EP0756016B1 - Elément de structure d'aéronef, et notamment d'avion supersonique, en alliage d'aluminium présentant une longue durée de vie, une bonne tolerance aux dommages et une bonne résistance à la corrosion sous contrainte - Google Patents

Elément de structure d'aéronef, et notamment d'avion supersonique, en alliage d'aluminium présentant une longue durée de vie, une bonne tolerance aux dommages et une bonne résistance à la corrosion sous contrainte Download PDF

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EP0756016B1
EP0756016B1 EP19960401680 EP96401680A EP0756016B1 EP 0756016 B1 EP0756016 B1 EP 0756016B1 EP 19960401680 EP19960401680 EP 19960401680 EP 96401680 A EP96401680 A EP 96401680A EP 0756016 B1 EP0756016 B1 EP 0756016B1
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EP
European Patent Office
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alloy
weight
aircraft
silicon
silver
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP19960401680
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German (de)
English (en)
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EP0756016A1 (fr
Inventor
Gilles Pons
Yann Philippe Barbaux
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Aerospatiale Matra
Original Assignee
Airbus Group SAS
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Publication date
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C22C21/16—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with magnesium

Definitions

  • the invention relates to a structural element aircraft made from a new alloy based aluminum, whose original characteristics provide both good corrosion resistance under stress and a lifetime under stress at significantly extended high temperature and much higher damage tolerance than comparable elements produced using alloys traditional aluminum.
  • a privileged application of the element of structure according to the invention relates to the production of the fuselage and wing coverings of a supersonic plane as well as the realization of the frames and stiffeners associated with these coatings.
  • the structural element according to the invention can be used on any equipment an aircraft whose use requires at least 60,000 flight hours at a temperature between 100 ° C and 130 ° C approximately.
  • the element of structure according to the invention can also be used in some hot areas of helicopters as well as on the wheels of airplanes.
  • This alloy is called AU2GN alloy or 2618A alloy (Al-2Cu-Mg-Ni). In his industrial formulation, it also includes 0.20% of silicon, 1.06% iron, and 0.09% titanium, by weight.
  • Creep deformation of this alloy 2618A, under a stress of 150 MPa and at a temperature of 130 ° C allows a duration of supersonic flight about 15,000 hours. If this supersonic flight time conforms to the objectives set during the development of the Concorde supersonic program she is very insufficient to consider the development of new supersonic aircraft on the basis of such alloy.
  • future commercial aircraft supersonic will have to have a lifetime comparable to that of subsonic commercial aircraft existing. That means they should be able to fly at least 80,000 hours, including approximately 60,000 in supersonic flight.
  • the structural elements most exposed to temperature and working in traction, such as the fuselage and the elements forming the lower surface of the sails must therefore be made of a material of which creep deformation is less than 0.1% after 120,000 flight hours (double the flight time supersonic target) at a temperature of 130 ° C and below a constraint of 150 MPa.
  • alloy 2618 A under the generally a new aluminum alloy called alloy 2650 (Al-2Cu-Mg).
  • Al-2Cu-Mg a new aluminum alloy
  • this alloy also comprises 0.34% of manganese, 0.21% silicon, 0.20% iron, 0.21% nickel, 0.10% titanium and 0.02% zirconium, in weight.
  • the alloy 2650 has improved damage tolerance, that is, it has better resistance to the propagation of a crack under constant load. In however, the creep strain characteristics at a temperature close to 130 ° C and under a load of 150 MPa remain practically unchanged compared to to those of alloy 2618 A.
  • document EP-A-0 224 016 offers a high-content aluminum-based alloy copper, significantly different from 2618 A alloys and 2650. This alloy contains less than 0.10% of silicon as well as 0.2 to 1.0% silver. At 180 ° C and under a stress of 250 MPa, a deformation under 0.2% creep is obtained after 500 hours.
  • the subject of the invention is precisely a aircraft structural element made of an alloy based on aluminum with original characteristics give this element good resistance to stress corrosion, damage tolerance long service life without affecting the other mechanical characteristics of the structure.
  • the subject of the invention is also an element of aircraft structure made of a base alloy of aluminum limiting the creep deformation of the element at a value less than 0.1% after 120,000 hours of use at a temperature of 130 ° C, under a constraint of 150 MPa.
  • the subject of the invention is also an element of aircraft structure made of a base alloy of aluminum insensitive to stress corrosion, that is to say having a non-breaking threshold at 30 days in a standard immersion-emersion test alternated in a 3.5% NaCl solution, under a constraint of 250 MPa.
  • the aircraft structural element is produced in an alloy containing no silver and containing between about 0.40 and about 0.60% by weight of silicon.
  • the aircraft structural element is produced in an alloy containing between about 0.20 and about 0.40% by weight of silicon and between about 0.40 and about 0.60% by weight of silver.
