CA2836531A1

CA2836531A1 - Aluminum magnesium lithium alloy having improved toughness

Info

Publication number: CA2836531A1
Application number: CA2836531A
Authority: CA
Inventors: Frank Eberl; Bernard Bes
Original assignee: Constellium France SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 2011-05-20
Filing date: 2012-05-16
Publication date: 2012-11-29
Anticipated expiration: 2032-05-16
Also published as: BR112013029789A2; CA2836531C; EP2710163B1; CN103687971A; WO2012160272A1; BR112013029789B1; CN103687971B; EP2710163A1; FR2975403A1; US20120291925A1; FR2975403B1

Abstract

The invention relates to a welded product made of an aluminum alloy having the composition, in wt %, of Mg: 4.0 - 5.0; Li: 1.0 - 1.6; Zr: 0.05 - 0.15; Ti: 0.01 - 0.15; Fe: 0.02 - 0.2; Si: 0.02 - 0,2; Mn: = 0.5; Cr = 0.5; Ag: = 0.5; Cu = 0.5; Zn = 0.5; Se < 0.01; other elements: < 0.05; wherein the remainder is aluminum and the method for manufacturing same involves, consecutively: producing a molten metal bath so as to produce an aluminum alloy having the composition according to the invention, casting said alloy in crude form, optionally homogenizing the resulting cast product, heat deformation and optional cold deformation, an optional heat treatment at a temperature of between 300 and 420ºC in one or more stages, a solution heat treatment of the resulting deformed product, and tempering, optional cold deformation of the resulting solution heat treated and tempered product, and return to a temperature of less than 150ºC. The products according to the invention have improved toughness and are useful in manufacturing aircraft structural elements, preferably a fuselage skin, a fuselage frame or a rib.

Description

WO 2012/16027 WO 2012/16027

2 PCT/FR2012/000198 Alliage aluminium magnésium lithium à ténacité améliorée L'invention concerne les produits en alliages aluminium-magnésium-lithium, plus particulièrement, de tels produits, leurs procédés de fabrication et d'utilisation, destinés en particulier à la construction aéronautique et aérospatiale.
Etat de la technique Des produits laminés en alliage d'aluminium sont développés pour produire des pièces de haute résistance destinées notamment à l'industrie aéronautique et à
l'industrie aérospatiale.
Les alliages d'aluminium contenant du lithium sont très intéressants à cet égard, car le lithium peut réduire la densité de l'aluminium de 3 % et augmenter le module d'élasticité de 6 % pour chaque pourcent en poids de lithium ajouté. Pour que ces alliages soient sélectionnés dans les avions, leur performance par rapport aux autres propriétés d'usage Les alliages d'aluminium contenant simultanément du magnésium et du lithium permettent d'atteindre des densités particulièrement faibles et ont donc été
extensivement étudiés.

Le brevet GB 1,172,736 enseigne un alliage contenant 4 à 7% en poids Mg, 1,5 -2,6 % Li, 0,2 - 1% Mn et/ou 0,05 - 0,3 % Zr, reste aluminium utiles pour des utilisations nécessitant une résistance mécanique élevée, une bonne résistance à la corrosion, une faible densité et un module d'élasticité élevé.
La demande internationale WO 92/03583 décrit un alliage utile pour les structures aéronautiques ayant une faible densité de formule générale MgaLibZncAgdAlbai, dans lequel a est compris entre 0,5 et 10%, b est compris entre 0,5 et 3%, c est compris entre 0,1 et 5%, d est compris entre 0,1 et 2% et bal indique que le reste est de l'aluminium.
Le brevet US 5,431,876 enseigne un groupe d'alliages ternaire d'aluminium lithium et magnésium ou cuivre, incluant au moins un additif tel que le zirconium, le chrome et/ou le manganèse.
Le brevet US 6,551,424 décrit un procédé de fabrication de produits en alliage aluminium-magnésium-lithium de composition (en % en poids) Mg: 3,0 - 6,0, Li: 0,4 - 3,0, Zn jusque 2,0, Mn jusque 1,0, Ag jusque 0,5, Fe jusque 0,3, Si jusque 0,3, Cu jusque 0,3, 0,02 - 0,5 d'un élément sélectionné dans le groupe consistant en Sc, Hf, Ti, V, Nd, Zr, Cr, Y, Be, incluant un laminage à froid dans le sens de la longueur et dans le sens de la largeur.
Le brevet US 6,461,566 décrit un alliage de composition (en % en poids) Li:
1,5 - 1,9, Mg: 4,1 -6,0, Zn 0,1 - 1,5, Zr 0,05 - 0,3, Mn 0,01 -0,8 H, 0,9 10-5 -4,5 10-5 et au moins un élément sélectionné dans le groupe Be 0,001 - 0.2, Y 0,001 - 0.5 et Sc 0,01 - 0,3.
Le brevet RU 2171308 décrit un alliage comprenant (en % en poids) Li: 1,5 -2 PCT / FR2012 / 000198 Lithium magnesium aluminum alloy with improved toughness The invention relates to aluminum-magnesium-lithium alloy products, more particularly, such products, their manufacturing processes and of use, intended for particular to aeronautical and aerospace construction.
State of the art Aluminum alloy rolled products are developed to produce pieces of high strength especially for the aeronautical industry and the aerospace industry.
Aluminum alloys containing lithium are very interesting to this regard, because the lithium can reduce the density of aluminum by 3% and increase the module elasticity of 6% for each weight percent of lithium added. For these alloys are selected in the aircraft, their performance compared to the others usage properties Aluminum alloys simultaneously containing magnesium and lithium allow to reach particularly low densities and have therefore been extensively studied.

GB 1,172,736 teaches an alloy containing 4 to 7% by weight Mg, 1.5 -2.6% Li, 0.2 - 1% Mn and / or 0.05 - 0.3% Zr, remains aluminum useful for uses requiring high mechanical strength, good resistance to corrosion, low density and a high modulus of elasticity.
The international application WO 92/03583 describes a useful alloy for the structures aeronautics having a low density of general formula MgaLibZncAgdAlbai, in which a is between 0.5 and 10%, b is between 0.5 and 3%, c is included between 0.1 and 5%, d is between 0.1 and 2% and bal indicates that the remainder is aluminum.
US Patent 5,431,876 teaches a group of aluminum ternary alloys lithium and magnesium or copper, including at least one additive such as zirconium, chrome and / or manganese.
US Pat. No. 6,551,424 discloses a process for manufacturing alloy products aluminum-lithium magnesium composition (in% by weight) Mg: 3.0 - 6.0, Li: 0.4 - 3.0, Zn up to 2.0, Mn up to 1.0, Ag up to 0.5, Fe up to 0.3, Si up to 0.3, Cu up to 0.3, 0.02 - 0.5 of an element selected from the group consisting of Sc, Hf, Ti, V, Nd, Zr, Cr, Y, Be, including a cold rolling in the direction of the length and in the direction width.
US Pat. No. 6,461,566 describes an alloy of composition (in% by weight) Li:
1.5 - 1.9, Mg: 4.1 -6.0, Zn 0.1-1.5, Zr 0.05-0.3, Mn 0.01 -0.8 H, 0.9-10-5 -4.5. 5 and at least an element selected from the group Be 0.001 - 0.2, Y 0.001 - 0.5 and Sc 0.01 - 0.3.
The patent RU 2171308 describes an alloy comprising (in% by weight) Li: 1.5 -

3,0, Mg : 4,5 - 7,0, Fe 0,01 - 0,15, Na: 0,001 - 0,0015, H, 1,7 10-5 - 4.5 10-5 et au moins un élément sélectionné dans le groupe Zr 0,05- 0,15, Be 0,005 - 0,1, et Sc 0,05 - 0,4 et au moins un élément sélectionné dans le groupe Mn 0,005- 0,3, Cr 0,005 - 0,2, et Ti 0,005 -0,2, reste aluminium.
Le brevet RU2163938 décrit un alliage contenant (en % en poids) Mg: 2,0 - 5,8, Li: 1,3-2,3, Cu : 0,01 - 0,3, Mn: 0,03- 0,5, Be: 0,0001 - 0,3, au moins un élément parmi Zr et Sc:
0,02 - 0,25 et au moins un élément parmi Ca et Ba: 0,002 - 0.1, reste aluminium.
La demande de brevet DE 1 558 491 décrit notamment un alliage contenant (en %
en poids) Mg : 4 - 7, Li: 1,5 - 2,6, Mn : 0,2- 1,0, Zr 0,05 - 0,3 et/ou Ti 0,05- 0,15ou Cr 0,05 - 0,3.

