For these and other reasons, the present inventors have come to the present invention regarding an aluminum-copper-lithium-magnesium-silver alloy which has high mechanical strength, high toughness and specifically high crack length before unstable breakage of large pre-cracked panels, and high corrosion resistance. An object of the present invention is a process of manufacturing an aluminum alloy based sheet which has high toughness and mechanical strength, in which: ) is prepared a liquid metal bath comprising 2.7 to 3.4 wt% Cu, 0.8 to 1.4 wt% Li, 0.1 to 0.8 wt% Ag, 0 2 to 0,6% by weight of Mg and at least one element chosen from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti, the amount of this element, if chosen, from 0,05 to 0,13% by weight. weight for Zr, 0.05 to 0.8 wt% for Mn, 0.05 to 0.3 wt% for Cr and for Sc, 0.05 to 0.5 wt% for Hf ed and 0.05 to 0.15 wt% for Ti, the remainder being aluminum and unavoidable impurities, with the proviso that the amount of Cu and Li is such that Cu (wt%) + 5/3 Li ( wt%) <5.2; b) a plate is melted from this liquid metal bath; c) homogenizing the plate at a temperature of 490 to 530 ° C for a period of 5 to 60 hours; d) this plate is laminated to a plate having a thickness of between 0.8 and 12 mm; e) is placed in solution and tempered; (f) the traction is controlled in a controlled manner with a permanent deformation of 1 to 5%; g) tempering this plate by heating at 140 to 170 ° C for 5 to 30 hours.

Um outro objeto da invenção é um produto laminado, extrudado e/ou forjado em liga de alumínio, compreendendo 2,7 a 3,4 % em peso de Cu, 0,8 a 1,4 % em peso de Li, 0,1 a 0,8 % em peso de Ag, 0,2 a 0,6 % em peso de Mg e pelo menos um elemento escolhido dentre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf e Ti, a quantidade desse elemento, se for escolhido, sendo de 0,05 a 0,13 % em peso para Zr, 0,05 a 0,8 % em peso para Mn, 0,05 a 0,3 % em peso para Cr e para Sc, 0,05 a 0,5 % em peso para Hf e de 0,05 a 0,15 % em peso para Ti, o resto sendo o alumínio e impurezas inevitáveis, com a condição suplementar que a quantidade de Cu e de Li seja tal que: Cu (% em peso) + 5/3 Li (% em peso) < 5,2.Another object of the invention is an aluminum alloy rolled, extruded and / or forged product, comprising 2.7 to 3.4 wt% Cu, 0.8 to 1.4 wt% Li, 0.1 at 0,8% by weight of Ag, 0,2 to 0,6% by weight of Mg and at least one element chosen from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti, the amount of that element, if chosen, from 0.05 to 0.13 wt.% for Zr, 0.05 to 0.8 wt.% for Mn, 0.05 to 0.3 wt.% for Cr and for Sc, 0.05 to 0, 5 wt% for Hf and 0.05 to 0.15 wt% for Ti, the remainder being aluminum and unavoidable impurities, with the additional proviso that the amount of Cu and Li is such that: Cu (% by weight) weight) + 5/3 Li (wt%) <5.2.

Ainda outros objetos da invenção são elementos de estruturas, enrijecedores e painéis de fuselagem obtidos a partir desses produtos laminados, extrudados e/ou forjados.Still other objects of the invention are elements of structures, stiffeners and fuselage panels obtained from such rolled, extruded and / or forged products.

Descrição das Figuras Figura 1: curva R no sentido T-L (amostra CCT760).Description of the Figures Figure 1: R-curve towards T-L (sample CCT760).

Figura 2: curva R no sentido L-T (amostra CCT760).Figure 2: R-curve towards L-T (sample CCT760).

Figura 3: evolução da velocidade de fissuração no sentido T-L, quando a amplitude do fator de intensidade de esforço varia.Figure 3: evolution of the cracking speed in the T-L direction, when the amplitude of the effort intensity factor varies.

Figura 4: evolução da velocidade de fissuração no sentido L-T, quando a amplitude do fator de intensidade de esforço varia.Figure 4: evolution of the cracking velocity in the L-T direction, when the amplitude of the effort intensity factor varies.

Figura 5: curva R no sentido T-L (amostra CCT760) de amostras, de acordo com a invenção, tendo sido obtida com diferentes níveis de deformação por tração.Figure 5: T-L R-curve (sample CCT760) of samples according to the invention having been obtained with different levels of tensile strain.

Descrição Detalhada da Invenção Salvo menção contrária, todas as indicações referentes à composição química das ligas são expressas como uma percentagem em peso baseada no peso total da liga. A designação das ligas é feita em conformidade com as regras de The Aíuminium Association, conhecidas do técnico. As definições dos estados metalúrgicos são indicadas na norma européia EN 515.Detailed Description of the Invention Unless otherwise stated, all indications concerning the chemical composition of the alloys are expressed as a percentage by weight based on the total weight of the alloy. Alloys are designed in accordance with The Aluminum Association rules known to the technician. Definitions of metallurgical states are given in European standard EN 515.

Salvo menção contrária, as características mecânicas estáticas, em outros termos, a resistência à ruptura Rm, o limite de elasticidade convencional a 0,2 % de alongamento Rp0,2 e o alongamento à ruptura A , são determinadas por um teste de tração, segundo a norma EN 10002-1, a retirada e o sentido do teste sendo definidos pela norma EN-485-1. A velocidade de fissuração (da/dN) é determinada segundo a norma ASTM E 647. Uma curva da intensidade de esforço em função da extensão de fissura, conhecida como a curva R, é determinada segundo a norma ASTM E 561. O fator de intensidade de esforço crítico Kc, em outros termos o fator de intensidade que torna a fissura instável, é calculado a partir da curva R. O fator de intensidade de esforço Kco é também calculado, atribuindo o comprimento de fissura inicial à carga crítica, no começo da carga monótona. Esses dois valores são calculados para uma amostra da forma requerida. Kapp representa o fator KCo correspondente à amostra que foi utilizada para efetuar o teste de curva R. Ke« representa o fator Kc correspondente à amostra que foi utilizada para efetuar o teste de curva R. Aa^ma*) representa a extensão de fissura do último ponto válido da curva R. Salvo menção contrária, o tamanho de fissura no fim do estágio de pré-fissura por fadiga é W/3 para amostras do tipo M(T), na qual W é a largura da amostra, tal como definida na norma ASTM E561. É preciso observar que a largura da amostra utilizada em um teste de curva R pode ter uma influência substancial sobre a intensidade de esforço medida no teste. As chapas de fuselagem sendo de grandes painéis, os resultados de curva R obtidos sobre amostras suficientemente largas, tais como amostras que têm uma largura superior ou igual a 400 mm, são julgados os mais significativos para a avaliação da tenacidade. Por essa razão, as amostras de teste CCT760, que tinham uma largura de 760 mm, foram utilizadas preferencialmente para a avaliação da tenacidade. O comprimento da fissura inicial 2ao = 253 mm. A tenacidade foi th avaliada nos sentidos T-L como auxílio da energia global à ruptura Eg, segundo o teste Kahn. O esforço Kahn Re (em MPa) é igual à relação da carga máxima Fmax que pode suportar a amostra sobre a seção da amostra (produto da espessura B pela largura W). Re não permite avaliar a tenacidade relativa de amostras cujas características mecânicas estáticas são diferentes. A energia global a ruptura Eg é determinada como a área sob a curva Força-Desiocamento até à ruptura da amostra, Eg é diretamente ligada à tenacidade. O teste é descrito no artigo “Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness ofAluminum Alloy Sheet’, publicado na revista Materials Research & Standards, abril de 1964, p.151 -155. A amostra utilizada para o teste de tenacidade Kahn é descrita, por exemplo, no “Metals Handboock”, 8th Edition, vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242.Unless otherwise stated, the static mechanical characteristics, in other words, the tensile strength Rm, the conventional yield strength at 0,2% elongation Rp0,2 and the elongation at break A, are determined by a tensile test according to EN 10002-1, withdrawal and test direction being defined by EN-485-1. The cracking speed (da / dN) is determined according to ASTM E 647. A stress intensity curve as a function of crack length, known as the R curve, is determined according to ASTM E 561. The intensity factor critical stress Kc, in other words the intensity factor that makes the crack unstable, is calculated from the R curve. The stress intensity factor Kco is also calculated by assigning the initial crack length to the critical load at the beginning of monotonous load. These two values are calculated for a sample as required. Kapp represents the KCo factor corresponding to the sample that was used to perform the R curve test. Ke «represents the Kc factor corresponding to the sample that was used to perform the R curve test. Aa ^ ma *) represents the crack length of the last valid point of curve R. Unless otherwise stated, the crack size at the end of the fatigue pre-crack stage is W / 3 for type M (T) samples, where W is the sample width as defined. ASTM E561. It should be noted that the sample width used in an R curve test can have a substantial influence on the effort intensity measured in the test. The fuselage plates being of large panels, the R curve results obtained on sufficiently large samples, such as samples having a width greater than or equal to 400 mm, are considered to be the most significant for the toughness assessment. For this reason, the CCT760 test samples, which were 760 mm wide, were preferably used for toughness evaluation. The length of the initial crack 2ao = 253 mm. The toughness was th assessed in the T-L directions as an aid to global energy breaking Eg, according to the Kahn test. The Kahn Re effort (in MPa) is equal to the maximum load ratio Fmax that can support the sample over the sample section (product of thickness B by width W). Re does not allow to assess the relative toughness of samples whose static mechanical characteristics are different. The overall energy at breakdown Eg is determined as the area under the Force-Shift curve until the breakdown of the sample, Eg is directly linked to toughness. The test is described in the article 'Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet', published in the journal Materials Research & Standards, April 1964, p.151-155. The sample used for the Kahn toughness test is described, for example, in Metals Handboock, 8th Edition, vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242.

