EP1026270B1 - Produit en alliage ALCuMg pour élément de structure d'avions - Google Patents

Produit en alliage ALCuMg pour élément de structure d'avions Download PDF

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EP1026270B1
EP1026270B1 EP00420020A EP00420020A EP1026270B1 EP 1026270 B1 EP1026270 B1 EP 1026270B1 EP 00420020 A EP00420020 A EP 00420020A EP 00420020 A EP00420020 A EP 00420020A EP 1026270 B1 EP1026270 B1 EP 1026270B1
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EP
European Patent Office
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mpa
measured
thickness
product
quenched
Prior art date
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EP00420020A
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EP1026270A1 (fr
Inventor
Timothy Warner
Philippe Lassince
Philippe Lequeu
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Constellium Issoire SAS
Original Assignee
Pechiney Rhenalu SAS
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Publication date
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Application filed by Pechiney Rhenalu SAS filed Critical Pechiney Rhenalu SAS
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/057—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with copper as the next major constituent
    • 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 rolled, spun or forged products made from hardened AlCuMg alloys and tractionned for the manufacture of aircraft structural elements, in particular skin panels and underside stiffeners of wing, and having, for example, compared to the products of the prior art used for the same application, a improved compromise between the properties of mechanical strength, formability, toughness, tolerance to damage and residual stresses.
  • the designation of alloys and metallurgical states corresponds to the nomenclature of Aluminum Association, adopted by European standards EN 515 and EN 573.
  • Large commercial aircraft wings have an upper section (or extrados) consisting of a skin made from thick alloy plates 7150 to the T651 state, or 7055 alloy to the T7751 state or 7449 to the T7951 state, and stiffeners made from profiles of the same alloy, and a lower part (or intrados) consisting of a skin made from thick 2024 alloy state T351 or 2324 in state T39, and stiffeners made from same alloy. Both parts are assembled by longitudinal members and ribs.
  • the alloy 2024 according to the designation of the Aluminum Association or the standard EN 573-3 has the following chemical composition (% by weight): If ⁇ 0.5 Fe ⁇ 0.5 Cu: 3.8 - 4.9 Mg: 1.2 - 1.8 Mn: 0.3 - 0.9 Cr ⁇ 0.10 Zn ⁇ 0.25 Ti ⁇ 0 15
  • Patent Application EP 0731185 of the Applicant relates to an alloy, registered subsequently under No. 2024A, of composition: Si ⁇ 0.25 Fe ⁇ 0.25 Cu: 3.5 - 5 Mg: 1 - 2 Mn ⁇ 0.55 with the relation: 0 ⁇ Mn - 2Fe ⁇ 0.2
  • the thick plates of this alloy have both improved toughness and reduced level of residual stresses, without loss on the other properties.
  • US Pat. No. 5,863,359 and US Pat. No. 5,865,914 to Alcoa relate respectively to an aircraft wing comprising an alloy intrados of composition: Cu: 3.6 - 4 Mg: 1 - 1.6 (pref: 1.15 - 1.5) Mn: 0.3 - 0.7 (pref: 0.5 - 0.6) Zr: 0, 05 - 0.25 and preferably Fe ⁇ 0.07 and Si ⁇ 0.05 having both the following properties: R 0.2 (LT)> 60 ksi (414 MPa) and K 1c (LT)> 38 ksi ⁇ inch (42 MPa ⁇ m), and a method of manufacturing a lower surface element having an R 0.2 (LT)> 60 ksi comprising casting an alloy of the above composition, homogenizing at 471 to 482 ° C, a temperature> 399 ° C., dissolution above 488 ° C., quenching, cold working preferably of more than 9% and traction of at least 1%.
  • the object of the invention is therefore to provide AlCuMg alloy products in the state quenched and cold deformed, intended for the manufacture of the underside of aircraft wings, and having, compared to similar products of the prior art, a compromise more favorable for all the properties of use: mechanical resistance, speed of crack propagation, toughness, fatigue resistance, and stress ratio residual.