Ces alliages n'ont pas résolu certains problèmes et en particulier leur performance en termes de tolérance aux dommages n'a pas permis leur utilisation significative dans l'aviation commerciale. Il est à noter également que la fabrication de produits corroyés à
partir de ces alliages est restée difficile et que le taux de rebut est trop élevé.
Il existe un besoin pour des produits corroyés en alliage aluminium-magnésium-lithium présentant des propriétés améliorées par rapport à celles des produits connus, en particulier en termes de compromis entre les propriétés de résistance mécanique statique et les propriétés de tolérance aux dommages, en particulier la ténacité, de résistance à la corrosion tout en ayant une faible densité.
De plus il existe un besoin pour un procédé de fabrication de ces produits fiable et économique.
Objet de l'invention Un premier objet de l'invention est un produit corroyé en alliage d'aluminium de composition, en % en poids, Mg: 4,0 ¨ 5,0 Li: 1,0¨ 1,6 Zr: 0,05 ¨ 0,15 Ti : 0,01 ¨ 0,15 Fe : 0,02 - 0,2 Si : 0,02 - 0,2 Mn : < 0,5 Cr < 0,5 Ag : 5_ 0,5 Cu < 0,5 Zn < 0,5 Sc < 0,01 autres éléments < 0,05 reste aluminium.

Un autre objet de l'invention est un procédé de fabrication d'un produit corroyé selon l'invention comprenant successivement - l'élaboration d'un bain de métal liquide de façon à obtenir un alliage d'aluminium de composition selon l'invention, - la coulée dudit alliage sous forme brute, - optionnellement l'homogénéisation du produit ainsi coulé, - la déformation à chaud et optionnellement à froid, - optionnellement un traitement thermique à une température comprise entre 300 et 420 C en un ou plusieurs paliers, - la mise en solution du produit ainsi déformé, et la trempe, - optionnellement la déformation à froid du produit ainsi mis en solution et trempé, - le revenu à une température inférieure à 150 C.
Encore un autre objet de l'invention est l'utilisation d'un produit l'invention pour réaliser des éléments de structure d'aéronef.
Description des figures Figure 1: Courbe R dans le sens L-T (éprouvette CCT760).
Figure 2 : Courbe R dans le sens T-L (éprouvette CCT760).
Figure 3 : Ténacité Kapp (L-T) en fonction de la limite d'élasticité R0,2(L) pour les alliages A, C et D.
Description de l'invention Sauf mention contraire, toutes les indications concernant la composition chimique des alliages sont exprimées comme un pourcentage en poids basé sur le poids total de l'alliage.
L'expression 1,4 Cu signifie que la teneur en cuivre exprimée en % en poids est multipliée par 1,4. La désignation des alliages se fait en conformité avec les règlements de The Aluminium Association, connus de l'homme du métier. La densité dépend de la composition et est déterminée par calcul plutôt que par une méthode de mesure de poids. 3.0, Mg: 4.5 - 7.0, Fe 0.01 - 0.15, Na: 0.001 - 0.0015, H, 1.7 10-5 - 4.5 10-5 and at least an element selected in the group Zr 0.05-0.15, Be 0.005-0.1, and Sc 0.05-0.4 and at least one element selected from the group Mn 0.005- 0.3, Cr 0.005 - 0.2, and Ti 0.005 -0.2 remains aluminum.
The patent RU2163938 describes an alloy containing (in% by weight) Mg: 2.0 - 5.8, Li: 1.3-2,3, Cu: 0,01 - 0,3, Mn: 0,03 - 0,5, Be: 0,0001 - 0,3, at least one element among Zr and Sc:
0.02 - 0.25 and at least one of Ca and Ba: 0.002 - 0.1, remainder aluminum.
The patent application DE 1 558 491 describes in particular an alloy containing (in%
in weight) Mg: 4-7, Li: 1.5-2.6, Mn: 0.2-1.0, Zr 0.05-0.3 and / or Ti 0.05-0.15 or Cr 0.05 - 0.3.

These alloys have not solved certain problems and in particular their performance in terms of damage tolerance did not permit their meaningful use in commercial aviation. It should also be noted that the manufacture of wrought products to from these alloys remained difficult and that the scrap rate is too much Student.
There is a need for wrought aluminum-magnesium alloy lithium having improved properties compared to those of the known products, in particular in terms of trade-offs between static mechanical strength properties and the properties of damage tolerance, especially toughness, of resistance to corrosion while having a low density.
In addition there is a need for a method of manufacturing these products reliable and economic.
Object of the invention A first object of the invention is a wrought aluminum alloy product of composition, in% by weight, Mg: 4.0 ¨ 5.0 Li: 1.0¨ 1.6 Zr: 0.05 ¨ 0.15 Ti: 0.01 ¨ 0.15 Fe: 0.02 - 0.2 Si: 0.02 - 0.2 Mn: <0.5 Cr <0.5 Ag: 5_ 0.5 Cu <0.5 Zn <0.5 Sc <0.01 other elements <0.05 remains aluminum.

Another object of the invention is a method of manufacturing a product wrought according the invention comprising successively the development of a bath of liquid metal so as to obtain an alloy aluminum composition according to the invention, casting said alloy in raw form, optionally the homogenization of the product thus cast, - hot deformation and optionally cold, optionally thermal treatment at a temperature between 300 and 420 C in one or more bearings, the dissolution of the product thus deformed, and quenching, optionally the cold deformation of the product thus put in solution and soaked, - the income at a temperature below 150 C.
Yet another object of the invention is the use of a product the invention to achieve aircraft structural elements.
Description of figures Figure 1: R curve in the LT direction (specimen CCT760).
Figure 2: R curve in TL direction (CCT760 specimen).
Figure 3: Tenacity Kapp (LT) as a function of the yield strength R0.2 (L) for alloys A, C and D.
Description of the invention Unless otherwise stated, all indications concerning the composition chemical alloys are expressed as a percentage by weight based on the total weight of the alloy.
The expression 1,4 Cu means that the copper content expressed in% by weight is multiplied by 1.4. Alloys are designated in accordance with the regulations Some tea Aluminum Association, known to those skilled in the art. The density depends on the composition and is determined by calculation rather than by a method of measurement weight.