Por “chapa”, se quer dizer no caso um produto laminado que não excede 12 mm de espessura. O termo “elemento de estrutura” se refere a um elemento utilizado em construção mecânica para o qual as características mecânicas estáticas e /ou dinâmicas têm uma importância particular para o desempenho e a integridade da estrutura, e para o qual um cálculo da estrutura é geralmente prescrito ou efetuado. Trata-se tipicamente de uma peça mecânica cuja falha é capaz de colocar em perigo a segurança dessa construção, de seus usuários, ou de outros. Para um avião, esses elementos de estrutura compreendem notadamente os elementos que compõem a fuselagem (tais como, o revestimento de fuselagem (fuselage skin em inglês), os enrijecedores ou liças de fuselagem (Stringers), as divisórias estanques (blukheads), as armações de fuselagem (circumferential frames), as asas (tais como, o revestimento de velame (wing skin), os enrijecedores (stringers ou stiffeners), as nervuras (ribs) e longarinas (spars)) e a empenagem composta notadamente de estabilizadores horizontais e verticais (horizontal or vertical stabilisers), assim como os perfilados de piso (floor beams), os trilhos de bancos (seat tracks) e as portas. A liga alumínio-cobre-lítio-prata-magnésio, segundo um modo de realização da invenção tem de maneira vantajosa a seguinte composição: Tabela 1: Faixas de composição de ligas (% em peso, o resto sendo o Al) A fim de obterem-se os resultados desejados em termos de tenacidade, pode ser vantajoso obter uma dissolução quase perfeita durante um tratamento térmico de colocação em solução e também minimizar a decomposição da solução sólida durante a imersão. Os inventores determinaram que isto pode ser obtido, por exemplo, limitando-se a quantidade total de Cu e de Li, conforme a seguinte relação entre o cobre e o lítio.By "sheet metal" is meant in this case a laminated product not exceeding 12 mm in thickness. The term "structural element" refers to an element used in mechanical construction for which static and / or dynamic mechanical characteristics are of particular importance for structural performance and integrity, and for which a structural calculation is generally prescribed or made. It is typically a mechanical part whose failure is capable of endangering the safety of this construction, its users, or others. For an airplane, such structural elements include notably the elements that make up the fuselage (such as fuselage skin, Stringers, blukheads, frames circumferential frames, wings (such as the wing skin, stringers or stiffeners, ribs and spars) and warping composed notably of horizontal stabilizers and horizontal or vertical stabilizers, as well as floor beams, seat tracks and doors Aluminum-copper-lithium-silver-magnesium alloy according to one embodiment of the invention advantageously has the following composition: Table 1: Alloy composition ranges (wt%, the remainder being Al) In order to obtain the desired toughness results, it may be advantageous to obtain a dissolution. almost perfect during a solution heat treatment and also minimize decomposition of the solid solution during immersion. The inventors have determined that this can be obtained, for example, by limiting the total amount of Cu and Li according to the following relationship between copper and lithium.

Cu (% em peso) + 5/3 Li (% em peso) < 5,2 e assegurando uma velocidade de resfriamento durante a têmpera suficientemente elevada, por exemplo temperando na água fria.Cu (wt%) + 5/3 Li (wt%) <5.2 and ensuring a sufficiently high quench cooling rate, for example by tempering in cold water.

Para as composições preferidas e mais preferidas da tabela 1, a relação entre o cobre e o lítio é, de preferência: Cu {% em peso) + 5/3 Li (% em peso) < 5.For the preferred and most preferred compositions of Table 1, the ratio of copper to lithium is preferably: Cu (wt%) + 5/3 Li (wt%) <5.

Pelo menos um elemento, tal como Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti ou uma combinação destes é incluído(a) de forma a afinar o grão. As adições dependem do elemento: de 0,05 a 0,13 % em, peso (de preferência de 0,09 a 0,13 em peso) para Zr, de 0,05 a 0,8 % em peso para Mn, de 0,05 a 0,3 % em peso para Cr e Sc, de 0,05 a 0,5 % em peso para Hf e de 0,05 a 0,15 % em peso para Ti. Quando vários desses elementos anti-recristalizantes são acrescentados, a soma pode ser limitada pelo aparecimento de fases primárias.At least one element such as Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti or a combination thereof is included to fine tune the grain. Additions depend on the element: from 0.05 to 0.13 wt% (preferably from 0.09 to 0.13 wt%) for Zr, from 0.05 to 0.8 wt% for Mn, 0.05 to 0.3 wt% for Cr and Sc, 0.05 to 0.5 wt% for Hf and 0.05 to 0.15 wt% for Ti. When several of these anti-recrystallising elements are added, the sum may be limited by the appearance of primary phases.

Em uma outra realização vantajosa da invenção, a afinação de grão é realizada, graças ao acréscimo de 0,05 a 0,13 % em peso de Zr, de 0,02 a 0,3 % em peso de Sc e opcionalmente de 0,05 a 0,8 % em peso de Mn, de 0,05 a 0,3 % em peso de Cr, de 0,05 a 0,5 % em peso de Hf e de 0,05 a 0,15 % em peso de Ti.In another advantageous embodiment of the invention, the grain tuning is accomplished by adding 0.05 to 0.13 wt% Zr, 0.02 to 0.3 wt% Sc and optionally 0, 05 to 0.8 wt% Mn, 0.05 to 0.3 wt% Cr, 0.05 to 0.5 wt% Hf and 0.05 to 0.15 wt% from you.

Em certos casos, e particuíarmente para as chapas laminadas a quente de espessura compreendida entre 4 e 12 mm, pode ser vantajoso limitar o teor em Mn a 0,05 % em peso, e, de preferência a 0,03 % em peso. Os inventores observaram que, para essas espessuras, a presença de Mn torna mais difícil o controle da estrutura granular e pode afetar, ao mesmo tempo, as propriedades mecânicas e a tenacidade.In certain cases, and particularly for hot-rolled sheets of 4 to 12 mm thickness, it may be advantageous to limit the Mn content to 0.05% by weight, and preferably to 0.03% by weight. The inventors have observed that for these thicknesses the presence of Mn makes controlling the granular structure more difficult and can affect both mechanical properties and toughness at the same time.