  • the element according to the invention constitutes a covering element or an element frame or coating stiffener on an airplane supersonic. It is then formed of a sheet, a extruded profile, or a forged or stamped part in said alloy.
  • the aircraft structural element according to the invention generally constitutes either an element of covering of the wing or fuselage of an airplane supersonic, an internal structure in contact direct with this covering element, such as a frame or a stiffener.
  • the structural element according to the invention is particularly suitable for use in regions working on traction. That means that the structural element according to the invention is particularly suitable for use on the lower surface of the wing and on the fuselage. However, a such element can also be used in regions which do not work in traction, such as the upper surface of the wing, without departing from the scope of the invention.
  • the structural element according to the invention can also be used in areas aircraft other than supersonic aircraft.
  • the structural element according to the invention may constitute an element placed in a hot area of a helicopter, or an element of wheel of an aircraft of any type.
  • the structural element according to the invention is formed of a laminated sheet.
  • it is an element of structure other than a covering element, such that a stiffening element or a frame, it is made up by an extruded profile or by a forged part or forged.
  • the structural element of aircraft according to the invention is produced in a aluminum-based alloy having characteristics original which will now be exhibited.
  • the structural element of aircraft according to the invention is produced in a aluminum-based alloy of the alloy 2650 type.
  • This alloy contains in particular between about 2.00 and about 3.00% by weight of copper, between about 1.40 and about 1.90% by weight of magnesium, between approximately 0.20 and approximately 0.70% by weight of manganese, between 0 and about 0.30% by weight of iron, between 0 and about 0.30% by weight of nickel, between 0 and about 0.15% by weight of titanium, at least about 0.05% by silicon weight and between 0 and about 1.10% by weight silver.
  • this alloy does not include zirconium.
  • zirconium is present at as an impurity, its content must not exceed 0.05% in weight.
  • test tubes had a thickness of 1.6 mm.
  • test pieces were produced in many alloys, both of the type 2650 than of substantially different types. Given that the tests carried out on the basis of alloys not belonging not to the 2650 alloy family have given no satisfactory results, the results obtained based on the corresponding test pieces will not be exposed.
  • test pieces E1 and E3 produced on the basis of alloy 2650, having a magnesium content of less than 1.90% and satisfying relationships (1) and (2) are set out in table 1 below.
  • composition of seven test pieces E2 and E4 to E9 having a magnesium content greater than 1.90% or not simultaneously satisfying relationships (1) and (2) is given in table 2.
  • test pieces E1 to E9 the compositions are given in tables 1 and 2 a was obtained by rolling from an ingot, itself obtained by casting the corresponding aluminum alloy.
  • test tubes of each type were carried out in order to be able to proceed in parallel on each of them to different types of tests such as corrosion and resistance tests mechanical cold and at a temperature of 150 ° C.
  • Test pieces E6 and E7 show a significantly improved behavior compared to that of alloy 2618 A. However, their rupture occurs after a number of hours less than 2500 (if the break of the E6 test tube did not intervene, the appearance of the curve suggests a time close to 2000 hours). All the other test pieces show a improved behavior compared to alloy 2618, for a period of between approximately 800 and 1000 hours, but which then degrades quickly.
  • test pieces E1 to E9 were made by applying to these test tubes a constraint of 250 MPa, at a temperature 150 ° C. This constraint and this temperature are greater than the stress of 150 MPa and the temperature of 130 ° C that the element of the structure according to the invention. These values have been chosen to allow the tests to be carried out in a reasonable time, a test duration of 120,000 hours obviously being unrealistic.
  • test pieces E1 to E9 can be extrapolated to the stress and temperature conditions to which the element of the aircraft structure will actually be subjected, using a property established by LARSON and MILLER.
  • LARSON and MILLER showed that tests carried out under conditions of stresses and different temperatures could be correlated by means of a master curve linking the stress to the parameter P, called "Parameter LARSON MILLER", which depends on both the temperature T (in ° C) and time t (in hours).
  • the evolution of stress (in MPa) at rupture of the test piece, in function of parameter P, is shown, for different alloys, by parallel lines.
  • the line C1 which illustrates the break under different charges of a conventional 2618 A alloy, as well as the point A representative of the rupture of the test piece E3 under a constraint of 250 MPa, allow to extrapolate the time leading to the rupture of a test tube made of the same alloy as the E3 test piece, subject to a stress of 150 MPa.
  • he just draw the parallel C'1 to C1, passing through A then read the value of the parameter P (B) of point B of this line C'1 corresponding to a constraint of 150 MPa.
  • the relation (3) allows to deduce from the parameter P (B) thus established the time leading to rupture under this constraint of 150 MPa.
  • the relation is satisfied with an alloy which contains at opposite 1% by weight of silver and a silicon content reduced, by 0.10% by weight.
  • the E3 test piece is representative an intermediate situation, in which the alloy includes an intermediate silicon content (0.20% by weight) and an intermediate silver content (0.50% in weight).