4 Les valeurs sont calculées en conformité avec la procédure de The Aluminium Association, qui est décrite pages 2-12 et 2-13 de Aluminum Standards and Data . Les définitions des états métallurgiques sont indiquées dans la norme européenne EN 515.
Les caractéristiques mécaniques statiques en traction, en d'autres termes la résistance à la rupture Rni, la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% d'allongement Rp0,2, et l'allongement à la rupture A%, sont déterminés par un essai de traction selon la norme NF
EN ISO 6892-1, le prélèvement et le sens de l'essai étant définis par la norme EN 485-1.
Une courbe donnant le facteur d'intensité de contrainte effectif en fonction de l'extension de fissure effective, connue comme la courbe R, est déterminée selôn la norme ASTM E
561. Le facteur d'intensité de contrainte critique Kc, en d'autres termes le facteur d'intensité qui rend la fissure instable, est calculé à partir de la courbe R.
Le facteur d'intensité de contrainte Kco est également calculé en attribuant la longueur de fissure initiale au commencement de la charge monotone, à la charge critique. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de la forme requise. Kapp représente le facteur Kco correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Kceft représente le facteur Kc correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Aaeff(nn,) représente l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R. La longueur de la courbe R ¨ à savoir l'extension de fissure maximale de la courbe ¨ est un paramètre en lui-même important, notamment pour la conception de fuselage.
Sauf mention contraire, les définitions de la norme EN 12258 s'appliquent.
On appelle ici élément de structure ou élément structural d'une construction mécanique une pièce mécanique pour laquelle les propriétés mécaniques statiques et/ou dynamiques sont particulièrement importantes pour la performance de la structure, et pour laquelle un calcul de structure est habituellement prescrit ou réalisé. Il s'agit typiquement d'éléments dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité
de ladite construction, de ses utilisateurs, des ses usagers ou d'autrui. Pour un avion, ces éléments de structure comprennent notamment les éléments qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage, fuselage skin en anglais), les raidisseurs ou lisses de fuselage (stringers), les cloisons étanches (bulkheads), les cadres de fuselage (circumferential frames), les ailes (tels 4 The values are calculated according to the procedure of The Aluminum Association, which is described on pages 2-12 and 2-13 of Aluminum Standards and Data. The definitions of Metallurgical states are given in the European standard EN 515.
The static mechanical characteristics in traction, in other words the resistance to Rni fracture, the conventional yield strength at 0.2% elongation Rp0,2, and the elongation at break A% are determined by a tensile test according to the NF standard EN ISO 6892-1, the sampling and the sense of the test being defined by the standard EN 485-1.
A curve giving the actual stress intensity factor of the extension effective crack, known as the R curve, is determined by the standard ASTM E
561. The critical stress intensity factor Kc, in other words the postman of intensity which makes the crack unstable, is calculated from the curve R.
The postman Kco stress intensity is also calculated by assigning the length crack initial at the beginning of the monotonic load, at the critical load. These two values are calculated for a specimen of the required shape. Kapp represents the Kco factor corresponding to the specimen that was used to perform the test of R. Kceft curve represents the factor Kc corresponding to the specimen that was used to perform the test curve R. Aaeff (nn,) represents the crack extension of the last point valid curve A. The length of the curve R ¨ namely the maximum crack extension of the curve is a parameter in itself important, especially for the fuselage design.
Unless otherwise specified, the definitions of EN 12258 apply.
This is called structural element or structural element of a construction mechanical a mechanical part for which the mechanical properties static and / or dynamics are particularly important for the performance of the structure, and for which a calculation of structure is usually prescribed or realized. he is typically elements whose failure is likely to endanger safety of said construction, its users, its users or others. For an airplane, these elements of including the elements that make up the fuselage (such as that the skin fuselage, fuselage skin in English), stiffeners or fuselage stringers (stringers), the bulkheads (bulkheads), fuselage frames (circumferential frames), wings (such

5 que la peau de voilure extrados ou intrados (upper or lower wing slcin), les raidisseurs (stringers ou stiffeners), les nervures (ribs) et longerons (spars)) et l'empennage composé
notamment de stabilisateurs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers), ainsi que les profilés de plancher (floor beams), les rails de sièges (seat tracks) et les portes.
Selon la présente invention, une classe sélectionnée d'alliages d'aluminium qui contiennent des quantités spécifiques et critiques de magnésium, de lithium, de zirconium, de titane, de fer et de silicium permet de fabriquer des produits corroyés ayant un compromis de propriétés amélioré, en particulier entre la résistance mécanique et la tolérance aux dommages, tout en présentant une bonne performance en corrosion.
La teneur en magnésium des produits selon l'invention est comprise entre 4,0 et 5,0 % en poids. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, la teneur en magnésium est au moins de 4,3 % en poids ou préférentiellement 4,4 % en poids. Une teneur maximale de 4,7% en poids ou avantageusement de 4,6 % en poids de magnésium est préférée.
La teneur en lithium des produits selon l'invention est comprise entre 1,0 et 1,6 % en poids.
Les présents inventeurs ont constaté qu'une teneur en lithium limitée, en présence de certains éléments d'addition, permet d'améliorer très significativement la ténacité et la vitesse de propagation des fissures en fatigue, ce qui compense largement la légère augmentation de densité et la diminution des propriétés mécaniques statiques.
Dans un mode de réalisation avantageux, la teneur maximale en lithium est 1,5%
en poids et de préférence 1,45 % en poids ou préférentiellement 1,4 % en poids. Une teneur minimale en lithium de 1,1 % en poids et de préférence de 1,2 % en poids est avantageuse, notamment pour améliorer la résistance à la corrosion intergranulaire.
La teneur en zirconium des produits selon l'invention est comprise entre 0,05 et 0,15 % en poids et la teneur en titane est comprise entre 0,01 et 0,15 % en poids. La présence de ces éléments associée aux conditions de transformation utilisées permet avantageusement de maintenir une structure granulaire substantiellement non recristallisée.
Contrairement à
certains enseignements de l'art antérieur, les présents inventeurs ont constaté qu'il n'est pas nécessaire d'ajouter du scandium dans ces alliages pour obtenir la structure granulaire substantiellement non-recristallisée désirée et que l'addition de scandium pouvait même s'avérer néfaste en rendant l'alliage particulièrement fragile et difficile à
laminer à froid 5 wing skin, upper or lower wing slcin, stiffeners (stringers or stiffeners), ribs and spars) and the composite empennage in particular horizontal and vertical stabilizers (horizontal or vertical Stabilizers) as well as the floor beams, the seat rails (seat tracks) and doors.
According to the present invention, a selected class of aluminum alloys that contain specific and critical amounts of magnesium, lithium, zirconium, of titanium, iron and silicon makes it possible to manufacture wrought products having a compromise of improved properties, in particular between mechanical strength and tolerance to damage, while exhibiting good corrosion performance.
The magnesium content of the products according to the invention is between 4.0 and 5.0%
weight. In an advantageous embodiment of the invention, the magnesium content is at less than 4.3% by weight or preferably 4.4% by weight. A content maximum of 4.7% by weight or preferably 4.6% by weight of magnesium is preferred.
The lithium content of the products according to the invention is between 1.0 and 1.6% by weight.
The present inventors have found that a limited lithium content, in presence of certain elements of addition, makes it possible to very significantly improve the tenacity and the crack propagation speed in fatigue, which largely offsets the light density increase and decrease in static mechanical properties.
In an advantageous embodiment, the maximum lithium content is 1.5%
in weight and preferably 1.45% by weight or preferably 1.4% by weight. A
content minimum lithium content of 1.1% by weight and preferably 1.2% by weight is advantageous in particular to improve the resistance to intergranular corrosion.
The zirconium content of the products according to the invention is between 0.05 and 0.15% in weight and the titanium content is between 0.01 and 0.15% by weight. The presence of these elements associated with the processing conditions used allows advantageously of maintain a substantially uncrystallized granular structure.
Contrary to some of the teachings of the prior art, the present inventors found that it is not needed to add scandium in these alloys to get the structure granular substantially non-recrystallized desired and that addition of scandium could even prove to be harmful by making the alloy particularly fragile and difficult to cold rolling