  • the subject of the invention is a rolled, spun or forged product made of AlCuMg alloy, treated by homogenization, heat-treated with an outlet temperature greater than 420 ° C., so as to obtain a recrystallization rate at a quarter-thickness less than 20%, dissolving, quenching, cold drawing and aging, intended for the manufacture of aircraft structural elements, composition (% by weight): Fe ⁇ 0.15 If ⁇ 0.15 Cu: 4.0 - 4.3 Mg: 1.0 - 1.5 Mn: 0.5 - 0.8 Zr: 0.08 - 0.15 other elements: ⁇ 0.05 each and ⁇ 0.15 in total, having a ratio R m (L) / R 0.2 (L) of the breaking strength in the L direction at the yield stress in the L direction greater than 1 , 25 (and preferably at 1.30).
  • This sheet also has a level of residual stresses such that the arrow f measured in the L and TL directions after machining at mid-thickness of a bar resting on two supports distant by a length l is such that: f ⁇ (0.14 l 2 ) / ef being measured in microns, the thickness e of the sheet and the length 1 being expressed in mm.
  • the chemical composition of the product differs from that of the usual 2024 by a reduced in iron and silicon, a higher manganese content and an addition of zirconium. Compared to 2034, we have a lower manganese content and a lower slightly reduced copper content. Compared to the composition of the alloys described in US Pat. No. 5,863,359 and US Pat. No. 5,865,914, the copper content is higher; which makes it possible to compensate, for the mechanical strength, cold working less high after quenching. Surprisingly, this narrow domain of composition (notably with regard to manganese), associated with changes in the range of manufacture, leads, compared to the prior art, to an improvement significant compromise between mechanical strength, elongation and tolerance damage to the operating conditions of a large civil aircraft.
  • the manufacturing method comprises the casting of plates, in the case where the product to be manufactured is a rolled sheet, or billets in the case where it is a spun section or a forged part.
  • the plate or the billet is scalped, then homogenized between 450 and 500 ° C.
  • the hot transformation is then carried out by rolling, spinning or forging. This transformation is preferably carried out at a temperature higher than the temperatures usually used, the outlet temperature being greater than 420 ° C. and preferably 440 ° C. so as to obtain a little recrystallized structure on the treated product, with a rate of recrystallization at a quarter thickness less than 20%, and preferably 10%.
  • the laminated, spun or forged half-product is then dissolved between 480 and 505 ° C., so that this dissolution is as complete as possible, that is to say that the maximum of potentially soluble phases, in particular the Al 2 Cu and Al 2 CuMg precipitates are actually in solid solution.
  • the quality of the dissolution can be assessed by differential enthalpy analysis (AED) by measuring the specific energy using the area of the peak on the thermogram. This specific energy must preferably be less than 2 J / g.
  • the products according to the invention have significantly improved static mechanical characteristics compared to the alloy 2024-T351, currently used for aircraft wing-backs, and only slightly lower than those of 2034-T351.
  • the high plastic gap and elongation of the material result in excellent cold forming ability.
  • the tenacity, measured by the critical stress stress factors K c and K oc, is more than 10% greater than that of 2024 and 2034, and the crack propagation rate da / dn is significantly improved by compared to these two alloys, especially for the high values of ⁇ K, and for variable amplitude loadings.
  • the fatigue life times, measured on notched specimens taken at mid-thickness in the L direction, are also improved by more than 20% compared to 2024 and 2034.
  • alloy 2024, 2034 and alloy according to the invention Three plates 1450 mm wide and 446 mm thick were cast in alloy 2024, 2034 and alloy according to the invention respectively.
  • the chemical compositions (% by weight) of the alloys are given in Table 1: alloy Yes Fe Cu mg mn Zr 2024 0.12 0.20 4.06 1.36 0.54 0,002 2034 0.05 0.07 4.30 1.34 0.98 0.104 invention 0.06 0.08 4.14 1.26 0.65 0,102
  • the sheets was then hot rolled to a thickness of 40 mm by successive passes of the order of 20 mm. Another part of the sheets has been rolled hot up to 15 mm.
  • the inlet temperature at hot rolling was 467 ° C
  • Fatigue tests according to the Airbus AITM 1-0011 specification have been carried out on test pieces with a hole length 230 mm, width 50 mm and thickness 7.94 mm, taken at mid-thickness of the L-shaped plate.
  • the diameter of the hole is 7.94 mm.