  • the points E1 to E9 correspond to the silicon and silver contents alloys in which the test pieces are made corresponding.
  • the unshaded area corresponds to domain defined by relation (1) according to the invention.
  • the points E1, E2 and E3 belong to this area while all the other points are located outside, except point E6.
  • the E6 test tube is produced in an alloy that contains 2.00% magnesium. From this fact, this alloy is not in accordance with the invention.
  • Stress corrosion tests have been carried out by subjecting the test pieces to a constant stress of 250 MPa in tension, with cycles including an immersion for 50 minutes in 3.5% NaCl aqueous solution and emersion for 10 minutes in the air, continuing the test for 30 days, in accordance with ASTM-G47.
  • points E1 to E9 correspond to the Mg, Si and Ag contents of alloys E1 to E9.
  • the unshaded area corresponds to domain defined by the relation (2) with the contents in Mg according to the invention.

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Description

Domaine technique
L'invention concerne un élément de structure d'aéronef réalisé dans un nouvel alliage à base d'aluminium, dont les caractéristiques originales lui procurent à la fois une bonne résistance à la corrosion sous contrainte et une durée de vie sous contrainte à température élevée sensiblement allongée ainsi qu'une tolérance aux dommages beaucoup plus élevée que les éléments comparables réalisés à l'aide d'alliages d'aluminium traditionnels.
Une application privilégiée de l'élément de structure conforme à l'invention concerne la réalisation des revêtements du fuselage et de la voilure d'un avion supersonique ainsi que la réalisation des cadres et raidisseurs associés à ces revêtements.
De façon plus générale, l'élément de structure selon l'invention peut être utilisé sur tout équipement d'un aéronef dont l'utilisation impose au moins 60000 heures de vol à une température comprise entre 100°C et 130°C environ. Dans ce contexte, l'élément de structure conforme à l'invention peut aussi être utilisé dans certaines zones chaudes des hélicoptères ainsi que sur les roues des avions.
Etat de la technique
Lors du développement de l'avion supersonique Concorde, un nouvel alliage à base d'aluminium a été mis au point et développé. Cet alliage est appelé alliage AU2GN ou alliage 2618A (Al-2Cu-Mg-Ni). Dans sa formulation industrielle, il comprend aussi 0,20 % de silicium, 1,06 % de fer, et 0,09 % de titane, en poids.
La déformation au fluage de cet alliage 2618A, sous une contrainte de 150 MPa et à une température de 130°C autorise une durée de vol supersonique d'environ 15000 heures. Si cette durée de vol supersonique est conforme aux objectifs visés lors de l'élaboration du programme supersonique Concorde, elle est très insuffisante pour envisager le développement de nouveaux avions supersoniques sur la base d'un tel alliage.
En particulier, les futurs avions commerciaux supersoniques devront présenter une durée de vie comparable à celle des avions commerciaux subsoniques existants. Cela signifie qu'ils devront pouvoir voler au moins 80000 heures, dont environ 60000 en vol supersonique. Les éléments de structure les plus exposés à la température et travaillant à la traction, tels que le fuselage et les éléments formant l'intrados de la voilure devront donc être réalisés en un matériau dont la déformation au fluage soit inférieure à 0,1 % après 120000 heures de vol (soit le double du temps de vol supersonique visé) à une température de 130°C et sous une contrainte de 150 MPa.
Dans le document FR-A-2 279 852, il a été proposé une amélioration à l'alliage 2618 A, sous la forme d'un nouvel alliage d'aluminium généralement appelé alliage 2650 (Al-2Cu-Mg). Dans sa version industrielle, cet alliage comprend aussi 0,34 % de manganèse, 0,21 % de silicium, 0,20 % de fer, 0,21 % de nickel, 0,10 % de titane et 0,02 % de zirconium, en poids.
Par rapport à l'alliage 2618 A, l'alliage 2650 présente une tolérance aux dommages améliorée, c'est-à-dire qu'il présente une meilleure résistance à la propagation d'une fissure sous charge constante. En revanche, les caractéristiques de déformation au fluage à une température voisine de 130°C et sous une charge de 150 MPa restent pratiquement inchangées par rapport à celles de l'alliage 2618 A.
Parallèlement, un certain nombre d'études ont été menées sur la base de l'alliage 2618 A, afin d'analyser la résistance au fluage de cet alliage à différentes températures. On citera notamment à ce sujet l'article de H. MARTINOD et al. intitulé "Fluage de longue durée de l'alliage AU2GN", publié dans Mémoires Scientifiques Revue Métallurgique, LXVI, n° 4, 1969 et l'article de D. ADENIS et al. intitulé "Relation entre la résistance au fluage et la microstructure de l'AU2GN" dans Mémoire Scientifiques Revue Métallurgique, LXVI, n° 10, 1969.