6 jusqu'à des épaisseurs inférieures à 3 mm. La teneur en scandium est donc inférieure à 0,01 % en poids. Dans un mode de réalisation ,de l'invention la teneur en titane est comprise entre 0,01 et 0,05 % en poids. Le manganèse et/ou le chrome peuvent également être ajoutés pour contribuer notamment au contrôle de la structure granulaire, leur teneur restant au maximum de 0,5 % en poids. Dans un mode de réalisation avantageux de l'invention, présentant notamment une ductilité à chaud améliorée, l'alliage contient au moins un élément parmi Mn et Cr avec pour teneur, en % en poids Mn: 0,05 ¨ 0,5 ou 0,05 ¨ 0,3 et Cr: 0,05 ¨ 0,3 , un élément non choisi parmi Mn et Cr ayant une teneur inférieure à 0,05 %
en poids. L'amélioration de la ductilité à chaud facilite notamment la déformation à chaud ce qui permet de diminuer le taux de rebut lors de la transformation.
Le cuivre et/ou l'argent peuvent également être ajoutés pour améliorer les performances des produits corroyés selon l'invention leur teneur restant au maximum de 0,5 % en poids.
Dans un mode de réalisation avantageux de l'invention, l'alliage contient au moins un élément parmi Ag et Cu avec pour teneur s'il est choisi, en % en poids Cu:
0,05 ¨ 0,3 et Ag: 0,05 ¨ 0,3 ,un élément non choisi parmi Ag et Cu ayant une teneur inférieure à 0,05 %
en poids. Ces éléments peuvent contribuer notamment aux propriétés mécaniques statiques.
Cependant dans un mode de réalisation avantageux pour améliorer la résistance à la corrosion intergranulaire la teneur en Ag et/ou la teneur en Cu sont inférieures à 0,05 % en poids.
Les produits corroyés selon l'invention contiennent une faible quantité de fer et de silicium, la teneur de ces éléments étant comprise entre 0,02 et 0,2 % en poids. Les présents inventeurs pensent que la présence de ces éléments peut contribuer, en formant des phases intermétalliques et/ou en contribuant à la formation des dispersoïdes notamment en présence de manganèse, à améliorer les propriétés de tolérance aux dommages en évitant la localisation de la déformation. Dans un mode de réalisation de l'invention la teneur en Fe et/ou la teneur en Si sont en % en poids Fe : 0,04 ¨ 0,15 ; Si : 0,04 ¨ 0,15..
Dans un mode de réalisation de l'invention la teneur en Fe et/ou la teneur en Si est inférieure à 0,15% en poids et de préférence inférieure à 0,1 % en poids.
La teneur en Zn est au maximum de 0,5 % en poids. Dans un mode de réalisation avantageux de l'invention la teneur en Zn est inférieure à 0,2 % en poids et de préférence inférieure à 0,05 % en poids. L'addition délibérée de Zn n'est typiquement pas souhaitable 6 up to thicknesses less than 3 mm. The scandium content is therefore less than 0.01 % in weight. In one embodiment, the invention the titanium content is included between 0.01 and 0.05% by weight. Manganese and / or chromium can also to be added to contribute in particular to the control of the granular structure, their remaining content at most 0.5% by weight. In an advantageous embodiment of the invention, having in particular improved hot ductility, the alloy contains minus one element among Mn and Cr with content, in% by weight Mn: 0.05 ¨ 0.5 or 0.05 ¨ 0.3 and Cr: 0.05 ¨ 0.3, an element not selected from Mn and Cr having a content less than 0.05%
in weight. The improvement of the hot ductility facilitates in particular the hot deformation which makes it possible to reduce the rate of rejection during the transformation.
Copper and / or silver can also be added to improve performance of wrought products according to the invention their content remaining at most 0.5% in weight.
In an advantageous embodiment of the invention, the alloy contains at least one minus one element among Ag and Cu with, if selected, in% by weight Cu:
0.05 ¨ 0.3 and Ag: 0.05 ¨ 0.3, an element not selected from Ag and Cu having a content less than 0.05%
in weight. These elements can contribute in particular to the mechanical properties static.
However, in one advantageous embodiment for improving the resistance to the intergranular corrosion the Ag content and / or the Cu content are less than 0,05% in weight.
The wrought products according to the invention contain a small amount of iron and silicon, the content of these elements being between 0.02 and 0.2% by weight. The present inventors believe that the presence of these elements can contribute, by forming phases intermetallic and / or by contributing to the formation of dispersoids especially in presence of manganese, to improve the properties of damage tolerance in avoiding the localization of the deformation. In one embodiment of the invention the Fe content and / or the content of Si are in% by weight Fe: 0.04 ¨ 0.15; If: 0.04 ¨ 0.15 ..
In a mode of the invention the Fe content and / or the Si content is less than 0,15% in weight and preferably less than 0.1% by weight.
The Zn content is at most 0.5% by weight. In one embodiment of the invention, the Zn content is less than 0.2% by weight and preferably less than 0.05% by weight. The deliberate addition of Zn is typically not desirable

7 car cet élément peut contribuer à dégrader la ductilité à chaud tout en n'apportant pas d'avantage pour la résistance à la corrosion intergranulaire. De plus l'addition de Zn contribue à augmenter la densité de l'alliage ce qui n'est le plus souvent pas souhaitable.
Les autres éléments ont une teneur inférieure à 0,05% en poids, chacun.
Certains éléments peuvent être néfaste pour les alliages selon l'invention, en particulier pour des raisons de transformation de l'alliage telles que la toxicité et/ou les casses lors de la déformation et il est préférables de les limiter à un niveau très faible, i.e. inférieure à 0,05 % en poids ou même moins. Dans un mode de réalisation avantageux les produits selon l'invention ont une teneur maximale de 5 ppm de Be et de préférence de 2 ppm de Be et/ou une teneur maximale de 10 ppm de Na et/ou une teneur maximale de 20 ppm de Ca.
Les produits corroyés selon l'invention sont préférentiellement des produits filés tels que des profilés, des produits laminés tels que des tôles ou des tôles épaisses et/ou des produits forgés.
Le procédé de fabrication des produits selon l'invention comprend les étapes successives d'élaboration d'un bain de métal liquide de façon à obtenir un alliage d'aluminium de composition selon l'invention, la coulée dudit alliage sous forme brute, optionnellement l'homogénéisation du produit ainsi coulé, la déformation à chaud et optionnellement à
froid, la mise en solution du produit ainsi déformé, et la trempe, optionnellement la déformation à froid du produit ainsi mis en solution et trempé et le revenu à
une température inférieure à 150 C.
Dans une première étape, on élabore un bain de métal liquide de façon à
obtenir un alliage d'aluminium de composition selon l'invention.
Le bain de métal liquide est ensuite coulé sous forme brute, typiquement une plaque de laminage, une billette de filage ou une ébauche de forge.
La forme brute est ensuite optionnellement homogénéisée de façon à atteindre une température comprise entre 450 C et 550 et de préférence entre 480 C et 520 C pendant une durée comprise entre 5 et 60 heures. Le traitement d'homogénéisation peut être réalisé
en un ou plusieurs paliers. Cependant les présents inventeurs n'ont pas constaté d'avantage significatif apporté par l'homogénéisation et dans une réalisation préférée de l'invention, on procède directement à la déformation à chaud à la suite d'un simple réchauffage sans effectuer d'homogénéisation. 7 because this element can contribute to degrade the hot ductility while not bringing more for resistance to intergranular corrosion. Moreover the addition of Zn helps to increase the density of the alloy which is most often not desirable.
The other elements have a content of less than 0.05% by weight, each.
Certain elements may be detrimental to the alloys according to the invention, particular for reasons of alloy transformation such as toxicity and / or breakages during deformation and it is preferable to limit them to a very low level, ie less than 0.05 % by weight or even less. In an advantageous embodiment, the products according to the invention have a maximum content of 5 ppm Be and preferably 2 ppm of Be and / or a maximum content of 10 ppm Na and / or a maximum content of 20 ppm Ca.
The wrought products according to the invention are preferably products yarns such as profiles, rolled products such as sheet metal or thick plate and / or products forged.
The method of manufacturing the products according to the invention comprises the steps clear for producing a bath of liquid metal so as to obtain an alloy of aluminum composition according to the invention, the casting of said alloy in raw form, optionally homogenization of the product thus cast, hot deformation and optionally cold, the dissolution of the product thus deformed, and quenching, optionally the cold deformation of the product so put in solution and tempered and the income to a temperature below 150 C.
In a first step, a bath of liquid metal is developed so as to get an alloy of aluminum composition according to the invention.
The bath of liquid metal is then cast in raw form, typically a plate of rolling, a spinning billet or a forging blank.
The raw form is then optionally homogenized so as to reach a temperature between 450 C and 550 and preferably between 480 C and 520 C during a duration of between 5 and 60 hours. Homogenization treatment can to be realized in one or more stages. However, the present inventors have not found more significant contribution made by homogenization and in a preferred embodiment of the invention, proceeds directly to hot deformation following a simple reheating without perform homogenization.