  • a mean full test stress of 80 MPa with 4 levels was applied of alternating stresses: 85 MPa, 55 MPa, 45 MPa and 35 MPa for the plates of 40 mm, 110, 85, 55 and 45 MPa for 15 mm sheets, with 2 test pieces per level.
  • the arrow f is measured as follows. We take from the thick sheet e two bars, one called bar L sense, length b in the direction of the length sheet metal (L-direction), width 25 mm in the width direction of the sheet (TL direction) and of thickness e according to the full thickness of the sheet (TC direction), the other, called bar TL direction, having 25 mm in the L direction, b in the TL direction and e in the TC direction.
  • Each bar is machined to mid-thickness and the arrow is measured at mid-length of the bar.
  • This arrow is representative of the level of internal stresses of the sheet and its ability not to deform at machining.
  • the distance 1 between the supports was 180 mm and the length b of the bars 200 mm. Machining is a progressive mechanical machining with passes of about 2 mm.
  • the measurement of the arrow at mid-length is carried out using a comparator with a resolution of one micron. Results for arrows and recrystallization rates are given in Table 6.

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Description

Domaine technique
L'invention concerne des produits laminés, filés ou forgés en alliage AlCuMg trempés et tractionnés, destinés à la fabrication d'éléments de structure d'avion, notamment des panneaux de peau et des raidisseurs d'intrados de voilure, et présentant, par rapport aux produits de l'art antérieur utilisés pour la même application, un compromis amélioré entre les propriétés de résistance mécanique, de formabilité, de ténacité, de tolérance aux dommages et contraintes résiduelles. La désignation des alliages et des états métallurgiques correspond à la nomenclature de l'Aluminum Association, reprise par les normes européennes EN 515 et EN 573.
Etat de la technique
Les ailes d'avions commerciaux de grande capacité comportent une partie supérieure (ou extrados) constituée d'une peau fabriquée à partir de tôles épaisses en alliage 7150 à l'état T651, ou en alliage 7055 à l'état T7751 ou 7449 à l'état T7951, et de raidisseurs fabriqués à partir de profilés du même alliage, et une partie inférieure (ou intrados) constituée d'une peau fabriquée à partir de tôles épaisses en alliage 2024 à l'état T351 ou 2324 à l'état T39, et de raidisseurs fabriqués à partir de profilés du même alliage. Les deux parties sont assemblées par des longerons et des nervures.
L'alliage 2024 selon la désignation de l'Aluminum Association ou la norme EN 573-3 a la composition chimique suivante (% en poids) :
Si < 0,5   Fe < 0,5   Cu : 3,8 - 4,9   Mg : 1,2 - 1,8   Mn : 0,3 - 0,9 Cr < 0,10   Zn < 0,25   Ti < 0,15
Différentes variantes ont été développées et déposées à l'Aluminum Association sous les désignations 2224, 2324 et 2424, avec notamment des teneurs plus limitées en silicium et en fer. L'alliage 2324 à l'état T39 a fait l'objet du brevet EP 0038605 (= US 4294625) de Boeing, dans lequel l'amélioration de la limite d'élasticité est obtenue par écrouissage à l'aide d'une passe de laminage à froid après trempe. Cet écrouissage tend à diminuer la ténacité et, pour compenser la baisse de ténacité, on diminue les teneurs en Fe, Si, Cu et Mg. Boeing a également développé l'alliage 2034 de composition :
Si < 0,10   Fe < 0,12   Cu : 4,2 - 4,8   Mg : 1,3 - 1,9 Mn : 0,8 - 1,3   Cr < 0,05   Zn < 0,20   Ti < 0,15   Zr : 0,08 - 0,15
Cet alliage a fait l'objet du brevet EP 0031605 (= US 4336075). Il présente, par rapport au 2024 à l'état T351, une meilleure limite d'élasticité spécifique due à l'augmentation de la teneur en manganèse et à l'ajout d'un autre antirecristallisant (Zr), ainsi qu'une ténacité et une résistance à la fatigue améliorées.