Ces publications étudient notamment l'influence de la teneur en silicium de l'alliage 2618 A sur sa tenue au fluage de longue durée en température. L'article de Martinod et al. indique notamment qu'à 175°C, une teneur minimale de 0,15 % environ en silicium est nécessaire pour avoir une bonne résistance au fluage. Par ailleurs, l'article de D. ADENIS et al. observe qu'à une température de 130°C, des allongements de fluage très importants se produisent pour une teneur en silicium de 0,03 %, mais que ce phénomène disparaít lorsque la teneur en silicium est portée à 0,09 %. Toutefois, il est indiqué qu'une augmentation de la teneur en silicium au-delà de ce pourcentage est ensuite sans grande influence sur les allongements de fluage.
Dans le document FR-A-2 279 852, déjà cité et dont on a vu qu'il concerne l'alliage 2650, il est proposé notamment d'ajouter à l'alliage de 0 à 1 % d'argent. Toutefois, aucun effet procuré par cet additif n'est mentionné.
Par ailleurs, le document EP-A-0 224 016 propose un alliage à base d'aluminium et à forte teneur en cuivre, sensiblement différent des alliages 2618 A et 2650. Cet alliage contient moins de 0,10 % de silicium ainsi que 0,2 à 1,0 % d'argent. A 180°C et sous une contrainte de 250 MPa, une déformation sous fluage de 0,2 % est obtenue au bout de 500 heures.
Exposé de l'invention
L'invention a précisément pour objet un élément de structure d'aéronef réalisé dans un alliage à base d'aluminium dont les caractéristiques originales confèrent à cet élément une bonne résistance à la corrosion sous contrainte, une tolérance aux dommages élevée ainsi qu'une longue durée de vie, sans affecter les autres caractéristiques mécaniques de la structure.
L'invention a aussi pour objet un élément de structure d'aéronef réalisé dans un alliage à base d'aluminium limitant la déformation au fluage de l'élément à une valeur inférieure à 0, 1 % après 120000 heures d'utilisation à une température de 130°C, sous une contrainte de 150 MPa.
L'invention a aussi pour objet un élément de structure d'aéronef réalisé dans un alliage à base d'aluminium insensible à la corrosion sous contrainte, c'est-à-dire présentant un seuil de non rupture à 30 jours dans un essai normalisé d'immersion-émersion alternées dans une solution à 3,5 % de NaCl, sous une contrainte de 250 MPa.
Le demandeur a découvert qu'en réalisant l'élément de structure dans un alliage d'aluminium dérivé de l'alliage 2650, contenant notamment du magnésium, du silicium et éventuellement de l'argent, les objectifs indiqués précédemment sont atteints à condition que les teneurs en silicium et en magnésium et la teneur éventuelle en argent soient conformes à deux relations données et que la teneur en zirconium soit inférieure ou égale à 0,05 %.
De façon plus précise, les objectifs précités sont atteints au moyen d'un élément de structure d'aéronef, réalisé dans un alliage à base d'aluminium selon la revendication 1.
Selon une première forme de réalisation de l'invention, l'élément de structure d'aéronef est réalisé dans un alliage ne contenant pas d'argent et contenant entre environ 0,40 et environ 0,60 % en poids de silicium.
Selon une deuxième forme de réalisation de l'invention, l'élément de structure d'aéronef est réalisé dans un alliage contenant entre environ 0,20 et environ 0,40 % en poids de silicium et entre environ 0,40 et environ 0,60 % en poids d'argent.
Avantageusement, l'élément selon l'invention constitue un élément de revêtement ou un élément de cadre ou de raidisseur de revêtement sur un avion supersonique. Il est alors formé d'une tôle, d'un profilé extrudé, ou d'une pièce forgée ou matricée dans ledit alliage.
Brève description des dessins
On décrira à présent, à titre d'exemples non limitatifs, différentes formes de réalisation de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels :
  • la figure 1 représente la déformation de fluage(en %) en fonction du temps (en heures) sous une contrainte de 250 MPa et à une température de 150 °C, pour un alliage 2618 A du type utilisé sur l'avion supersonique Concorde (courbe Ref), pour deux alliages conformes à l'invention (Courbes E1 et E3) et pour sept alliages comparatifs dérivés de l'alliage 2650 (Courbes E2 et E4 à E9) ;
  • la figure 2 représente l'évolution de la contrainte (en MPa) en fonction du paramètre P de LARSON MILLER, pour une déformation de fluage de 0,1 % et à la rupture, d'une part pour un alliage 2618 A du type utilisé sur l'avion supersonique Concorde (droites C1 et C2) et d'autre part pour un alliage conforme à l'invention (droites C'1 et C'2) ;
  • la figure 3 est un graphique illustrant les teneurs en silicium (en %) et en argent (en %) de deux alliages E1 et E3 conformes à l'invention et de sept alliages comparatifs E2 et E4 à E9 dérivés de l'alliage 2650, la zone hachurée correspondant aux alliages qui ne satisfont pas la relation (1) ;
  • la figure 4 est un histogramme illustrant les durées de vie respectives des alliages E1 à E9 dans un essai normalisé de corrosion sous contrainte ;
  • la figure 5 est un graphique illustrant les teneurs en magnésium (en %), et en (silicium + argent) (en %) de deux alliages E1 et E3 conformes à l'invention et de sept alliages comparatifs E2 et E4 à E9 dérivés de l'alliage 2650, la zone hachurée correspondant aux alliages qui ne satisfont pas la relation (2) ;
  • la figure 6 représente, pour deux alliages E1 et E3 conformes à l'invention, l'évolution de la limite d'élasticité (en MPa), en fonction de la température (en °C) ; et
  • la figure 7 représente, pour ces deux mêmes alliages E1 et E3 à 150°C, l'évolution de la limite d'élasticité (en MPa), en fonction de la durée de vieillissement (en heures).