8 La déformation à chaud, typiquement par filage, laminage et/ou forgeage, est effectuée de préférence avec une température d'entrée supérieure à 400 C et de manière avantageuse supérieure à 430 C ou même 450 C.
Dans le cas de la fabrication de tôles par laminage, il est nécessaire de réaliser une étape de laminage à froid pour les produits dont l'épaisseur est inférieure à 3 mm. Il peut s'avérer utile de réaliser un ou plusieurs traitement thermiques intermédiaires avant ou au cours du laminage à froid. Ces traitements thermiques intermédiaires sont typiquement réalisés à une température comprise entre 300 et 420 C en un ou plusieurs paliers.
Les présents inventeurs ont constaté que même en réalisant ces traitements thermiques intermédiaires, il ne leur avait pas été possible de laminer à froid de façon industrielle des tôles en alliages de référence jusqu'à une épaisseur de 2 mm alors que cette étape s'est avérée réalisable avec des tôles en alliage selon l'invention. Les tôles selon l'invention ont une épaisseur préférée d'au moins 0,5 mm et de préférence d'au moins 0,8 mm ou 1 mm.
Après déformation à chaud et optionnellement à froid le produit est mis en solution et trempé. Avant mise en solution, il est avantageux de réaliser un traitement thermique à une température comprise entre 300 et 420 C en un ou plusieurs paliers, de façon à améliorer le contrôle de la structure granulaire substantiellement non recristallisée.
La mise en solution est effectuée, selon la composition du produit, à une température comprise entre 370 et 500 C. La trempe est effectuée à l'eau et/ou à l'air. Il est avantageux de réaliser la trempe à l'air car les propriétés de corrosion intergranulaire sont améliorées.
Le produit ainsi mis en solution et trempé peut optionnellement être à nouveau déformé à
froid. Des étapes de planage ou redressage sont typiquement effectuées à ce stade mais il est également envisageable d'effectuer une déformation plus poussée de manière à
améliorer encore les propriétés mécaniques.
L'état métallurgique obtenu pour les produits laminés est avantageusement un état T6 ou T6X ou T8 ou T8X et pour les produits filés avantageusement un état T5 ou T5X
dans le cas de la trempe sur presse ou un état T6 ou T6X ou T8 ou T8X.
Le produit subit enfin un revenu à une température inférieure à 150 C. De manière avantageuse le revenu est effectué en trois paliers, un premier palier à une température comprise entre 70 à 100 C, un second palier à une température comprise entre 100 à 140 8 Hot deformation, typically by spinning, rolling and / or forging, is performed from preferably with an inlet temperature above 400 C and so advantageous greater than 430 C or even 450 C.
In the case of the manufacture of rolled sheets, it is necessary to carry out a step of cold rolling for products with a thickness of less than 3 mm. he can be useful to carry out one or more intermediate heat treatments before or during cold rolling. These intermediate heat treatments are typically made at a temperature between 300 and 420 C in one or more bearings.
The present inventors have found that even in performing these treatments thermal intermediates, it had not been possible for them to cold roll industrial reference alloy sheets up to a thickness of 2 mm whereas this step was proved feasible with alloy sheets according to the invention. The sheets according to the invention a preferred thickness of at least 0.5 mm and preferably at least 0.8 mm or 1 mm.
After hot deformation and optionally cold, the product is put into solution and tempered. Before dissolution, it is advantageous to carry out a treatment thermal to a temperature between 300 and 420 C in one or more steps, so to improve the control of the substantially uncrystallized granular structure.
Setting solution is carried out, depending on the composition of the product, at a between 370 and 500 C. Quenching is carried out with water and / or air. It is advantageous to realize the air quenching because the intergranular corrosion properties are improved.
The product so dissolved and tempered can optionally be again distorted to cold. Planing or straightening steps are typically performed at this stage.
stage but he It is also conceivable to carry out a further deformation in such a way at further improve the mechanical properties.
The metallurgical state obtained for the rolled products is advantageously a T6 state or T6X or T8 or T8X and for products advantageously spun T5 or T5X
in the case of quenching on a press or a T6 or T6X or T8 or T8X state.
The product finally undergoes an income at a temperature below 150 C.
way advantageous income is made in three levels, a first tier to a temperature between 70 and 100 ° C, a second step at a temperature between 100 to 140

9 C et un troisième palier à une température comprise entre 90 à 110 C, la durée de ces paliers étant typiquement de 5 à 50 h.
La combinaison de la composition choisie, en particulier de la teneur en zirconium et de titane, et des paramètres de transformation, en particulier la température de déformation à
chaud et le cas échéant du traitement thermique avant mise en solution, permet avantageusement d'obtenir des produits corroyés ayant une structure granulaire substantiellement non-recristallisée. Par structure granulaire substantiellement non-recristallisée, on entend un taux de structure granulaire non-recristallisée à
mi-épaisseur supérieur à 70 % et de préférence supérieur à 85%.
Les produits laminés selon l'invention présentent des caractéristiques particulièrement avantageuses. Les produits laminés ont de préférence une épaisseur comprise entre 0,5 mm et 15 mm, mais des produits d'épaisseur supérieure à 15 mm, jusque 50 mm ou même 100 mm ou plus peuvent avoir des propriétés avantageuses.
Les produits laminés obtenus par le procédé selon l'invention ont, pour une épaisseur comprise entre 0.5 et 15 rnm, à mi-épaisseur au moins une propriété de résistance mécanique statique parmi les propriétés (i) à (iii) et au moins une propriété
de tolérance aux dommages parmi les propriétés (iv) à (vi) (i) une limite d'élasticité en traction Rp0,2(L) > 280 MPa et de préférence Rp0,2(L) >
310 MPa, (ii) une limite d'élasticité en traction Rp0,2(TL) > 260 MPa et de préférence Rp0,2(TL) 290 MPa, (iii) une limite d'élasticité en traction Rp0,2(45 ) > 200 MPa et de préférence Rp0,2(45 ) > 240 MPa, (iv) une ténacité pour des éprouvettes de largeur W = 760 mm Kapp (L-T) >

MPa \im pour une épaisseur inférieure à 3 mm et Kapp (L-T) > 110 MPeim pour une épaisseur d'au moins 3 mm, (v) une ténacité pour des éprouvettes de largeur W = 760 mm Kapp (T-L) >

MPa-\lin pour une épaisseur inférieure à 3 mm et Kapp (T-L) > 120 MPa-Jrn pour une épaisseur d'au moins 3 mm, (vi) une extension de fissure du dernier point valide de la courbe R
pour des éprouvettes de largeur W = 760 mm Aaeff(max) (T-L) > 80 mm pour une épaisseur inférieure à 3 mm et Aaeff(max) (T-L) > 110 mm pour une épaisseur d'au moins 3 mm.
Les produits laminés selon l'invention présentent une amélioration de l'isotropie des propriétés mécaniques, en particulier de la ténacité. Ainsi les produits laminés selon l'invention présentent de façon avantageuse pour des éprouvettes de largeur W
= 760 mm un écart entre Kapp (L-T) et Kapp (T-L) inférieur à 20% et/ou un écart entre Aaeff(nax) (T-L) et Aaeff(max) (L-T) inférieur à 20% et de préférence inférieur à 15%.
De plus les produits laminés selon l'invention ayant été trempés à l'air présentent une perte de poids inférieure à 20 mg/cm2 et de préférence inférieure à 15 mg/cm2 après le test de corrosion intergranulaire NAMLT ( Nitric Acid Mass Loss Test ASTM-G67).
Les produits corroyés selon l'invention sont avantageusement utilisés pour réaliser des éléments de structure d'aéronef, notamment d'avions. Des éléments de structure d'aéronef préférés sont notamment une peau de fuselage obtenue avantageusement avec des tôles d'épaisseur 0,5 à 12 mm selon l'invention, un cadre de fuselage, un raidisseur ou lisse de fuselage obtenu avantageusement avec des profilés selon l'invention ou une nervure.
Ces aspects, ainsi que d'autres de l'invention sont expliqués plus en détail à
l'aide des exemples illustratifs et non limitatifs suivants.
Exemples Exemple 1 Dans cet exemple, plusieurs plaques en alliage Al-Mg-Li dont la composition est donnée dans le tableau 1 ont été coulées. L'alliage D a une composition selon l'invention, les alliages A à C sont des alliages de référence.
Tableau 1. Composition en % en poids et densité des alliages Al-Mg-Li utilisés Alliage Ag Li Si Fe Cu Ti Mn Mg Zn Zr NaSc (1)Prn) A 0,1 1,8 0,04 0,04 0,17 0,02 0,13 4,6 0,46 0,07 9 0,08 = 0,1 1,7 0,04 0,04 0,07 0,02 0,13 4,9 0,48 0,13 8 = 0,1 1,7 0,04 0,04 0,17 0,02 0,15 4,8 0,44 0,12 11 D 0,1 1,4 0,05 0,04 0,18 0,02 0,15 4,5 0,12 4 Les plaques ont été réchauffées et laminées à chaud jusqu'à une épaisseur d'environ 4 mm.
Des essais de laminage à froid jusqu'à l'épaisseur 2 mm ont été effectués après un traitement thermique constitué de deux paliers successifs d'une heure à 340 C
suivi de 1 heure à 400 C. Seule les tôles en alliage selon l'invention ont pu être laminées à froid avec succès jusqu'à l'épaisseur finale, les tôles en alliage de référence s'étant cassées à
l'épaisseur 2,6 mm. Après laminage à chaud et éventuellement à froid, les tôles ont été
mises en solution à 480 C pendant 20 mn, ce traitement étant précédé d'un traitement thermique constitué de deux paliers successifs d'une heure à 340 C suivi de 1 heure à 400 C. Après mise en solution, les tôles ont été trempées à l'air et planées. Le revenu a été
effectué pendant 10h à 85 C suivi de 16h à 120 C suivi de 10h à 100 C.
La structure granulaire de l'ensemble des échantillons était substantiellement non recristallisée, le taux de recristallisation à mi-épaisseur étant inférieur à 9 C and a third step at a temperature between 90 and 110 C, the duration of these bearings being typically 5 to 50 hours.
The combination of the chosen composition, in particular the content of zirconium and titanium, and transformation parameters, in particular the temperature of deformation to hot and, if necessary, the heat treatment before dissolution, allows advantageously to obtain wrought products having a granular structure substantially non-recrystallized. By granular structure substantially non recrystallized means a non-recrystallized granular structure mid-thickness greater than 70% and preferably greater than 85%.
The rolled products according to the invention have characteristics particularly advantageous. The rolled products preferably have a thickness of between 0.5 mm and 15 mm, but products with a thickness greater than 15 mm, up to 50 mm or even 100 mm or more may have advantageous properties.
The rolled products obtained by the process according to the invention have, for a thickness between 0.5 and 15 nm, at mid-thickness at least one property of resistance static mechanics among properties (i) to (iii) and at least one property Tolerance damage among properties (iv) to (vi) (i) a tensile yield strength Rp0.2 (L)> 280 MPa and preferably Rp0.2 (L)>
310 MPa, (ii) a tensile yield strength Rp0.2 (TL)> 260 MPa and preference Rp0.2 (TL) 290 MPa, (iii) a tensile yield strength Rp0.2 (45)> 200 MPa and preference Rp0.2 (45)> 240 MPa, (iv) toughness for specimens of width W = 760 mm Kapp (LT)>