Le brevet EP 0473122 (= US 5213639) d'Alcoa décrit un alliage, enregistré à l'Aluminum Association comme 2524, de composition: Si < 0,10   Fe < 0,12 Cu : 3,8 - 4,5   Mg : 1,2 - 1,8   Mn : 0,3 - 0,9 pouvant contenir éventuellement un autre antirecristallisant (Zr, V, Hf, Cr, Ag ou Sc). Cet alliage est destiné plus particulièrement aux tôles minces pour fuselage et présente une ténacité et une résistance à la propagation de fissures améliorées par rapport au 2024.
La demande de brevet EP 0731185 de la demanderesse concerne un alliage, enregistré ultérieurement sous le n° 2024A, de composition: Si < 0,25   Fe < 0,25 Cu : 3,5 - 5   Mg : 1 - 2   Mn < 0,55 avec la relation : 0 < Mn - 2Fe < 0,2 Les tôles épaisses en cet alliage présentent à la fois une tenacité améliorée et un niveau réduit de contraintes résiduelles, sans perte sur les autres propriétés.
Les brevets US 5863359 et US 5865914 d'Alcoa concernent respectivement une aile d'avion comportant un intrados en alliage de composition :
Cu : 3,6 - 4   Mg : 1 - 1,6 (préf : 1,15 - 1,5)   Mn : 0,3 - 0,7 (préf. : 0,5 - 0,6) Zr : 0,05 - 0,25 et préférentiellement Fe < 0,07 et Si < 0,05
présentant à la fois les propriétés suivantes : R0,2(LT) > 60 ksi (414 MPa) et K1c(L-T) > 38 ksi√inch (42 MPa√m),
et un procédé de fabrication d'un élément d'intrados ayant un R0,2(LT) > 60 ksi comprenant la coulée d'un alliage de la composition précédente, une homogénéisation entre 471 et 482°C, une transformation à chaud à une température > 399°C, une mise en solution au dessus de 488°C, une trempe, un écrouissage à froid de préférence de plus de 9% et une traction d'au moins 1%.
Problème posé
Pour la construction de nouveaux avions commerciaux de grande capacité, il est certes impératif de limiter le poids, de sorte que les cahiers des charges des constructeurs imposent des contraintes typiques plus élevées pour les panneaux de voilure, ce qui entraíne des valeurs minimales plus élevées pour les caractéristiques mécaniques statiques et la tolérance aux dommages des produits en alliage d'aluminium utilisés. L'utilisation de produits écrouis à l'état T39, tels que ceux préconisés dans les brevets US 5863359 et US 5865914, si elle conduit à des limites d'élasticité R0,2 élevées, présente cependant un certain nombre d'inconvénients pour d'autres propriétés d'emploi importantes dans l'application visée. En effet, il en résulte un écart plastique, c'est-à-dire une différence entre la résistance à la rupture Rm et la limite d'élasticité R0,2, très réduit, ce qui entraíne une formabilité à froid plus faible et une moins bonne tenue en propagation de fissures de fatigue avec chargement à amplitude variable. En effet, le ralentissement de la propagation des fissures après surcharge partielle est moins important si l'écart plastique est réduit.
De plus, des pièces de plus grande dimension doivent être usinées sans distorsion dans des tôles plus épaisses, ce qui implique une meilleure maítrise du niveau de contraintes résiduelles. Or, l'état T39 s'est révélé peu favorable de ce point de vue.
Le but de l'invention est donc de fournir des produits en alliage AlCuMg à l'état trempé et déformé à froid, destinés à la fabrication d'intrados d'ailes d'avion, et présentant, par rapport aux produits similaires de l'art antérieur, un compromis plus favorable pour l'ensemble des propriétés d'emploi : résistance mécanique, vitesse de propagation de fissures, ténacité, résistance à la fatigue, et taux de contraintes résiduelles.
Objet de l'invention
L'invention a pour objet un produit laminé, filé ou forgé en alliage AlCuMg, traité par homogénéisation, transformation à chaud avec une température de sortie supérieure à 420°C, de manière à obtenir un taux de recristallisation au quart d'épaisseur inférieur à 20%, mise en solution, trempe, traction à froid et vieillissement, destiné à la fabrication d'éléments de structure d'avion, de composition (% en poids) :
Fe < 0,15   Si < 0, 15   Cu : 4,0 - 4,3   Mg: 1,0 - 1,5 Mn : 0,5 - 0,8 Zr : 0,08 - 0,15   autres éléments: < 0,05 chacun et < 0,15 au total, présentant un rapport Rm(L)/R0,2(L) de la résistance à la rupture dans le sens L à la limite élastique dans le sens L, supérieur à 1,25 (et de préférence à 1,30).