Exposé détaillé de formes de réalisation
L'élément de structure d'aéronef conforme à l'invention constitue généralement soit un élément de revêtement de la voilure ou du fuselage d'un avion supersonique, soit une structure interne en contact direct avec cet élément de revêtement, tel qu'un cadre ou un raidisseur.
En outre, l'élément de structure selon l'invention est particulièrement adapté pour être utilisé dans les régions travaillant à la traction. Cela signifie que l'élément de structure selon l'invention est particulièrement adapté pour être utilisé sur l'intrados de la voilure et sur le fuselage. Cependant, un tel élément peut aussi être utilisé dans les régions qui ne travaillent pas à la traction, tels que l'extrados de la voilure, sans sortir du cadre de l'invention.
Par ailleurs, l'élément de structure selon l'invention peut aussi être utilisé dans les zones chaudes des aéronefs autres que les avions supersoniques. En particulier, l'élément de structure selon l'invention peut constituer un élément placé dans une zone chaude d'un hélicoptère, ou encore un élément de roue d'un aéronef de type quelconque.
Lorsqu'il s'agit d'un élément de revêtement, l'élément de structure selon l'invention est formé d'une tôle laminée. Lorsqu'il s'agit d'un élément de structure autre qu'un élément de revêtement, tel qu'un élément raidisseur ou un cadre, il est constitué par un profilé extrudé ou par une pièce forgée ou matricée.
Dans tous les cas, l'élément de structure d'aéronef conforme à l'invention est réalisé dans un alliage à base d'aluminium présentant des caractéristiques originales qui vont à présent être exposées.
Sur la base d'un alliage du type 2650 tel que décrit dans le document FR-A-2 279 852, le demandeur a découvert que seuls certains alliages de cette famille, ayant une teneur en magnésium inférieure à environ 1,90 % et satisfaisant une relation particulière entre la teneur de l'alliage en silicium et sa teneur en argent, présentaient une déformation de fluage inférieure à 0,1 % après 120000 heures d'utilisation à 130°C sous une contrainte de 150 MPa. Au contraire, les alliages de la même famille ayant une teneur en magnésium supérieure à 1,90 % ou ne satisfaisant pas cette relation présentent un comportement au fluage sensiblement moins performant.
Le demandeur a également découvert que, parmi ces alliages, seuls ceux satisfaisant à une relation particulière entre les teneurs de l'alliage en magnésium, en silicium et en argent et ayant une teneur en zirconium inférieure à 0,05 % présentaient un seuil de non rupture en corrosion sous contrainte dans un essai normalisé d'immersion-émersion alternées dans une solution à 3,5 % NaCl, sous une contrainte de 250 MPa.
De façon plus précise, l'élément de structure d'aéronef selon l'invention est réalisé dans un alliage à base d'aluminium du type de l'alliage 2650. Cet alliage contient en particulier entre environ 2,00 et environ 3,00 % en poids de cuivre, entre environ 1,40 et environ 1,90 % en poids de magnésium, entre environ 0,20 et environ 0,70 % en poids de manganèse, entre 0 et environ 0,30 % en poids de fer, entre 0 et environ 0,30 % en poids de nickel, entre 0 et environ 0,15 % en poids de titane, au moins environ 0,05 % en poids de silicium et entre 0 et environ 1,10 % en poids d'argent.
Ainsi cet alliage ne comprend pas de zirconium. Dans le cas où du zirconium serait présent à titre d'impureté, sa teneur ne doit pas dépasser 0,05 % en poids.
Sur la base d'un élément de structure d'aéronef réalisé dans un alliage de ce type, les caractéristiques remarquables de tenue au fluage indiquées précédemment, donnant à l'élément une tolérance aux dommages satisfaisante et une longue durée de vie, sont obtenues à la condition que la teneur T (Si) de l'alliage en silicium et la teneur T (Ag) de l'alliage en argent satisfassent la relation : 0,40 ≲ T(Si) + 0,4 T (Ag) ≲ 0,60
Si la nécessité d'une présence minimale de silicium dans un alliage à base d'aluminium est connue depuis de nombreuses années, il n'avait jamais été observé jusqu'à présent que la tenue au fluage d'un tel alliage pouvait dépendre de la teneur conjointe de cet alliage en silicium et en argent.