MPa \ im for a thickness less than 3 mm and Kapp (LT)> 110 MPeim for a thickness of at least 3 mm, (v) toughness for specimens of width W = 760 mm Kapp (TL)>

MPa-lin for a thickness less than 3 mm and Kapp (TL)> 120 MPa-Jrn for a thickness of at least 3 mm, (vi) a crack extension of the last valid point of the R-curve for some specimens of width W = 760 mm Aaeff (max) (TL)> 80 mm for a thickness less than 3 mm and Aaeff (max) (TL)> 110 mm for a thickness of at least 3 mm.
The rolled products according to the invention show an improvement in isotropy of mechanical properties, especially toughness. So the products rolled according to the invention advantageously for specimens of width W
= 760 mm a difference between Kapp (LT) and Kapp (TL) of less than 20% and / or a difference between Aaeff (nax) (TL) and Aaeff (max) (LT) less than 20% and preferably less than 15%.
In addition, the rolled products according to the invention having been quenched in the air have a loss less than 20 mg / cm 2 and preferably less than 15 mg / cm 2 after the test of intergranular corrosion NAMLT (Nitric Acid Mass Loss Test ASTM-G67).
The wrought products according to the invention are advantageously used for to realize aircraft structural elements, in particular aircraft. Structural elements aircraft preferred are, in particular, a fuselage skin advantageously obtained with plates thickness 0.5 to 12 mm according to the invention, a fuselage frame, a stiffener or smooth fuselage obtained advantageously with profiles according to the invention or a rib.
These and other aspects of the invention are explained in greater detail in help from illustrative and nonlimiting examples following.
Examples Example 1 In this example, several Al-Mg-Li alloy plates whose composition is given in Table 1 were cast. Alloy D has a composition according to the invention, alloys A to C are reference alloys.
Table 1. Composition in% by weight and density of Al-Mg-Li alloys used Alloy Ag Li Si Cu Fe Mn Mg Zn Zr NaSc (1) Prn) At 0.1 1.8 0.04 0.04 0.17 0.02 0.13 4.6 0.46 0.07 9 0.08 = 0.1 1.7 0.04 0.04 0.07 0.02 0.13 4.9 0.48 0.18 8 = 0.1 1.7 0.04 0.04 0.17 0.02 0.15 4.8 0.44 0.12 11 D 0.1 1.4 0.05 0.04 0.18 0.02 0.15 4.5 0.12 4 The plates were heated and hot-rolled to a thickness about 4 mm.
Cold rolling tests up to 2 mm thickness were carried out after a heat treatment consisting of two successive stages of one hour at 340 C
followed by 1 hour at 400 C. Only the alloy sheets according to the invention could be cold rolled with success to the final thickness, the reference alloy sheets being broken to the thickness 2.6 mm. After hot rolling and possibly cold rolling, the sheets were dissolved in 480 C for 20 minutes, this treatment being preceded by a treatment thermal system consisting of two successive stages of one hour at 340 C followed by 1 hour at 400 C. After dissolving, the sheets were soaked in air and flattened. The income has been performed for 10h at 85 C followed by 16h at 120 C followed by 10h at 100 C.
The granular structure of all the samples was substantially no recrystallized, the recrystallization rate at mid-thickness being less than

10%.
Des échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques (limite d'élasticité Rp0,2, la résistance à la rupture It.õõ et l'allongement à la rupture (A).
Les résultats obtenus sont donnés dans le tableau 2 ci-dessous.
Tableau 2. Propriétés mécaniques des tôles obtenues.
Alliage E Sens L Sens TL Sens 45 p.
Rm R0.2 Rm R0.2 Rm R0.2 (mm) A% A% A%
(MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) A 4,5 507 399 4,9 502 355 12,5 436 293 21,8 = 4,5 488 370 6,0 - 513 354 12,4 423 274 24,7 = 4,2 487 374 5,6 506 349 11,7 444 286 21,0 D 4,2 436 328 8,5 443 304 16,1 394 256 23,1 D 2,1 439 344 5.4 455 327 15.2 379 256 25.8 La ténacité des tôles a été caractérisée par l'essai de courbes R suivant la norme ASTM
E561. Les essais ont été effectués avec une éprouvette CCT (W=760 mm, 2a0=253 mm) pleine épaisseur. L'ensemble de résultats est reporté dans le tableau 3 et le tableau 14 et illustré par les graphes de la figure 1 et de la figure 2.
Tableau 3 - Données de résumé de la courbe R
Alliage Ep. Sens Kr (MPe/m) à Aar (mm) (mm) 10 20 30 40 50 60 70 80 A 4,5 63 79 91 101 105 107 111 C 4,2 L-T 70 91 105 115 122 129 135 142 D 4,2 86 113 131 145 157 166 175 183 A 4,5 62 86 95 110 123 135 143 B 4,5 68 87 110 129 147 157 164 174 C 4,2 T-L 70 94 110 122 131 134 D 4,2 86 110 128 141 153 164 175 183 D 2,1 84 106 122 133 142 150 157 161 Tableau 4 ¨ Résultats des essais de ténacité
Alliage Ep. (mm) Sens mKpaaPlin mKpcat Aaemffmmax A 4,5 82 102 76 4,2 L-T 96 132 116 D 4,2 125 177 121 D 2,1 99 122 113 A 4,5 102 142 72 4,5 119 179 102 4,2 T-L 102 131 63 D 4,2 125 177 134 D 2,1 112 147 103 La figure 3 montre l'amélioration du compromis entre la limite d'élasticité et la ténacité.
En particulier, l'amélioration de Kapp (L-T) est supérieure à 25 % alors que la diminution de limite d'élasticité est inférieure à 15% par rapport à la tôle en alliage C.
La longueur de la courbe R est également significativement améliorée, ainsi Aaeff(max) (r-L) est amélioré de plus de 30%.