Elle a également pour objet un produit laminé (une tôle) de même composition d'épaisseur comprise entre 6 et 60 mm et présentant à l'état trempé et tractionné l'un au moins des groupes de propriétés suivantes ;
  • a) Résistance à la rupture Rm(L) > 475 Mpa et limite d'élasticité R0,2(L) > 370 MPa
  • b) Ecart plastique Rm - R0,2 sens L et TL > 100 MPa
  • c) Facteur d'intensité critique (sens L-T) Kc > 170 MPa√m et Kco > 120 MPa√m (mesurés selon la norme ASTM E561 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec les paramètres B = 5 mm, W = 500 et 2a0 = 165 mm)
  • d) Vitesse de propagation de fissures (L-T) da/dn, mesurée selon la norme ASTM E 647 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec W = 200 mm et B = 5mm :
  • < 10-4 mm/cycle pour ΔK = 10 MPa√m
  • < 2,5 10-4 mm/cycle pour ΔK = 15 MPa√m
  • < 5 10-4 mm/cycle pour ΔK = 20 MPa√m
    • Cette tôle présente également un niveau de contraintes résiduelles tel que la flèche f mesurée dans les sens L et TL après usinage à mi-épaisseur d'un barreau reposant sur deux supports distants d'une longueur l est telle que :
       f < (0,14 l2)/e f étant mesurée en microns, l'épaisseur e de la tôle et la longueur 1 étant exprimées en mm.
    L'invention a aussi pour objet un procédé de fabrication d'un produit laminé, filé ou forgé selon l'invention comportant les étapes suivantes :
    • coulée d'une plaque ou d'une billette de la composition indiquée,
    • homogénéisation de cette plaque ou billette entre 450 et 500°C,
    • transformation à chaud et éventuellement à froid jusqu'au produit désiré,
    • mise en solution à une température comprise entre 480 et 505°C,
    • trempe à l'eau froide,
    • traction à froid avec au moins 1,5% de déformation permanente,
    • vieillissement naturel à l'ambiante.
    Description de l'invention
    La composition chimique du produit diffère de celle du 2024 habituel par une teneur réduite en fer et silicium, une teneur plus élevée en manganèse et une addition de zirconium. Par rapport au 2034, on a une teneur en manganèse plus basse et une teneur en cuivre légèrement réduite. Par rapport à la composition des alliages décrits dans les brevets US 5863359 et US 5865914, la teneur en cuivre est plus élevée, ce qui permet de compenser, pour la résistance mécanique, l'écrouissage à froid moins élevé après trempe. D'une manière surprenante, ce domaine étroit de composition (notamment en ce qui concerne le manganèse), associé à des modifications de la gamme de fabrication, conduit, par rapport à l'art antérieur, à une amélioration significative du compromis entre la résistance mécanique, l'allongement et la tolérance aux dommages dans les conditions d'exploitation d'un avion civil de grande capacité.
    De plus, et de manière tout à fait inattendue, on observe, pour les produits épais, un faible taux de contraintes résiduelles, permettant un usinage sans distorsion de pièces de grande dimension.
    Le procédé de fabrication comporte la coulée de plaques, dans le cas où le produit à fabriquer est une tôle laminée, ou de billettes dans le cas où il s'agit d'un profilé filé ou d'une pièce forgée. La plaque ou la billette est scalpée, puis homogénéisée entre 450 et 500°C. On effectue ensuite la transformation à chaud par laminage, filage ou forgeage. Cette transformation se fait de préférence à une température plus élevée que les températures habituellement utilisées, la température de sortie étant supérieure à 420°C et de préférence à 440°C de manière à obtenir sur le produit traité une structure peu recristallisée, avec un taux de recristallisation au quart épaisseur inférieur à 20%, et de préférence à 10%. Le demi-produit laminé, filé ou forgé est ensuite mis en solution entre 480 et 505°C, de manière que cette mise en solution soit aussi complète que possible, c'est-à-dire que le maximum de phases potentiellement solubles, notamment les précipités Al2Cu et Al2CuMg, soit effectivement en solution solide. La qualité de la mise en solution peut être appréciée par analyse enthalpique différentielle (AED) en mesurant l'énergie spécifique à l'aide de l'aire du pic sur le thermogramme. Cette énergie spécifique doit être, de préférence, inférieure à 2 J/g.