D'une part, dans un alliage sans argent, il a été montré que, contrairement aux conclusions de Martinod et al. et Adenis et al., une amélioration de la tenue au fluage pouvait être obtenue en augmentant la teneur en silicium au-delà des limites citées.
D'autre part, il a été montré que l'addition d'argent dans un alliage à relativement faible teneur en cuivre améliorait également de façon très significative la tenue au fluage de l'alliage, cet effet étant toutefois amoindri si l'alliage contient également une forte teneur en silicium.
Les caractéristiques remarquables de tenue à la corrosion sous contrainte indiquées précédemment sont obtenues à la condition que la teneur T(Mg) de l'alliage en magnésium et que les teneurs en silicium et argent T(Si) et T(Ag) de l'alliage satisfassent la relation : T(Si) + T(Ag) + 1,1 T (Mg) ≲ 2,6
Le demandeur est parvenu à ces conclusions après avoir effectué de nombreux essais sur des éprouvettes en forme de tôles. Ces éprouvettes présentaient une épaisseur de 1,6 mm.
Il est à noter que des éprouvettes ont été réalisées dans de nombreux alliages, aussi bien du type 2650 que de types sensiblement différents. Etant donné que les essais effectués sur la base d'alliages n'appartenant pas à la famille des alliages 2650 n'ont donné aucun résultat satisfaisant, les résultats obtenus sur la base des éprouvettes correspondantes ne seront pas exposés.
Les compositions des éprouvettes E1 et E3 réalisées sur la base de l'alliage 2650, présentant une teneur en magnésium inférieure à 1,90 % et satisfaisant les relations (1) et (2) sont énoncées dans le tableau 1 ci-dessous.
N° Echantillon Cu Mg Mn Si Fe Ni Ti Ag Zr
E1 2,70 1,65 0,35 0,50 0,20 0,20 0,10 -- --
E3 2,70 1,65 0,35 0,20 0,20 0,20 0,10 0,50 --
A titre de comparaison, la composition de sept éprouvettes E2 et E4 à E9 présentant une teneur en magnésium supérieure à 1,90 % ou ne satisfaisant pas simultanément les relations (1) et (2) est donnée dans le tableau 2.
N° Echantillon Cu Mg Mn Si Fe Ni Ti Ag Zr
E2 2,70 1,65 0,35 0,10 0,20 0,20 0,10 1,00 --
E4 2,70 1,65 0,35 0,10 0,20 0,20 0,10 0,50 0,12
E5 2,70 1,65 0,35 0,10 0,20 0,20 0,10 0,50 --
E6 2,70 2,00 0,35 0,10 0,20 0,20 0,10 1,00 --
E7 2,70 1,65 0,35 0,50 0,20 0,20 0,10 0,50 --
E8 2,70 2,00 0,35 0,10 0,20 0,20 0,10 0,50 --
E9 3,00 1,65 0,35 0,10 0,20 0,20 0,10 0,50 --
Chacune des éprouvettes E1 à E9 dont les compositions sont données dans les tableaux 1 et 2 a été obtenue par laminage à partir d'un lingot, lui même obtenu par coulée de l'alliage d'aluminium correspondant. Bien entendu, plusieurs éprouvettes de chaque type ont été réalisées afin de pouvoir procéder en parallèle sur chacune d'elles à différents types d'essais tels que des essais de corrosion et de résistance mécanique à froid et à une température de 150°C.
Les essais de déformation sous contrainte ont été effectués en soumettant les éprouvettes à une contrainte constante de 250 MPa, à une température de 150°C et en poursuivant ces essais jusqu'à la rupture de chacune des éprouvettes. Les résultats de ces essais sont portés sur la figure 1 pour chacune des éprouvettes E1 à E9. A titre comparatif, on a également porté sur la figure 1, en Ref, les résultats d'un essai comparable effectué sur une éprouvette représentative de l'alliage 2618 A utilisé sur l'avion supersonique Concorde. Les flèches apparaissant à l'extrémité droite des courbes représentatives des éprouvettes E2 et E6 montrent que la rupture de ces éprouvettes ne s'était pas produite lorsque les courbes ont été tracées.
Les courbes de la figure 1 montrent clairement qu'après 3000 heures d'essai, seules les éprouvettes E1 à E3 ne s'étaient pas rompues. De plus, à 3000 heures, ces éprouvettes présentaient encore une déformation sous contrainte sensiblement inférieure à 1 %.