Fe e St afetam geralmente as propriedades de tenacidade. A quantidade de Fe devería, de preferência, ser limitada a 0,1 % em peso e a quantidade de Si deveria, de preferência, ser limitada a 0,1 % em peso (de preferência, a 0,05 % em peso). Todos os outros elementos deveríam também, de preferência, ser limitados a 0,1 % em peso (de preferência, a 0,05 % em peso).Fe and St generally affect the toughness properties. The amount of Fe should preferably be limited to 0.1 wt% and the amount of Si should preferably be limited to 0.1 wt% (preferably 0.05 wt%). All other elements should also preferably be limited to 0.1 wt% (preferably 0.05 wt%).

Os inventores descobriram que, se o teor em cobre for superior a 3,4 % em peso, as propriedades de tenacidade poderão em certos casos cair rapidamente. Para certos modos de realização da invenção, é recomendado não ultrapassar um teor em cobre de 3,3 % em peso. De maneira preferida, o teor em cobre é superior a 3,0 % ou mesmo 3,1 % em peso.The inventors have found that if the copper content is greater than 3.4% by weight, the toughness properties may in certain cases fall rapidly. For certain embodiments of the invention, it is recommended not to exceed a copper content of 3.3% by weight. Preferably, the copper content is greater than 3.0% or even 3.1% by weight.

Os presentes inventores observaram que os teores em Zr superiores a 0,13 % em peso podem, em certos casos, levar a um desempenho de tenacidade inferior. Independentemente, a razão dessa queda de tenacidade, os inventores descobriram que o teor em Zr superior conduzia a uma formação de fases primárias AI3Zr. Nesse caso, uma temperatura de fundição elevada pode ser fundida elevada pode ser utilizada, a fim de evitar a formação das fases primárias, mas isto pode levar a menor qualidade do metal líquido, em termos de inclusão e de teor em gás. É por isso que os presentes inventores consideram que o Zr deveria vantajosamente não exceder 0,13 % em peso.The present inventors have observed that Zr contents greater than 0.13% by weight may in certain cases lead to lower toughness performance. Regardless of the reason for this drop in toughness, the inventors found that the higher Zr content led to the formation of AI3Zr primary phases. In that case, a high melt temperature can be melted high can be used to prevent the formation of the primary phases, but this can lead to lower liquid metal quality in terms of inclusion and gas content. That is why the present inventors consider that Zr should advantageously not exceed 0.13% by weight.

Os inventores descobriram que se o teor em Li for inferior a 0,8 % em peso ou mesmo 0,9 % em peso, a melhoria da resistência mecânica será muito pequena. Em certos casos, pode ser vantajoso que o teor em Li seja > 0,9 % em peso. Também, com esses baixos teores em Li, a diminuição da densidade da liga será muito pequena. Para um teor em Li superior a 1,4 % até mesmo superior a 1,2 % em peso ou mesmo superior a 1,1 % em, peso, a tenacidade é reduzida de forma significativa. Também, esses teores em Li elevados têm muitas desvantagens ligadas notadamente à estabilidade térmica, a fundição e ao custo das matérias-primas, O acréscimo de Ag é uma característica essencial da invenção. Os desempenhos em resistência mecânica e em tenacidade observados pelos inventores não são habitualmente atingidos para ligas que não contêm prata. Os inventores pensam que a prata exerce um papel quando da formação das fases de endurecimento, contendo o cobre, formadas durante o envelhecimento natural ou artificial e permite em particular a formação de fases mais finas e uma distribuição mais homogênea dessas fases. O efeito vantajoso de Ag é observado para um teor desse elemento superior a 0,1 % em peso e preferencialmente superior a 0,2 % em peso. De forma a limitar o custo associado ao acréscimo de Ag, pode ser vantajoso não exceder 0,5 % em peso ou mesmo 0,4 % em peso. O acréscimo de Mg melhora a resistência mecânica e diminui a densidade. Uma adição excessiva de Mg teria todavia um efeito nefasto sobre a tenacidade. Em uma realização vantajosa da invenção, o teor em Mg é limitado a 0,4 % em peso. Os inventores pensam que o acréscimo de Mg podería também ter um papel durante a formação das fases contendo cobre. O banho de metal líquido tendo uma composição, de acordo com a invenção, é em seguida fundido. A presente invenção permite obter um produto laminado, extrudado e/ou forjado, cuja espessura está, de uma forma vantajosa, compreendida entre 0,8 e 12 mm e de preferência entre 2 e 12 mm.The inventors have found that if the Li content is less than 0.8 wt% or even 0.9 wt%, the improvement in mechanical strength will be very small. In certain cases, it may be advantageous for the Li content to be> 0.9% by weight. Also, with these low Li contents, the decrease in alloy density will be very small. For a Li content of more than 1,4%, even more than 1,2% by weight or even more than 1,1% by weight, the toughness is significantly reduced. Also, such high Li contents have many disadvantages notably linked to the thermal stability, melting and cost of the raw materials. The addition of Ag is an essential feature of the invention. The mechanical strength and toughness performances observed by the inventors are not usually achieved for non-silver alloys. The inventors think that silver plays a role in the formation of the copper-containing hardening phases formed during natural or artificial aging and in particular allows for the formation of thinner phases and a more homogeneous distribution of these phases. The advantageous effect of Ag is observed for a content of this element greater than 0.1 wt% and preferably greater than 0.2 wt%. In order to limit the cost associated with adding Ag, it may be advantageous not to exceed 0.5 wt% or even 0.4 wt%. Increasing Mg improves mechanical strength and decreases density. Excessive addition of Mg would however have a detrimental effect on toughness. In an advantageous embodiment of the invention, the Mg content is limited to 0.4% by weight. The inventors think that the addition of Mg could also play a role during the formation of copper containing phases. The liquid metal bath having a composition according to the invention is then melted. The present invention enables a laminated, extruded and / or forged product to be obtained, the thickness of which is advantageously from 0.8 to 12 mm and preferably from 2 to 12 mm.

De acordo com um modo de realização vantajoso da presente invenção, uma liga que tem quantidades ajustadas de elementos de liga é fundida sob a forma de placa. A placa é em seguida homogeneizada a 490 a 530°C, durante 5 a 60 horas. Os inventores observaram que as temperaturas de homogeneização superiores a 530°C podem tender a reduzir o desempenho de tenacidade em certos casos.According to an advantageous embodiment of the present invention, an alloy having adjusted amounts of alloying elements is cast in plate form. The plate is then homogenized at 490 to 530 ° C for 5 to 60 hours. The inventors have observed that homogenization temperatures above 530 ° C may tend to reduce toughness performance in certain cases.