    Puis on procède à la trempe à l'eau froide, et à une traction contrôlée conduisant à un allongement permanent d'au moins 1,5%. Le produit subit enfin un vieillissement naturel à température ambiante.
    Les produits selon l'invention présentent des caractéristiques mécaniques statiques nettement améliorées par rapport à l'alliage 2024-T351, utilisé actuellement pour les intrados d'aile d'avion, et à peine plus faibles que celles du 2034-T351. L'écart plastique et l'allongement élevés du matériau entraínent une excellente aptitude au formage à froid. La ténacité, mesurée par les facteurs d'intensité critique de contrainte en contrainte plane Kc et Kco est supérieure de plus de 10% à celle du 2024 et du 2034, et la vitesse de propagation de fissure da/dn est nettement améliorée par rapport à ces deux alliages, notamment pour les valeurs élevées de ΔK, et pour des chargements à amplitude variable. Les durées de vie en fatigue, mesurées sur des éprouvettes entaillées prélevées à mi-épaisseur dans le sens L, sont également améliorées de plus de 20% par rapport au 2024 et au 2034. Enfin, le niveau de contraintes résiduelles, mesuré par la flèche f après usinage à mi-épaisseur d'un barreau reposant sur deux supports distants d'une longueur l, est plutôt bas, alors qu'on aurait pu s'attendre au contraire avec une structure fibrée. Cette flèche, mesurée en microns, est toujours inférieure au quotient (0,14 l2)/e, la longueur l et l'épaisseur e de la tôle étant exprimées en mm.
    L'ensemble de ces propriétés font que les produits selon l'invention sont particulièrement bien adaptés à la fabrication d'éléments de structure d'avions, notamment des intrados d'ailes, mais également des profilés pour caisson de voilure, pour semelles de longerons et nervures assemblés et des peaux et raidisseurs de fuselage.
    Exemples
    On a coulé 3 plaques de largeur 1450 mm et d'épaisseur 446 mm respectivement en alliage 2024, 2034 et alliage selon l'invention. Les compositions chimiques (% en poids) des alliages sont données au tableau 1:
    alliage Si Fe Cu Mg Mn Zr
    2024 0,12 0,20 4,06 1,36 0,54 0,002
    2034 0,05 0,07 4,30 1,34 0,98 0,104
    invention 0,06 0,08 4,14 1,26 0,65 0,102
    Les plaques ont été scalpées, puis homogénéisées dans les conditions suivantes :
  • Pour le 2024, 2h à 495°C puis 5h à 460°C
  • Pour le 2034, 5 h à 497°C
  • Pour l'alliage selon l'invention, montée en 12 h et maintien de 6h à 483°C
    • Une partie des tôles a été ensuite laminée à chaud jusqu'à une épaisseur de 40 mm par passes successives de l'ordre de 20 mm. Une autre partie des tôles a été laminée à chaud jusqu'à 15 mm. Pour l'alliage selon l'invention, la température d'entrée au laminage à chaud était de 467°C, la température de sortie à 40 mm de 465°C et celle à 15 mm de 444°C.
    Les tôles ont été mises en solution dans les conditions suivantes :
  • 3h et 6h à 497°C pour les tôles en 2024 d'épaisseur respective 15 et 40 mm,
  • 2h et 5h à 499°C pour les tôles en 2034 d'épaisseur 15 et 40 mm
  • 9h à 497°C pour les tôles selon l'invention.
    • Après trempe à l'eau froide, toutes les tôles ont subi ensuite une traction contrôlée à 2% d'allongement permanent.