Les éprouvettes E6 et E7 montrent un comportement sensiblement amélioré par rapport à celui de l'alliage 2618 A. Toutefois, leur rupture se produit après un nombre d'heures inférieur à 2500 (si la rupture de l'éprouvette E6 n'est pas intervenue, l'allure de la courbe laisse présager un temps voisin de 2000 heures). Toutes les autres éprouvettes montrent un comportement amélioré par rapport à l'alliage 2618, pour une durée comprise entre environ 800 et 1000 heures, mais qui se dégrade ensuite rapidement.
Il est à noter que les essais effectués sur les éprouvettes E1 à E9 ont été faits en appliquant sur ces éprouvettes une contrainte de 250 MPa, à une température de 150°C. Cette contrainte et cette température sont supérieures à la contrainte de 150 MPa et à la température de 130°C que doit supporter l'élément de structure conforme à l'invention. Ces valeurs ont été choisies pour permettre de réaliser les essais dans un temps raisonnable, une durée d'essais de 120000 heures étant évidemment irréaliste.
Les résultats des essais effectués sur les éprouvettes E1 à E9 peuvent être extrapolés aux conditions de contraintes et de températures auxquelles sera réellement soumis l'élément de structure d'aéronef, en utilisant une propriété établie par LARSON et MILLER. Ces derniers ont montré que des essais réalisés dans des conditions de contraintes et de températures différentes pouvaient être corrélés au moyen d'une courbe maítresse liant la contrainte au paramètre P, appelé "Paramètre LARSON MILLER", qui dépend à la fois de la température T (en °C) et du temps t (en heures). Ce paramètre LARSON MILLER est donné par la relation : P = 11000 x (T + 273) (20 + log(t))
Selon LARSON MILLER l'évolution de la contrainte (en MPa) à la rupture de l'éprouvette, en fonction du paramètre P, est représentée, pour des alliages différents, par des droites parallèles. Ainsi, la droite C1, qui illustre la rupture sous différentes charges d'un alliage 2618 A classique, ainsi que le point A représentatif de la rupture de l'éprouvette E3 sous une contrainte de 250 MPa, permettent d'extrapoler le temps conduisant à la rupture d'une éprouvette réalisée dans le même alliage que l'éprouvette E3, soumis à une contrainte de 150 MPa. Pour cela, il suffit de tracer la parallèle C'1 à C1, passant par A, puis de lire la valeur du paramètre P(B) du point B de cette droite C'1 correspondant à une contrainte de 150 MPa. Pour une température donnée (par exemple 130°C), la relation (3) permet de déduire du paramètre P(B) ainsi établi le temps conduisant à la rupture sous cette contrainte de 150 MPa.
En outre, le demandeur a établi que le comportement au fluage des alliages correspondant à une déformation maximale donnée, par exemple de 0,1 %, pouvait également être représenté par des droites parallèles aux précédentes, sur la représentation de LARSON MILLER illustrée sur la figure 2.
Ainsi, on a porté en C2 sur cette figure les valeurs représentatives d'une déformation au fluage de 0,1 % dans le cas de l'alliage 2618 A. L'extrapolation de cette observation, à partir du point A' représentatif d'une déformation inférieure à 0,1 % de l'éprouvette E3 et de la droite C'2 parallèles aux droites C1, C'1 et C2, illustrée par le point B' sur la figure 2, permet d'établir en utilisant la relation (3), qu'une déformation de fluage de 0,1 % serait obtenue en 850000 heures environ sous une contrainte de 150 MPa et une température de 130°C.
Cette analyse confirme que des éléments de structures d'aéronefs réalisés dans les alliages correspondant aux éprouvettes E1, E2 ou E3 satisferaient très largement les objectifs fixés en ce qui concerne le fluage.
Un examen attentif de la composition des alliages correspondant aux éprouvettes E1, E2 et E3, ainsi que la comparaison de ces compositions avec celles des alliages E4 à E9 ont permis d'établir qu'à partir d'un alliage de base dérivé de l'alliage 2650, un comportement satisfaisant au fluage de longue durée à 130°C n'est obtenu qu'à la condition que la teneur de l'alliage en silicium et en argent soit conforme à la relation (1) énoncée précédemment, et dans la mesure où la teneur en magnésium n'excède pas 1,90 %.
Dans le cas de l'éprouvette E1, il est à noter que cette relation est satisfaite avec un alliage ne contenant pas d'argent et contenant 0,50 % en poids de silicium.
Dans le cas de l'éprouvette E2, la relation est satisfaite avec un alliage qui contient au contraire 1 % en poids d'argent et une teneur en silicium réduite, de 0,10 % en poids.
Enfin, l'éprouvette E3 est représentative d'une situation intermédiaire, dans laquelle l'alliage comprend une teneur intermédiaire en silicium (0,20 % en poids) et une teneur intermédiaire en argent (0,50 % en poids).