Antes da laminação a quente, as placas são aquecidas a 490 a 530°C, durante 5 a 30 horas. Uma laminação a quente é feita para se obter uma espessura compreendida entre 4 e 12 mm. Para uma espessura de a-proximadamente 4 mm ou menos, uma etapa de laminação a frio pode ser acrescentada, se necessário. A chapa obtida tem uma espessura compreendida, de preferência, entre 0,8 e 12 mm, e a invenção é mais vantajosa para chapas de 2 a 12 mm de espessura e mesmo 2 a 9 mm e ainda mais vantajosa para chapas de 3 a 7 mm de espessura. As chapas são em seguida colocadas em solução, por exemplo por tratamento térmico entre 490 e 530°C durante 15 minutos a 2 horas, depois temperadas com água à temperatura ambiente ou preferencialmente a água fria. O produto sofre em seguida uma tração controlada de 1 a 5 % e preferencialmente de 2,5 a 4 %. Esses níveis de martelamento a frio podem também ser obtidos por laminação a frio, planagem, forja ou uma combinação desses métodos e da tração controlada. De maneira vantajosa, o martelamento a frio total, após têmpera está compreendido entre 2,5 e 4 %. Em particular, quando uma operação de planagem é feita entre a têmpera e a tração controlada e que nenhuma outra deformação a frio é realizada, pode ser vantajoso que a deformação por tração controlada esteja compreendida entre 1,7 e 3,5 %. Os inventores observaram que a tenacidade tende a diminuir, quando a deformação por tração controlada é superior a 5 %. Além disso, os resultados de Kahn test, em particular Eg tende a diminuir para deformações permanentes superiores a 5 %. É dessa forma recomendado não ultrapassar uma deformação permanente de 5 %. Por outro lado, se a tração for superior a 5 %, poderão ser encontradas dificuldades industriais, tais como uma utilização elevada assim como dificuldades de enformação, o que aumentaria o custo do produto.Prior to hot rolling, the plates are heated at 490 to 530 ° C for 5 to 30 hours. Hot rolling is made to obtain a thickness of between 4 and 12 mm. For a thickness of about 4 mm or less, a cold rolling step may be added if necessary. The sheet obtained has a thickness preferably between 0.8 and 12 mm, and the invention is more advantageous for sheets of 2 to 12 mm and even 2 to 9 mm and even more advantageous for sheets of 3 to 7. mm thick. The plates are then placed in solution, for example by heat treatment at 490 to 530 ° C for 15 minutes to 2 hours, then quenched with room temperature water or preferably cold water. The product then undergoes a controlled traction of 1 to 5% and preferably of 2.5 to 4%. These levels of cold hammering can also be achieved by cold rolling, gliding, forging or a combination of these methods and controlled traction. Advantageously, the total cold hammering after quenching is between 2.5 and 4%. In particular, when a gliding operation is carried out between quenching and controlled traction and no further cold deformation is performed, it may be advantageous for controlled tensile deformation to be between 1.7 and 3.5%. The inventors have observed that toughness tends to decrease when controlled tensile strain is greater than 5%. In addition, Kahn test results, in particular Eg tends to decrease for permanent deformations greater than 5%. It is therefore recommended not to exceed a permanent deformation of 5%. On the other hand, if the traction is greater than 5%, industrial difficulties such as high utilization as well as shaping difficulties could be encountered, which would increase the cost of the product.

Um revenido é realizado a uma temperatura compreendida entre 140 e 170°C durante 5 a 30 horas, o que permite conseguir um estado T8. Em certos casos e, em particular, para as composições preferidas e mais preferidas da tabela 1 o revenido é mais preferencialmente realizado, entre 140 e 155°C durante 10 a 30 horas. Temperaturas de revenido baixas favorecem geralmente uma elevada tenacidade. Em um modo de realização da presente invenção, a etapa de revenido é dividido em duas etapas: uma eta- pa de pré-revenido anterior a uma operação de soldagem, e um tratamento térmico final de um elemento de estrutura soldado. No âmbito da presente invenção, uma soldagem por atrito-malaxagem é um técnica de soldagem preferida.Tempering is carried out at a temperature of 140 to 170 ° C for 5 to 30 hours, which enables a T8 state to be achieved. In certain cases, and in particular for the preferred and most preferred compositions of Table 1, tempering is most preferably carried out at 140 to 155 ° C for 10 to 30 hours. Low tempering temperatures generally favor high toughness. In one embodiment of the present invention, the tempering step is divided into two steps: a pre-tempering step prior to a welding operation, and a final heat treatment of a welded frame member. Within the scope of the present invention, friction-mesh welding is a preferred welding technique.

As chapas, de acordo com a invenção, têm propriedades vantajosas para microestruturas recristalizadas, não recristalizadas ou mistas {isto é, compreendendo zonas recristalizadas e zonas não recristalizadas). Em certos casos, os inventores observaram que podia ser vantajoso evitar as microestruturas mistas: para as chapas cuja espessura está compreendida entre 4 e 12 mm, pode ser vantajosos que a microestrutura seja completamente não recristalizada.The plates according to the invention have advantageous properties for recrystallized, unrecrystallized or mixed microstructures (i.e. comprising recrystallized zones and non-recrystallized zones). In certain cases, the inventors have observed that it may be advantageous to avoid mixed microstructures: for sheets whose thickness is between 4 and 12 mm, it may be advantageous for the microstructure to be completely non-recrystallized.

As características das chapas obtidas, de acordo com a invenção, estão no estado T8: - o limite de elasticidade convencional Rpo,2 no sentido L é, de preferência, de pelo menos 440 MPa, preferencialmente de pelo menos 450 MPa ou mesmo de pelo menos 460 MPa; - a resistência à ruptura Rm no sentido L é, de preferência, de pelo menos 470 MPa preferencialmente de pelo menos 480 MPa ou mesmo de pelo menos 490 MPa; - as propriedades de tenacidade utilizando amostras CCT76Q (com 2ao = 253 mm) são tais como: Kapp na direção T-L é, de preferência, de pelo menos 110 MPa Vm e preferencialmente de pelo menos 130 MPaVm ou mesmo de pelo menos 140 MPa Vm;The characteristics of the sheets obtained according to the invention are in the T8 state: - the conventional yield strength Rpo, 2 in the L direction is preferably at least 440 MPa, preferably at least 450 MPa or at least minus 460 MPa; the breaking strength Rm in the direction L is preferably at least 470 MPa, preferably at least 480 MPa or even at least 490 MPa; the toughness properties using CCT76Q samples (with 2ao = 253 mm) are such as: Kapp in the T-L direction is preferably at least 110 MPa Vm and preferably at least 130 MPaVm or even at least 140 MPa Vm;

Kapp na direção L-T é de pelo menos 150 MPa^/m e preferencialmente de pelo menos 170 MPaVm ;Kapp in the L-T direction is at least 150 MPa3 / m and preferably at least 170 MPaVm;

Ketf na direção T-L é de pelo menos 130 MPaVm e preferencialmente de pelo menos 150 MPaVm ;Ketf in the T-L direction is at least 130 MPaVm and preferably at least 150 MPaVm;

Keff na direção L-T é de pelo menos 170 MPa^m ou mesmo de pelo menos 190 MPaVm e preferencialmente de pelo menos 230 MPa^m ;Keff in the L-T direction is at least 170 MPa m or even at least 190 MPa m and preferably at least 230 MPa m;

Aaeff(max)> a extensão de fissura do último ponto válido da curva R na direção T-L é de preferência de pelo menos 30 mm e preferencialmente de pelo menos 40 mm; a extensão de fissura do último ponto válido da curva R na direção L-T é de preferência de pelo menos 50 mm. A enformação da chapa da invenção pode vantajosamente ser feita por encaixe profundo, estiramento, fluotorneamento, rodagem ou dobra, essas técnicas sendo conhecidas do técnico.Aaeff (max)> the crack length of the last valid point of curve R in the T-L direction is preferably at least 30 mm and preferably at least 40 mm; The crack length of the last valid point of curve R in the L-T direction is preferably at least 50 mm. The forming of the plate of the invention may advantageously be done by deep engaging, stretching, flotation, rolling or bending, such techniques being known to the skilled artisan.

Na ligação de peças estruturais, todas as técnicas conhecidas e possíveis de rebitamento e de soldagem apropriadas para ligas em alumínio podem ser utilizadas, se desejado. Essa chapa pode ser fixada em enrijece-dores ou armações, por exemplo por rebitamento ou soldagem. Os inventores descobriram que se a soldagem for escolhida, pode ser preferível aplicar técnicas de soldagem à baixa temperatura, que ajudam a garantir que a zona afetada termicamente seja tão pequena quanto possível. Em relação a isso, a soldagem a laser e a soldagem por atrito-malaxagem dão freqüente-mente resultados particularmente satisfatórios. No âmbito da invenção, a soldagem por atrito-malaxagem é o método de soldagem preferido. As juntas soldadas, de acordo com a invenção, obtidas vantajosamente por soldagem por atrito-malaxagem têm um coeficiente de eficácia da junta superior a 70 % e, de preferência, superior a 75 %. Esse resultado vantajoso é obtido que o revenido seja praticado antes ou depois a operação de soldagem.In joining structural parts, all known and possible riveting and welding techniques suitable for aluminum alloys may be used, if desired. This plate can be fixed to stiffeners or frames, for example by riveting or welding. The inventors have found that if welding is chosen, it may be preferable to apply low temperature welding techniques, which help to ensure that the thermally affected zone is as small as possible. In this regard, laser welding and friction-knitting welding often give particularly satisfactory results. Within the scope of the invention, friction-welding welding is the preferred welding method. The welded joints according to the invention advantageously obtained by friction-weld welding have a joint effectiveness coefficient of greater than 70% and preferably greater than 75%. This advantageous result is obtained that tempering is practiced before or after the welding operation.