    On a mesuré sur les tôles les caractéristiques mécaniques statiques dans les sens L et TL, à savoir la résistance à la rupture Rm (en MPa), la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% R0,2 (en MPa) et l'allongement à la rupture A (en %). Les résultats sont rassemblés au tableau 2 :
    Alliage Epaisseur Sens Rm R0,2 A
    2024 40 L 468 362 20,0
    2024 40 TL 469 330 17,4
    2024 15 L 462 360 21,2
    2024 15 TL 467 325 17,6
    2034 40 L 534 416 11,2
    2034 40 TL 529 393 12,0
    2034 15 L 548 431 13,8
    2034 15 TL 531 395 14,6
    Invention 40 L 510 384 15,4
    Invention 40 TL 475 336 18,9
    Invention 15 L 501 390 16,7
    Invention 15 TL 491 351 19,1
    On a mesuré également la ténacité par les facteurs d'intensité critique en contrainte plane Kc et Kc0 (en MPa√m) dans le sens L-T, selon la norme ASTM E 561, sur des éprouvettes CCT, prélevées à quart-épaisseur, de largeur W = 500 mm, d'épaisseur B = 5 mm, et une entaille centrale usinée par électroérosion 2a0 = 165 mm, agrandie par essai de fatigue jusqu'à 170 mm. Les résultats sont donnés au tableau 3 :
    Alliage Epaisseur Kc Kc0
    2024 40 143,4 105,2
    2034 40 128,8 97,8
    Invention 40 179,7 122
    2034 15 136,4 103,7
    Invention 15 173,6 124,3
    On a mesuré également la vitesse de propagation de fissure de fatigue da/dn dans le sens L-T (en mm/cycle) pour différentes valeurs de ΔK (en MPa√m) selon la norme ASTM E 647. On utilise pour cela 2 éprouvettes CCT de largeur W = 200 mm et d'épaisseur B = 5 mm, prélevées à quart épaisseur de tôle dans le sens L-T. La longueur de l'entaille centrale usinée par électroérosion est de 30 mm, et cette entaille est agrandie par essai de fatigue à 40 mm. L'essai de mesure de vitesse de fissuration est effectué sur une machine MTS avec une sollicitation en R = 0,05 et une contrainte de 40 MPa, calculée pour obtenir une valeur de ΔK de 10 MPa√m pour la longueur d'entaille de départ de 40 mm (résultats au tableau 4).
    Alliage Ep. ΔK = 10 ΔK = 12 ΔK = 15 ΔK = 20 ΔK = 25
    2024 40 9 10-5 1,5 10-4 3,0 10-4 6 10-4 9 10-3
    2034 40 8 10-5 1,5 10-4 3 10-4 5,7 10-4 1,7 10-3
    Inv. 40 5,5 10-5 1,7 10-4 2,0 10-4 4,0 10-4 7,8 10-4
    2034 15 8 10-5 1,5 10-4 3 10-4 5,2 10-4 2,1 10-3
    Inv. 15 4,9 10-5 6,0 10-5 1,3 10-4 2,5 10-4 5,4 10-4
    Des essais de fatigue selon la spécification Airbus AITM 1-0011 ont été réalisés sur des éprouvettes à trou de longueur 230 mm, de largeur 50 mm et d'épaisseur 7,94 mm, prélevée à mi-épaisseur de la tôle sens L. Le diamètre du trou est de 7,94 mm.
    On a appliqué une contrainte moyenne pleine éprouvette de 80 MPa avec 4 niveaux de contraintes alternées: 85 MPa, 55 MPa, 45 MPa et 35 MPa pour les tôles de 40 mm, 110, 85, 55 et 45 MPa pour les tôles de 15 mm, avec 2 éprouvettes par niveau.
    Les valeurs moyennes de durée de vie (en nombre de cycles) sont indiqués au tableau 5. On constate que, pour des éprouvettes avec un facteur d'entaille Kt = 2,5, la durée de vie en fatigue est améliorée de plus de 20% par rapport à l'alliage 2024.
    alliage Epaisseur mm 80 ± 85 MPa 80 ± 55 MPa 80 ± 45 MPa 80 ± 35 MPa
    2024 40 36044 159721
    2034 40 30640 125565 340126 839340
    invention 40 42933 219753 392680 1018240
    2034 15 41040 204038 352957
    invention 15 45841 241932 429895
    On a mesuré enfin les flèches f dans le sens L et TL, ainsi que le taux de recristallisation (en %) en surface, à quart-épaisseur et à mi-épaisseur, déterminé par analyse d'image après attaque chimique de l'échantillon.