La vitesse de propagation de fissure a été déterminée selon la norme E647 sur des éprouvettes CCT de largeur 160 mm.
Tableau 5 ¨ Vitesse de propagation des fissures (Gmax= 80 MPa ou arna, = 120 MPa (**), R
= 0,1 ¨ pleine épaisseur) Alliage Ep. da/dN (mm/cycles) à AK (MPa-Vm) (mm) Sens 10 15 20 25 30 35 40 D 4,2 1,24.104)4 1,17.1044 2,27.104)4 3,85.1044 0,63.1043 0,95.1043 1,48.1043 D 2,1 L-T1,20.1044 1,59.1044 2,82.1044 4,95.1044 0,90.1043 A 4,5 1,30.1044 2,58.1044 7,81.1044 35,3.1044 14,4.1043 = 4,5** 1,37.1044 1,89.1044 2,73.1044 5,63.1044 0,98.1043 2,20.1043 5,30.1043 = 4,2** T-L 2,84.1e4 5,10.10- 4 9,61.10-04 1,99.1043 9,60.1043 D 4,2 1,35.1e4 2,00.1044 3,52,1044 5,14.1044 0,92,1043 1,95.1043 D 2,1 1,01.10- 4 1,53.1e4 2,96.1044 5,56.1044 0,90.1043 Les résultats du test de corrosion intergranulaire NAMLT ( Nitric Acid Mass Loss Test ASTM-G67) pour les diverses tôles sont synthétisés dans le Tableau 6.
Certaines tôles ont été mises en solution et trempées à l'eau en laboratoire.
Tableau 6 ¨ Corrosion intergranulaire au test NAMLT
Perte de poids (mg/cm2) Alliage Ep. Trempe eau Trempe air (mm) Surface t/10e Surface t/10 A 4,5 24 13 4,5 26 16 4,2 26 18 D 4,2 26,5 24 16 17 D 2,1 12 Les tôles en alliage selon l'invention trempées à l'air présentent une faible sensibilité à la corrosion intergranulaire pour une épaisseur de 4 mm et ne sont pas sensibles à la corrosion intergranulaire pour une épaisseur de 2 mm.
Exemple 2 Dans cet exemple des lingotins ont été coulés pour évaluer la ductilité à
chaud et les propriétés en corrosion intergranulaire de différents alliages. La dimension des lingotins après scalpage était en mm de 255 x 180 x 28.
La composition des alliages testés est donnée dans le Tableau 7.
Tableau 7 - Composition en % en poids et densité des alliages Al-Mg-Li utilisés Alliage Ag Li Si Fe Cu Ti Mn Mg Zn Zr Cr Sc 1,4 0,03 0,03 - 0,02 0,40 4,5 - 0,11 0,18 -F 1,4 0,03 0,03 - 0,02 0,16 4,4 - 0,12 0,19 -G 1,4 0,03 0,03 - 0,02 0,17 4,4 - 0,11 H 1,1 0,03 0,03 - 0,02 0,16 4,5 - 0,12 -1,4 0,03 0,03 - 0,02 0,17 4,5 0,6 0,12 -La ductilité à chaud a été évaluée sur des éprouvettes usinées dans les lingotins après une homogénéisation de 12 h à 505 C. Le test de ductilité à chaud a été effectué
à l'aide d'une machine servo hydraulique fournie par Servotest Testing Systems Ltd sur des éprouvettes spécifiques d'épaisseur 20 mm à une vitesse de déformation de 1 s-1. Le test consiste à
déformer en compression un échantillon contenant deux trous. En raison de la compression, le matériau situé entre les trous subit une expansion à une vitesse de déformation contrôlée.
Les conditions d'essai sont décrites dans l'article d'A. Deschamps et al.
publié dans la revue Materials Science and Engineering A319-321 (2001) 583 - 586. La mesure normalisée de réduction de surface de la zone de rupture (AA/Ao) par analyse d'image permet d'évaluer la ductilité à la température considérée. Les résultats obtenus à 450 C et 475 C sont présentés dans le Tableau 8.
Tableau 8 - Ductilité à chaud (AA/Ao) (%) Température déformation ( C) Ductilité à chaud (AA/Ao) (%) Alliage 450 475 Moyenne Les alliages E et F qui contiennent du Mn et du Cr présentent une ductilité à
chaud avantageuse tandis que la ductilité à chaud de l'alliage de référence I
contenant 0,6% en poids de Zn est la plus faible des alliages testés.
Les lingotins ont été laminés à chaud jusqu'à l'épaisseur 4 mm. Les tôles ainsi obtenues ont été mises en solution à 480 C, ce traitement étant précédé d'un traitement thermique constitué de deux paliers successifs d'une heure à 345 C suivi de 1 heure à
400 C. Après mise en solution, les tôles ont été trempées à l'air et planées par une traction contrôlée avec un allongement permanent de 2%. Le revenu a été effectué pendant 10h à 85 C
suivi de 16h à 120 C suivi de 10h à 100 C.
Les résultats du test de corrosion intergranulaire NAMLT ( Nitric Acid Mass Loss Test ASTM-G67 sont présentés dans le tableau 9.
Tableau 9 ¨ Corrosion intergranulaire au test NAMLT mesurées en surface Alliage Perte de poids (mg/cm2) 10%.
Samples were tested to determine their mechanical properties static (limit of elasticity Rp0,2, the resistance to break It.õõ and the elongation at rupture (A).
The results obtained are given in Table 2 below.
Table 2. Mechanical properties of the sheets obtained.
Alloy E Sens L Sens TL Sens 45 p.
Rm R0.2 Rm R0.2 Rm R0.2 (mm) A% A% A%
(MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) A 4,5 507 399 4.9 502 355 12.5 436 293 21.8 = 4.5 488 370 6.0 - 513 354 12.4 423 274 24.7 = 4.2 487 374 5.6 506 349 11.7 444 286 21.0 D 4.2 436 328 8.5 443 304 16.1 394 256 23.1 D 2.1 439 344 5.4 455 327 15.2 379 256 25.8 The tenacity of the sheets was characterized by the test of curves R according to the ASTM standard E561. The tests were carried out with a CCT test specimen (W = 760 mm, 2a0 = 253 mm) full thickness. The result set is reported in Table 3 and the table 14 and illustrated by the graphs of Figure 1 and Figure 2.
Table 3 - R curve summary data Alloy Ep. Kr (MPe / m) in Aar (Mm) (mm) 10 20 30 40 50 60 70 80 A 4.5 63 79 91 101 105 107 111 C 4.2 LT 70 91 105 115 122 129 135 142 D 4.2 86 113 131 145 157 166 175 183 A 4.5 62 86 95 110 123 135 143 B 4.5 68 87 110 129 147 157 164 174 C 4.2 TL 70 94 110 122 131 134 D 4.2 86 110 128 141 153 164 175 183 D 2.1 84 106 122 133 142 150 157 161 Table 4 ¨ Results of toughness tests Alloy Ep. (Mm) Sens mKpaaPlin mKpcat Aaemffmmax A 4.5 82 102 76 4.2 LT 96 132 116 D 4.2 125 177 121 D 2.1 99 122 113 A 4.5 102 142 72 4.5 119 179 102 4.2 TL 102 131 63 D 4.2 125 177 134 D 2.1 112 147 103 Figure 3 shows the improvement of the compromise between yield strength and tenacity.
In particular, the improvement of Kapp (LT) is greater than 25% whereas the decrease of yield strength is less than 15% compared to C alloy sheet.
The length of the curve R is also significantly improved, so Aaeff (max) (rL) is improved from more than 30%.