Um elemento de estrutura, formado de pelo menos um produto, de acordo com a invenção, em particular de uma chapa, de acordo com a invenção, e de enrijecedores ou de armações, esses enrijecedores ou armações sendo de preferência constituídos de perfilados extrudados, pode ser utilizado em particular para a fabricação de painéis de fuselagem de aeronaves, da mesma forma que qualquer outra utilização na qual as propriedades poderíam ser vantajosas.A frame member formed of at least one product according to the invention, in particular a plate according to the invention, and stiffeners or frames, such stiffeners or frames preferably consisting of extruded profiles, be used in particular for the manufacture of aircraft fuselage panels, just as any other use in which properties could be advantageous.

De acordo com a invenção, elementos de estruturas, enrijecedores, e/ou painéis de fuselagem, podem ser fabricados a partir de produtos laminados, extrudados e/ou forjados obtidos. Os inventores descobriram que a chapa da invenção tem propriedades mecânicas estáticas particularmente favoráveis e uma elevada tenacidade. Para produtos conhecidos, as chapas de elevada tenacidade têm geralmente pequenos limites de elasticidade c resistência à ruptura. Para a chapa da invenção, as propriedades mecânicas elevadas favorecem uma aplicação industrial para partes estruturais de aeronave, o limite de elasticidade e a resistência à ruptura dessa chapa sendo características que são diretamente consideradas para o cálculo de elementos de estrutura e, em particular, de painéis de fuselagem, compreendendo chapas e/ou enrijecedores, de acordo com a invenção, mostraram uma possibilidade de redução de peso em relação a elementos de estrutura de propriedades comparáveis compreendendo apenas chapas da técnica anterior em liga 2024, 2056, 2098, 7475 ou 6156. Essas reduções de peso são, em geral, de 1 a 10 % e, em certos casos, reduções de peso mesmo superiores podem ser alcançadas. A título de exemplo, em uma peça de forma e dimensões determinadas, a simples substituição da liga 2024 por uma liga, de acordo com a invenção, sem redimensionar o elemento de estrutura, em função da melhoria das características mecânicas, pode permitir uma redução de peso da ordem de 3 a 3,5 %.According to the invention, structural members, stiffeners, and / or fuselage panels may be manufactured from obtained rolled, extruded and / or forged products. The inventors have found that the sheet of the invention has particularly favorable static mechanical properties and high toughness. For known products, high tenacity sheets generally have small limits of elasticity and tear strength. For the plate of the invention, the high mechanical properties favor an industrial application for aircraft structural parts, the yield strength and the breaking strength of such plate being characteristics that are directly considered for the calculation of structural elements and in particular of fuselage panels comprising sheets and / or stiffeners according to the invention have shown a possibility of weight reduction over comparable property structure members comprising only prior art alloy sheets 2024, 2056, 2098, 7475 or 6156 These weight reductions are generally 1 to 10% and in some cases even greater weight reductions can be achieved. By way of example, in a workpiece of certain shape and size, the simple replacement of alloy 2024 by an alloy according to the invention without resizing the structural element, as a result of the improvement of mechanical characteristics, may allow a reduction of order weight from 3 to 3.5%.

As características mecânicas elevadas das ligas, de acordo com a invenção, permitem desenvolver produtos de uma dimensão e forma mais leve ainda o que permite atingir ou mesmo ultrapassar uma redução de peso de 10%. A chapa da invenção não induz geralmente nenhum problema particular durante operações posteriores de tratamento de superfície classi-camente utilizadas em construção aeronáutica. A resistência à corrosão intergranular da chapa da invenção é geralmente elevada; a título de exemplo, detectam-se em geral picotes, quando o metal é submetido a um teste de corrosão. Em um modo de realização preferido da invenção, a chapa da invenção pode ser utilizada sem colocação.The high mechanical characteristics of the alloys according to the invention make it possible to develop products of an even lighter size and shape which allows to achieve or even exceed a 10% weight reduction. The sheet of the invention generally does not induce any particular problem during subsequent surface treatment operations classically used in aeronautical construction. The intergranular corrosion resistance of the sheet of the invention is generally high; By way of example, perforation is generally detected when the metal is subjected to a corrosion test. In a preferred embodiment of the invention, the sheet of the invention may be used without placement.

Esses aspectos, assim como outros da invenção são explicados mais detalhadamente com o auxílio do seguinte exemplo ilustrativo e não limitador.These aspects as well as others of the invention are explained in more detail with the aid of the following illustrative and non-limiting example.

Exemplos Exemplo 1 Em relação com a presente invenção, vários materiais conhecidos são apresentados para fins de comparação (referências A a E). Eles compreendem, respectivamente, as ligas 2024, 2056, 7475, 6156 e 2098. Os exemplos da invenção são marcados com F a I. A composição química das diversas ligas testadas é fornecida na tabela 2.Examples Example 1 In connection with the present invention, various known materials are presented for comparison purposes (references A to E). They comprise respectively alloys 2024, 2056, 7475, 6156 and 2098. Examples of the invention are marked with F to I. The chemical composition of the various alloys tested is given in Table 2.

Tabela 2: Composição química (% em peso) A massa volúmica das diferentes ligas testadas é apresentada na tabela 3. As amostras F a I apresentam a menor massa volúmica dos diferentes materiais testados.Table 2: Chemical composition (% by weight) The density of the different alloys tested is shown in Table 3. Samples F to I have the lowest density of the different materials tested.

Tabela 3: massa volúmica das ligas testadas. O processo utilizado para a fabricação das amostras de referência A a D é o processo industrial clássico, essa amostras de referência foram colo- cadas. Os estados metalúrgicos finais para A, B, CcD eram, respectivamente, T3m T3, T76 e T6, segundo a norma EN573. O processo aplicado para fabricar as amostras E e F é apresentado na tabela 4. Em certos casos, uma etapa de aplainamento foi feita entre a têmpera e a tração controlada, Para fins de comparação, as amostras E não foram transformadas com suas condições as mais habituais, que compreendem uma operação de tração controlada com um alongamento entre 5 e 10 %. A amostra E#3 sofreu um tratamento de re-cozimento antes da colocação em solução para fins de melhoria da tenacidade. O processo particular realizado pela amostra E#3, incluindo uma etapa suplementar, não seria favorável para uma aproximadamente industrial, em razão do aumento de custo ligado a essa etapa. Para as outras amostras fabricadas com a liga E, nenhuma etapa de recozimento foi realizada.Table 3: density of the alloys tested. The process used to manufacture the reference samples A through D is the classic industrial process, these reference samples have been placed. The final metallurgical states for A, B, CcD were respectively T3m T3, T76 and T6 according to EN573. The process applied to fabricate samples E and F is given in table 4. In certain cases, a planing step was made between quenching and controlled traction. For comparison purposes, samples E were not transformed with their most stringent conditions. which comprise a controlled traction operation with an elongation of between 5 and 10%. Sample E # 3 was re-cooked prior to solution solution for toughness improvement. The particular process performed by sample E # 3, including an additional step, would not be favorable for an approximately industrial one because of the increased cost associated with this step. For the other samples made with alloy E, no annealing step was performed.

Tabela 4: condições das etapas consecutivas de transformação Para as referências G. Η l e J. a seleção precisa de composição permite uma dissolução completa, permanecendo a uma temperatura de colocação em solução significativamente inferior ao solidus.Table 4: Conditions of Consecutive Transformation Steps For references G. Η l and J. Precise composition selection allows complete dissolution while remaining at a solution temperature significantly lower than solidus.