Sur la figure 3 sur laquelle on a porté la teneur de l'alliage en silicium (en %) en fonction de la teneur de l'alliage en argent (en %), les points E1 à E9 correspondent aux teneurs en silicium et en argent des alliages dans lesquels sont réalisés les éprouvettes correspondantes. La zone non hachurée correspond au domaine défini par la relation (1) conforme à l'invention. On voit que les points E1, E2 et E3 appartiennent à cette zone alors que tous les autres points sont situés à l'extérieur, à l'exception du point E6. Toutefois, il est à noter que l'éprouvette E6 est réalisée dans un alliage qui contient 2,00 % de magnésium. De ce fait, cet alliage n'est pas conforme à l'invention.
Les essais de corrosion sous contrainte ont été effectués en soumettant les éprouvettes à une contrainte constante de 250 MPa en traction, avec des cycles comprenant une immersion pendant 50 minutes dans une solution aqueuse à 3,5 % de NaCl et une émersion pendant 10 minutes dans l'air, en poursuivant l'essai pendant 30 jours, conformément à la norme ASTM-G47.
Les résultats de ces essais effectués pour chaque alliage sur trois éprouvettes, sont portés sur la figure 4 pour chacune des éprouvettes essayées, en blanc pour la première éprouvette, en hachuré pour la seconde et en noir pour la troisième.
Parmi les alliages essayés, seuls les alliages E1, E3, E5 et E9 satisfont le critère de non rupture d'aucune des éprouvettes après 30 jours d'essai.
Un examen attentif de la composition des alliages correspondant aux éprouvettes E1, E3, E5 et E9, ainsi que la comparaison de ces compositions avec celles des alliages E2, E4 et E6 à E8, ont permis d'établir qu'à partir d'un alliage de base dérivé de l'alliage 2650, un comportement satisfaisant à la corrosion sous contrainte n'est obtenu qu'à la condition que les teneurs de l'alliage en magnésium, silicium et argent soient conformes à la relation (2) énoncée précédemment, et dans la mesure où la teneur en zirconium n'excède pas 0,05 %.
Sur la figure 5, sur laquelle on a porté la teneur de l'alliage en Mg (en %) en fonction de la teneur de l'alliage en Si + Ag (en %), les points E1 à E9 correspondent aux teneurs en Mg, Si et Ag des alliages E1 à E9. La zone non hachurée correspond au domaine défini par la relation (2) avec les teneurs en Mg conformes à l'invention.
On voit que les points E1 et E3 appartiennent à cette zone, ainsi que les points E4, E5 et E9 qui ne satisfont pas la relation (1).
Les autres essais effectués sur les éprouvettes E1 à E9 ont montré que les alliages conformes à l'invention affichent une diminution maximale de 10 % de leur résistance mécanique après 4000 heures à 150°C.
Ces résultats sont illustrés par la figure 6, qui donne pour les deux éprouvettes E1 et E3 conformes à l'invention l'évolution de leur limite d'élasticité σ (en MPa) d'une éprouvette non vieillie, en fonction de la température T (en °C), et par la figure 7, qui donne pour les deux mêmes éprouvettes, l'évolution de leur limite d'élasticité σ (en MPa) à 150°C, en fonction de la durée de vieillissement t (en heures).
Par ailleurs, des essais effectués sur des produits industriels de compositions proches, de la famille des alliages 2650, ont montré que ces alliages, du fait de leur faible teneur en fer et en nickel, présentent une ténacité très nettement améliorée par aux objectifs recherchés pour les futurs avions supersoniques.

Claims (5)

  1. Elément de structure d'aéronef, réalisé dans un alliage à base d'aluminium contenant entre 2,00 et 3,00 % en poids de cuivre, entre 1,40 et 1,90 % en poids de magnésium, entre 0,20 et 0,70 % en poids de manganèse, entre 0 et 0,30 % en poids de fer, entre 0 et 0,30 % en poids de nickel, entre 0 et 0,15 % en poids de titane, au moins 0,05 % % en poids de silicium, et entre 0 et 1,10 % en poids d'argent, moins de 0,05 % en poids de zirconium, reste aluminium et impuretés inévitables, caractérisé par le fait que la teneur T(Si) de l'alliage en silicium, la teneur T(Mg) de l'alliage en magnésium et la teneur T(Ag) de l'alliage en argent satisfont de plus les relations : 0,40 ≤ T(Si) + 0,4 T(Ag) ≤ 0,60, et T(Si) + T(Ag) + 1,1 T(Mg) ≤ 2,6
  2. Elément selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il est réalisé dans un alliage ne contenant pas d'argent et contenant entre 0,40 et 0,60 % en poids de silicium.
  3. Elément selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'il est réalisé dans un alliage contenant entre 0,20 et 0,40 % en poids de silicium et entre 0,40 et 0,60 % en poids d'argent.
  4. Elément selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'il constitue un élément de revêtement ou un élément de cadre ou de raidisseur de revêtement sur un avion supersonique.
  5. Elément selon la revendication 4, caractérisé par le fait qu'il est formé d'une tôle, d'un profilé extrudé, ou d'une pièce forgée ou matricée dans ledit alliage.
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