The crack propagation rate was determined according to the E647 standard on of the CCT test pieces 160 mm wide.
Table 5 ¨ Crack propagation velocity (Gmax = 80 MPa or arna, = 120 MPa (**), R
= 0.1 ¨ full thickness) Ep. Da / dN alloy (mm / cycles) to AK (MPa-Vm) (mm) Meaning 10 15 20 25 30 35 40 D 4,2 1,24,104) 4 1,17,1044 2,27,104) 4 3,85,1044 0,63,1043 0.95.1043 1.48.1043 D 2.1 L-T1.20.1044 1.59.1044 2.82.1044 4.95.1044 0.90.1043 A 4.5 1.30.1044 2.58.1044 7.81.1044 35.3.1044 14.4.1043 = 4.5 ** 1.37.1044 1.89.1044 2.73.1044 5.63.1044 0.98.1043 2.20.1043 5.30.1043 = 4.2 ** TL 2.84.1e4 5.10.10-4.9.61.10-04 1.99.1043 9.60.1043 D 4.2 1.35.1e4 2.00.1044 3.52.1044 5.14.1044 0.92.1043 1,95.1043 D 2.1 1.01.10- 4 1.53.1e4 2.96.1044 5.56.1044 0.90.1043 The results of the intergranular corrosion test NAMLT (Nitric Acid Mass Loss Test ASTM-G67) for the various sheets are synthesized in Table 6.
Some sheets have dissolved and quenched in the laboratory.
Table 6 ¨ Intergranular Corrosion on the NAMLT Test Weight loss (mg / cm2) Alloy Ep. Tempering Water Quenching Air (mm) Surface t / 10th Surface t / 10 A 4.5 24 13 4.5 26 16 4.2 26 18 D 4.2 26.5 24 16 17 D 2.1 12 The alloy sheets according to the invention are air-hardened and have a low sensitivity to intergranular corrosion for a thickness of 4 mm and are not sensitive Corrosion intergranular for a thickness of 2 mm.
Example 2 In this example, ingots were cast to evaluate the ductility at hot and intergranular corrosion properties of different alloys. The dimension ingots after scalping was in mm of 255 x 180 x 28.
The composition of the alloys tested is given in Table 7.
Table 7 - Composition in% by weight and density of Al-Mg-Li alloys used Alloy Ag Si Si Fe Ti Ti Mn Mg Zn Zr Cr Sc 1.4 0.03 0.03 - 0.02 0.40 4.5 - 0.11 0.18 -F 1.4 0.03 0.03 - 0.02 0.16 4.4 - 0.12 0.19 -G 1.4 0.03 0.03 - 0.02 0.17 4.4 - 0.11 H 1.1 0.03 0.03 - 0.02 0.16 4.5 - 0.12 -1.4 0.03 0.03 - 0.02 0.17 4.5 0.6 0.12 -The hot ductility was evaluated on specimens machined in the ingotins after a homogenization from 12 h to 505 C. The hot ductility test was carried out using a hydraulic servo machine supplied by Servotest Testing Systems Ltd on specimens specific thickness of 20 mm at a deformation rate of 1 s-1. The test consists of deform a sample containing two holes in compression. Due to compression, the material between the holes expands at a speed of controlled deformation.
The test conditions are described in the article of A. Deschamps et al.
published in the Materials Science and Engineering A319-321 (2001) 583-586.
Normalized reduction of the area of rupture (AA / Ao) by analysis Image allows to evaluate the ductility at the considered temperature. The results obtained at 450 C and 475 C are shown in Table 8.
Table 8 - Hot Ductility (AA / Ao) (%) Temperature deformation (C) Hot Ductility (AA / Ao) (%) Alloy 450 475 Medium The alloys E and F which contain Mn and Cr have a ductility to hot advantageous while the hot ductility of the reference alloy I
containing 0.6% in Zn's weight is the lowest of all tested alloys.
The ingotins were hot-rolled to a thickness of 4 mm. Sheet metal thus obtained dissolved in 480 C, this treatment being preceded by a treatment thermal consists of two successive stages of one hour at 345 C followed by 1 hour at 400 C. After dissolved in the solution, the sheets were soaked in air and glued by a controlled traction with a permanent elongation of 2%. The income was made during 10h at 85 C
followed by 16h at 120 C followed by 10h at 100 C.
The results of the intergranular corrosion test NAMLT (Nitric Acid Mass Loss Test ASTM-G67 are shown in Table 9.
Table 9 ¨ Intergranular Corrosion at NAMLT Surface Measured Alloy Weight Loss (mg / cm2)

11 L'alliage G, qui se distingue notamment de l'alliage D par une plus faible teneur en cuivre, présente une perte de poids particulièrement faible. L'alliage I qui contient du Zn ne se distingue pas de l'alliage G en terme de résistance à la corrosion intergranulaire. L'alliage H qui présente une teneur en lithium plus faible que les autres alliages testés, présente une perte de poids plus élevée. 11 G alloy, which differs in particular from the alloy D by a weaker copper content, has a particularly low weight loss. The alloy I which contains Zn does not not distinguishable from G alloy in terms of corrosion resistance intergranular. The alloy H which has a lower lithium content than other alloys tested, presents a higher weight loss.

Claims

claims

1. wrought product made of aluminum alloy of composition, in% by weight, Mg: 4.0 ¨ 5.0 Li: 1.0 ¨ 1.6 Zr: 0.05 ¨ 0.15 Ti: 0.01 ¨ 0.15 Fe: 0.02 - 0.2 Si: 0.02 - 0.2 Mn: <= 0.5 Cr <= 0.5 Ag: <= 0.5 Cu <= 0.5 Zn <= 0.5 Sc <= 0.01 other elements <0.05 remains aluminum.

2. Wrought product according to claim 1 containing at least one element among Mn and Cr with content,% by weight Mn: 0.05 ¨ 0.5 Cr: 0.05 - 0.3, an element not selected from Mn and Cr having a content of less than 0.05% by weight.

3. Wrought product according to claim 1 or claim 2 containing the less one of Cu and Ag with the content, if selected, in% by weight Cu: 0.05 ¨ 0.3 Ag: 0.05 ¨ 0.3 an element not selected from Cu and Ag having a content of less than 0.05%
weight.

4. Wrought product according to any one of claims 1 to 3 wherein content in Li is in% by weight Li: 1.1 to 1.5 and preferably Li: 1.2 to 1.4.

The wrought product according to any one of claims 1 to 4 wherein content in Mg is in% by weight Mg: 4.4 ¨ 4.7.

The wrought product according to any one of claims 1 to 5 having a content Be maximum of 5 ppm of Be and / or a maximum Na content of 10 ppm of Na and / or a maximum Ca content of 20 ppm.

The wrought product according to any one of claims 1 to 6 having a content Zn less than 0.2% by weight and preferably less than 0.05% by weight.

The wrought product according to any of claims 1 to 7 wherein content in Fe and / or the Si content are in% by weight:
Fe: 0.04 ¨ 0.15 If: 0.04 ¨ 0.15.

The wrought product according to any one of claims 1 to 8, the Wrecking is carried out by rolling.

The wrought product according to claim 9 having a thickness of enter 0.5 and 15 mm, at half thickness at least one mechanical strength property among properties (i) to (iii) and at least one property of tolerance to damage among properties (iv) to (vi) (i) a tensile yield strength R p0.2 (L)> = 280 MPa and preferably R p0,2 (L)> =
310 MPa, (ii) a tensile yield strength R p0.2 (TL)> = 260 MPa and preference R p0.2 (TL)> = 290 MPa, (iii) a tensile yield strength R p0.2 (45 °)> = 200 MPa and preferably R p0.2 (45 °)> = 240 MPa, (iv) toughness for specimens of width W = 760 mm K app (LT) > = 90 MPa.sqroot.m for a thickness of less than 3 mm and K app (LT)> = 110 MPa.sqroot.m for a thickness of at least 3 mm, (v) toughness for specimens of width W = 760 mm K app (TL) > = 100 MPa.sqroot./m for a thickness less than 3 mm and K app (TL)> = 120 MPa.sqroot.m for a thickness of at least 3 mm, (vi) a crack extension of the last valid point of the curve R for of the specimens of width W = 760 MM .DELTA.a eff (max) (TL)> = 80 mm for thickness less than 3 mm and .DELTA.a eff (max) (TL)> = 110 mm for a thickness of at least 3 mm.

11. A method of manufacturing a wrought product according to one of claims 1 at 10 comprising successively the development of a bath of liquid metal so as to obtain an alloy aluminum composition according to any of claims 1 to 8, casting said alloy in raw form, optionally the homogenization of the product thus cast, - hot deformation and optionally cold, optionally thermal treatment at a temperature between 300 and 420 ° C in one or more stages, the dissolution of the product thus deformed, and quenching, optionally the cold deformation of the product thus put in solution and soaked, - the income at a temperature below 150 ° C.

The method of claim 11 wherein the quenching is performed at the air.

13. Use of a product according to any of claims 1 to 10 for to make an aircraft structural element, preferably a skin of fuselage, a fuselage frame, a stiffener or smooth fuselage or a rib.