Após revenido, foram cortadas as amostras nas dimensõs desejadas. A tabela 5 fornece a referência das diferentes amostras e de suas dimensões.After tempering, the samples were cut to the desired dimensions. Table 5 gives the reference of the different samples and their dimensions.

Tabela 5: dimensões finais das amostras As amostras foram testadas para determinar suas propriedades mecânicas estáticas da mesma forma que sal tenacidade. O limite de elasticidade Rpo.2, a resistência à ruptura Rm, e o alongamento à ruptura (A) são fornecidos na tabela 6.Table 5: Final sample dimensions Samples were tested to determine their static mechanical properties in the same way as salt toughness. The yield strength Rpo.2, the breaking strength Rm, and the breaking elongation (A) are given in table 6.

Tabela 6: Propriedades mecânicas das amostras As propriedades mecânicas estáticas das amostras, de acordo com a invenção, são muito elevadas comparadas com a liga clássica da faixa 2XXX tolerantes aos danos, e da mesma ordem de grandeza que a a-mostra 7475 T76 referenciada com C. A resistência mecânica das amostras, de acordo com a invenção, é ligeiramente inferior à resistência mecânica da liga de referência E, Os inventores consideram que o teor em cobre inferior e o teor em zircônio inferior das amostras, de acordo com a invenção, influenciam ligeiramente sua resistência mecânica.Table 6: Mechanical properties of the samples The static mechanical properties of the samples according to the invention are very high compared to the classic damage tolerant alloy of the 2XXX range and of the same order of magnitude as the 7475 T76 referenced with C. The mechanical strength of the samples according to the invention is slightly lower than the mechanical strength of the reference alloy E. The inventors consider that the lower copper content and the lower zirconium content of the samples according to the invention slightly influence its mechanical strength.

As curvas R de certas amostras, de acordo com a invenção, e das amostras E de referência são fornecidas nas figuras 1 e 2, para as direções T-Le L-T, respectiva mente. A figura 1 mostra claramente que a extensão de fissura do último ponto válido da curva R (Aaeff<max)) é muito maior para as amostras da invenção do que para a amostra E#1, E#3, E#31 e E#4. Esse parâmetro é pelo menos tão crítico quanto os valores Kapp, devido ao fato de, conforme explicado na descrição da técnica anterior, o comprimento da curva R é um parâmetro importante para a concepção da fuselagem. A figura 2 mostra a mesma tendência, embora a direção L-T dê intrinsecamen-te um melhor resultado. A curva R da amostra F#3 não pôde ser medida na direção L-T, pois a carga máxima da máquina foi atingida. A tabela 7 resume os resultados dos testes de tenacidade. Para as chapas, de acordo com a invenção, o valor de KgPP no sentido T-L é superior a 110 MPaVm, e mesmo superior a 130 MPaVm, enquanto que para as amostras E em liga 2098 de referência o valor de Kapp no sentido T-L é inferior a 110 MPaVm à parte para a amostra E#3 que sofreu uma etapa especial de recozimento, antes colocada em solução.The R curves of certain samples according to the invention and of the reference samples E are given in Figures 1 and 2 for the directions T-Le L-T, respectively. Figure 1 clearly shows that the crack length of the last valid point of curve R (Aaeff <max)) is much larger for the samples of the invention than for sample E # 1, E # 3, E # 31 and E # 4 This parameter is at least as critical as the Kapp values because, as explained in the prior art description, the length of the R curve is an important parameter for fuselage design. Figure 2 shows the same trend, although the L-T direction gives you a better result intrinsically. The R curve of sample F # 3 could not be measured in the L-T direction because the maximum machine load was reached. Table 7 summarizes the results of the toughness tests. For sheets according to the invention the value of KgPP in the TL direction is greater than 110 MPaVm and even greater than 130 MPaVm, whereas for the reference E alloy samples 2098 the Kapp value in the TL direction is less than at 110 MPaVm apart for sample E # 3 which has undergone a special annealing step before being placed in solution.

Tabela 7: resultados dos testes de tenacidade Os resultados oriundos da curva R são agrupados na tabela 8. A extensão de fissura do último ponto válido da curva R é superior para as amostras da invenção do que para as amostras de referência. Assim, no sentido T-L, todas as amostras, de acordo com a invenção, atingem uma extensão de fissura de pelo menos 30 mm e mesmo de pelo menos 40 mm, enquanto que a extensão máxima de fissura é inferior a 40 mm para as a-mostras de referência. Os inventores consideram que várias razões podem ser propostas para explicar esse desempenho, como o mais baixo teor em Cu, e/ou o menor teor em Zr.Table 7: Tenacity Test Results Results from the R curve are grouped in Table 8. The crack length of the last valid point of the R curve is higher for the invention samples than for the reference samples. Thus, in the TL direction, all samples according to the invention reach a crack length of at least 30 mm and even at least 40 mm, while the maximum crack length is less than 40 mm for the cracks. reference shows. The inventors consider that several reasons may be proposed to explain this performance, such as the lowest Cu content and / or the lowest Zr content.

Tabela 8: dados de resumo da curva R.Table 8: R-curve summary data.

As figuras 3 e 4 mostram a evolução da velocidade de fissuração da/dN (em mm/ciclo) na orientação T-L e L-T, respectivamente, para diferentes níveis de fator de intensidade de esforço (ΔΚ). A largura da amostra era de 400 mm (amostra CCT 400) e R = 0,1. Não se observa diferença maior entre as amostras E e F. A velocidade de fissuração da amostra F está na mesma faixa que naquela tipicamente obtida para a liga 2056 (Amostra B) e inferior àquela obtida para a liga 6156 (Amostra D). A resistência a corrosão intergranular foi testada, segundo a norma A$TM G110. Para todas as amostras, de acordo com a invenção, não se detectou nenhuma corrosão intergranular. Nenhuma corrosão intergranu-lar não foi também detectada sobre as amostras em liga 2098 de referência (E#1 a E#4). Para a amostra B (para a qual se retirara a colocação), observou-se uma corrosão intergranular com uma profundidade média de 120 pm e para a amostra D (para a qual se retirara a colocação), observou-se uma corrosão inter granular com uma profundidade média de 180 pm. A resistência à corrosão intergranular era assim muito elevada para as amostras, de acordo com a invenção.Figures 3 and 4 show the evolution of the cracking velocity of / dN (in mm / cycle) in the T-L and L-T orientation, respectively, for different stress intensity factor (ΔΚ) levels. The sample width was 400 mm (CCT 400 sample) and R = 0.1. No greater difference is observed between samples E and F. The cracking rate of sample F is in the same range as that typically obtained for alloy 2056 (Sample B) and lower than that obtained for alloy 6156 (Sample D). The resistance to intergranular corrosion has been tested to A $ TM G110. For all samples according to the invention no intergranular corrosion was detected. No intergranular corrosion was also not detected on the reference alloy 2098 samples (E # 1 to E # 4). For sample B (for which placement was removed), an intergranular corrosion with an average depth of 120 pm was observed and for sample D (for which placement was removed), intergranular corrosion was observed with an average depth of 180 pm. The resistance to intergranular corrosion was thus very high for the samples according to the invention.

Exemplo 2 Nesse exemplo, a influência da taxa de deformação por tração foi estudada sobre amostras na escala do laboratório. Seis amostras provenientes da fundição H e transformadas em chapas de espessura 5 mm, segundo as condições descritas na tabela 4 foram deformadas por tração controlada com uma taxa de deformação permanente compreendido entre 1 e 5 %, depois sofreram um revenido de 18 horas a 155°C. As amostras foram testadas para determinar suas propriedades mecânicas estáticas da mesma forma que sua tenacidade. O limite de elasticidade Rp0,2, a resistência à ruptura Rm, e o alongamento à ruptura (A) são fornecidos na tabela 9.Example 2 In this example, the influence of the tensile strain rate was studied on laboratory scale samples. Six samples from casting H and cast into sheets of 5 mm thickness under the conditions described in Table 4 were deformed by controlled traction with a permanent deformation rate of 1 to 5%, then 18 hours at 155 °. Ç. The samples were tested to determine their static mechanical properties in the same way as their toughness. The yield strength Rp0,2, the breaking strength Rm, and the breaking elongation (A) are given in table 9.

Tabela 9: Propriedades mecânicas das amostras laboratório tendo diferentes taxas de deformação permanente As características mecânicas estáticas aumentam com a taxa de deformação permanente, quando da tração controlada. O essencial do aumento é atingido para uma taxa de deformação permanente de 3 %. Assim, o aumento de Rm(L) é de 7 % para um aumento da taxa de deformação permanente de 1 a 3 % , enquanto que ela é somente de 3 % para um aumento de 4 a 6 %. A tenacidade foi avaliada pelo método dito Kahn test, os resultados são dados na tabela 10.Table 9: Mechanical properties of laboratory samples having different rates of permanent deformation Static mechanical characteristics increase with the rate of permanent deformation during controlled traction. The bulk of the increase is achieved for a permanent deformation rate of 3%. Thus, the increase of Rm (L) is 7% for a permanent deformation rate increase of 1 to 3%, while it is only 3% for a 4 to 6% increase. The toughness was evaluated by the Kahn test method, the results are given in table 10.

Tabela 10: Resultados do Kahn test feito sobre as amostras laboratório tendo diferentes taxas de deformação permanente. A relação entre a energia global à ruptura Eg e a tenacidade é direta embora os valores de Eg não podem ser utilizados para pré-dizer os resultados da curva R de amostras largas em razão das geometrias diferentes dos testes. Pode-se observar que Eg diminui lentamente até uma deformação permanente de 5 % e diminui de forma mais brutal para uma deformação permanente de 6 %.Table 10: Kahn test results made on laboratory samples having different rates of permanent deformation. The relationship between the global energy at the rupture Eg and the toughness is straightforward although the Eg values cannot be used to pre-tell the results of the R curve of large samples due to the different test geometries. It can be seen that Eg slowly decreases to a permanent deformation of 5% and decreases more brutally to a permanent deformation of 6%.

Exemplo 3 Nesse exemplo, a influência da taxa de deformação permanente obtida por tração controlada foi estudada sobre amostras industriais. Duas amostras oriundas da fundição J e transformadas em chapas de espessura de 5 mm, segundo as condições indicadas na tabela 4 foram aplainadas e sofreram uma tração controlada com uma taxa de deformação permanente de 1,8 % e 3,4 %. As amostras foram testadas para determinar suas propriedades mecânicas estáticas da mesma forma que sua tenacidade. O limite de elasticidade Rp0i2, a resistência à ruptura Rm, e o alongamento à ruptura (A) são fornecidos na tabela 11.Example 3 In this example, the influence of the permanent strain rate obtained by controlled traction was studied on industrial samples. Two samples from casting J and cast into 5 mm thick sheets, according to the conditions indicated in table 4, were flattened and underwent controlled traction with a permanent deformation rate of 1.8% and 3.4%. The samples were tested to determine their static mechanical properties in the same way as their toughness. The yield strength Rp0i2, the breaking strength Rm, and the breaking elongation (A) are given in table 11.

Tabela 11: propriedades mecânicas das amostras industriais que têm diferentes taxas de deformação permanente As curvas R obtidas para as duas amostras na direção T-L são apresentadas na figura 5. A tabela 12 resume os resultados das curvas R. A amostra que sofreu uma deformação permanente de 1,8 % apresenta uma resistência mecânica mais fraca do que a amostra que sofreu uma deformação permanente de 3,4 %. Por outro lado, uma tenacidade muito elevada foi observada para as duas amostras.Table 11: Mechanical Properties of Industrial Samples That Have Different Permanent Deformation Rates The R curves obtained for the two samples in the TL direction are shown in Figure 5. Table 12 summarizes the results of the R curves. The sample that suffered a permanent deformation of 1.8% has a weaker mechanical strength than the sample that suffered a permanent deformation of 3.4%. On the other hand, a very high toughness was observed for both samples.

Tabela 12: Resultados dos testes de tenacidade feitos sobre as amostras industriais que têm diferentes taxas de deformação permanente.Table 12: Results of toughness tests made on industrial samples that have different rates of permanent deformation.

Exemplo 4 Nesse exemplo, a resistência mecânica de juntas soldadas entre chapas da invenção ou entre chapas de referência foi avaliada. Chapas de espessura de 3,2 mm proveniente das fundições D (6156), E e I foram soldadas por soldagem por atrito-malaxagem. A soldagem foi feita sobre uma máquina MTS ISTIR ®. Os parâmetros de soldagem foram escolhidos com base em testes feitos quando de um estudo preliminar. A seleção dos parâmetros foi feita em função dos resultados de observações microestruturais e de testes de dobra. Para as chapas provenientes das tundições E e !, as íi gações foram feitas com uma velocidade de rotação do ferramenta de 800 rpm (rotações por minuto) e uma velocidade de soldagem de 300 mm/min. Para chapas provenientes da fundição D, as ligações foram feitas com uma velocidade de rotação da ferramenta de 510 rpm (rotações por minuto) e uma velocidade de soldagem de 900 mm/min. O revenido foi feito seja antes, seja após a ligação por soldagem por atrito-malaxagem. Os resultados são dados na tabela 13, O desempenho das juntas soldadas obtidas com as chapas, de acordo com a invenção, foi particularmente satisfatório por dois aspectos. Em primeiro lugar, o coeficien-te de eficácia da junta, que é a relação entre a resistência à ruptura da junta soldada e aquela da chapa não soldada, é superior a 70 % e mesmo superior a 75 % para as chapas da invenção. Esse coeficiente atinge mesmo 80 % em certos casos. Esse resultado é melhor do que aquele obtido com chapas provenientes da fundição E. Em segundo lugar, os resultados são pouco influenciados pela posição da etapa de revenido (antes ou depois da soldagem), o que permite um processo flexível. Ao contrário, para as chapas obtidas a partir da fundição D(6156), observa-se uma influência importante da posição da etapa de revenido.Example 4 In this example, the mechanical strength of welded joints between sheets of the invention or between reference sheets was evaluated. Sheets of 3.2 mm thickness from foundries D (6156), E and I were welded by friction-weld welding. The welding was done on an MTS ISTIR ® machine. The welding parameters were chosen based on tests made during a preliminary study. Parameter selection was based on the results of microstructural observations and bend tests. For sheets coming from E and! Dies, the connections were made with a tool rotation speed of 800 rpm (revolutions per minute) and a welding speed of 300 mm / min. For plates from casting D, the connections were made with a tool speed of 510 rpm (revolutions per minute) and a welding speed of 900 mm / min. Tempering has been done either before or after friction-bond welding. The results are given in Table 13. The performance of the welded joints obtained with the plates according to the invention was particularly satisfactory in two respects. First, the joint effectiveness coefficient, which is the ratio of the strength of the welded joint to that of the non-welded sheet, is greater than 70% and even greater than 75% for the sheets of the invention. This coefficient even reaches 80% in certain cases. This result is better than that obtained with plates from the E foundry. Secondly, the results are little influenced by the position of the tempering step (before or after welding), which allows for a flexible process. In contrast, for sheets obtained from casting D (6156), an important influence on the position of the tempering step is observed.

Tabela 13: propriedades mecânicas das juntas soldadas.Table 13: Mechanical properties of welded joints.

Exemplo 5 Nesse exemplo, a influência do teor em Zr e Mn sobre as características mecânicas estáticas e a tenacidade foi avaliada.Example 5 In this example, the influence of Zr and Mn content on static mechanical characteristics and toughness was evaluated.

Duas ligas foram fundidas e transformadas em chapas de espessura 6 mm, segundo as condições indicadas para as amostras G, H e I da tabela 4. As composições dessas ligações são dadas na tabela 14.Two alloys were cast and formed into 6 mm thick sheets according to the conditions given for samples G, H and I of table 4. The compositions of these bonds are given in table 14.

Tabela 14: Composição química (% em peso) das ligas contendo Mn As amostras foram testadas para determinar suas propriedades mecânicas estáticas da mesma forma que sua tenacidade. O limite de elasticidade Rp0,2 , a resistência à ruptura Rm, e o alongamento à ruptura (A) são fornecidos na tabela 15 e os resultados dos testes de tenacidade na tabela 16.Table 14: Chemical composition (% by weight) of alloys containing Mn Samples were tested to determine their static mechanical properties in the same way as their toughness. The yield strength Rp0.2, the breaking strength Rm, and the breaking elongation (A) are given in table 15 and the results of the toughness tests in table 16.

Tabela 15: propriedades mecânicas das amostras provenientes de ligas contendo Mn Tabela 16: Resultados dos testes de tenacidade para as ligas contendo Mn As amostras L e M atingem as características mecânicas, de acordo com a invenção, no estado T8. Por outro lado, οε desempenhos em resistência mecânica estática e em tenacidade são piores para a amostra L, que contém Mn e um baixo teor em Zr, do que para os outros exemplos, de acordo com a invenção. Os inventores pensam que o pior desempenho da amostra L está ligado a uma microestrutura menos favorável, caracterizada, em particular, pela presença de zonas recristalizadas e de zonas não recris-talizadas (microestrutura mista).Table 15: Mechanical properties of samples from alloys containing Mn Table 16: Results of toughness tests for alloys containing Mn Samples L and M achieve the mechanical characteristics according to the invention in state T8. On the other hand, οε performances in static mechanical strength and toughness are worse for sample L, which contains Mn and a low Zr content, than for the other examples according to the invention. The inventors think that the worst performance of sample L is linked to a less favorable microstructure, characterized in particular by the presence of recrystallized zones and non-recrystallized zones (mixed microstructure).

Claims

1. The process of making an aluminum alloy-based sheet having a toughness such that Kapp, measured on type CCT760 samples (2ao = 253 mm), is at least 110 MPaVm in the T-L direction; and its Aaeff (max) crack length of the last valid point of the R curve in the TL direction is at least 30 mm, and a mechanical strength such that its conventional yield strength measured at 0,2% elongation in the L direction is at least 440 MPa, in which: (a) a liquid metal bath is constructed, comprising 3.0 to 3.4 wt% Cu, 0.8 to 1.2 wt% Li, 0.2 to 0 , 5% by weight of Ag, 0,2 to 0,6% by weight of Mg and at least one element chosen from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti, the quantity of this element being 0,05 to 0.13 wt% for Zr, 0.05 to 0.8 wt% for Mn, 0.05 to 0.3 wt% for Cr, 0.05 to 0.3 wt% for Sc, 0, 05 to 0.5 wt% for Hf and 0.05 to 0.15 wt% for Ti, the remainder being aluminum and unavoidable impurities, with the additional proviso that the amount of Cu and Li is such that Cu (wt%) + 5/3 Li (wt%) <5.2; b) an ingot is melted from this liquid metal bath; (c) the ingot is homogenised at a temperature between 490 and 530 ° for a period of 5 to 60 hours; d) this ingot is rolled into a plate having a final thickness of between 0.8 and 12 mm; e) put in solution and season this plate; (f) the traction is controlled in a controlled manner with a permanent deformation of 1 to 5%; (g) tempering this plate by heating at 140 to 170 ° for 5 to 30 hours.

The method according to claim 1, wherein said final thickness is between 2 and 12 mm.

A process according to claim 1 or claim 2, wherein the copper content of such a liquid metal bath is between 3.1 and 3.3% by weight.

Process according to any one of claims 1 to 3, wherein the lithium content of such a liquid metal bath is between 0.9 and 1.1% by weight.

A process according to any one of claims 1 to 4, wherein the silver content of such a liquid metal bath is between 0.2 and 0.4% by weight.

A process according to any one of claims 1 to 5, wherein the magnesium content of such a liquid metal bath is less than 0.4% by weight.

A process according to any one of claims 1 to 6, wherein the zirconium content of such a liquid metal bath is between 0.05 and 0.13% by weight and the scandium content is between 0.02 and 0.3% by weight.

A process according to any one of claims 1 to 7, wherein the zirconium content of such a liquid metal bath is 0.09 to 0.13% by weight.

A process according to any one of claims 1 to 8, wherein the manganese content of such a liquid metal bath is less than 0.05% by weight.

A process according to any one of claims 1 to 9, wherein the total cold hammering after quenching is between 2.5 and 4%.

A process according to any one of claims 1 to 10, wherein said controlled tensile permanent deformation is between 2.5 and 4%.

A process according to any one of claims 1 to 11, wherein such tempering is carried out by heating at 140-155 ° C for 10 to 30 hours.

A sheet metal fabrication method according to claim 1, wherein: a) a liquid metal bath comprising 3.0 to 3.4% by weight of Cu, 0.8 to 1.2% by weight is prepared. by weight of Li, 0,2 to 0,5% by weight of Ag, 0,2 to 0,6% by weight of Mg and at least one element chosen from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti; amount of this element being from 0.09 to 0.13 wt% for Zr, 0.05 to 0.8 wt% for Mn, 0.05 to 0.3 wt% for Cr, 0.05 to 0, 3 wt% for Sc, 0.05 to 0.5 wt% for Hf and 0.05 to 0.15 wt% for Ti, the rest being aluminum and unavoidable impurities, with the additional condition that the amount Cu and Li is such that Cu (wt%) + 5/3 Li (wt%) <5.0; b) an ingot is melted from this liquid metal bath; (c) the ingot is homogenised at a temperature between 490 and 530 ° for a period of 5 to 60 hours; d) this ingot is rolled into a plate having a final thickness of between 2 and 9 mm; (e) the plate is placed in solution at a temperature of between 490 and 530 ° C for a period of 15 m in 2 hours and tempered; (f) the traction is controlled in a controlled manner with a permanent deformation of 2.5 to 4%; (g) tempering this plate by heating at 140 to 155 ° for 10 to 30 hours.

14. Sheet having a thickness of between 0.8 and 12 mm in aluminum alloy comprising 3.0 to 3.4% by weight of Cu, 0.8 to 1.2% by weight of Li, 0.2 to 0 , 5% by weight of Ag, 0,2 to 0,6% by weight of Mg and at least one element chosen from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti, the amount of this element being 0,05 to 0 , 13 wt% for Zr, 0.05 to 0.8 wt% for Mn, 0.05 to 0.3 wt% for Cr, 0.05 to 0.3 wt% for Sc, 0.05 0.5% by weight for Hf and from 0.05 to 0.15% by weight for Ti, the remainder being aluminum and unavoidable impurities, provided that the quantity of Cu and Li is such that Cu ( wt%) + 5/3 Li (wt%) <5.2; produced by the process as defined in any one of claims 1 to 13, characterized in that, in state T8: (a) its conventional yield strength measured at 0.2% elongation in the L direction is at least 440 MPa and (b) its Kapp toughness, measured on CCT760 type specimens (2ao = 253 mm), shall be at least 110 MPaVm in the TL direction; and (c) its crack length Aaeff (max) of the last valid point of curve R in the T-L direction is at least 30 mm.

Aluminum alloy sheet according to claim 14, characterized in that in state T8: (a) its conventional yield strength measured at 0.2% elongation in the L direction is at least 460 MPa, and ( b) its Kapp toughness, measured on CCT760 type specimens (2ao = 253 mm), shall be at least 130 MPaVm in the TL direction; and (c) its crack length Aaeff (max) of the last valid point of curve R in the T-L direction is at least 40 mm.

Sheet according to claim 14 or 15, characterized in that it has a thickness of between 2 and 12 mm.

Sheet according to one of Claims 14 to 16, characterized in that the Zr content is greater than 0.09% by weight, and wherein the amount of Cu and Li is such that: Cu (% by weight) ) + 5/3 Li (wt%) <5.0.

A plate according to one of claims 14 to 17, characterized in that it is incorporated into an aircraft fuselage panel.

Sheet according to one of Claims 14 to 18, characterized in that it is incorporated in a structural element comprising a welded construction, in which the coefficient of effectiveness of the joint is greater than 70%.