    La flèche f est mesurée de la manière suivante. On prélève dans la tôle d'épaisseur e deux barreaux, l'un appelé barreau sens L, de longueur b dans le sens de la longueur de la tôle (sens L), de largeur 25 mm dans le sens de la largeur de la tôle (sens TL) et d'épaisseur e selon la pleine épaisseur de la tôle (sens TC), l'autre, appelé barreau sens TL, ayant 25 mm dans le sens L, b dans le sens TL et e dans le sens TC.
    On usine chaque barreau jusqu'à mi-épaisseur et on mesure la flèche à mi-longueur du barreau. Cette flèche est représentative du niveau de contraintes internes de la tôle et de son aptitude à ne pas se déformer à l'usinage. La distance 1 entre les supports était de 180 mm et la longueur b des barreaux de 200 mm. L'usinage est un usinage mécanique progressif avec des passes d'environ 2 mm. La mesure de la flèche à mi-longueur s'effectue à l'aide d'un comparateur d'une résolution d'un micron. Les résultats concernant les flèches et les taux de recristallisation sont donnés au tableau 6.
    alliage Epaisseur fL (µm) fTL (µm) Taux recr. (Surf.) % Taux recr. (¼ ép.) % Taux recr. (½ ép.) %
    2024 40 210 120 79 58 30
    2034 40 147 129 12 0 0
    Invention 40 86 75 46 5 2

    Claims (10)

    1. Produit laminé, filé ou forgé en alliage AlCuMg, traité par homogénéisation, transformation à chaud avec une température de sortie supérieure à 420°C, de manière à obtenir un taux de recristallisation au quart d'épaisseur inférieur à 20%, mise en solution, trempe, traction à froid et vieillissement, destiné à la fabrication d'éléments de structure d'avion, de composition (% en poids) :
      Fe < 0,15   Si < 0,15   Fe + Si < 0,15%   Cu : 4,0- 4,3 Mg : 1 - 1,5   Mn : 0,5 - 0,8   Zr: 0,08 - 0,15
      autres éléments : < 0,05 chacun et < 0,15 au total, et présentant un rapport Rm(L)/R0,2(L) > 1,25 (de préférence > 1,30).
    2. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon la revendication 1, présentant à l'état trempé et tractionné une résistance à la rupture Rm(L) > 475 MPa et une limite d'élasticité R0,2(L) > 370 MPa.
    3. Produit laminé dépaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications 1 ou 2, présentant à l'état trempé et tractionné un écart plastique entre la résistance à la rupture Rm et la limite d'élasticité R0,2 dans les sens L et TL > 100 MPa.
    4. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications 1 à 3, présentant à l'état trempé et tractionné un facteur d'intensité critique (L-T) Kc > 170 NPa√m et Kco > 120 MPa√m, mesurés selon la norme ASTM E 561 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec les paramètres W = 500 mm, B = 5 mm et 2a0 = 165 mm.
    5. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications 1 à 4, présentant à l'état trempé et tractionné une vitesse de propagation de fissures (L-T) da/dn, mesurée selon la norme ASTM E 647 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec W = 200 mm et B = 5mm:
      < 10-4 mm/cycle pour ΔK = 10 MPa√m
      < 2,5 10-4 mm/cycle pour ΔK = 15 MPa√m
      et < 5 10-4 mm/cycle pour ΔK = 20 MPa√m.
    6. Produit laminé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il présente une flèche f mesurée dans les sens L et TL après usinage à mi-épaisseur d'un barreau reposant sur deux supports distants d'une longueur l inférieure à (0,14 l2)/e, f étant mesurée en microns, l'épaisseur e de la tôle et la longueur l étant exprimées en mm.
    7. Procédé de fabrication d'un produit selon l'une des revendications 1 à 6, comportant les étapes suivantes :
      coulée d'une plaque de la composition indiquée
      homogénéisation de cette plaque entre 450 et 500°C,
      transformation à chaud, et éventuellement à froid, par laminage, filage ou forgeage jusqu'au produit désiré,
      mise en solution à une température comprise entre 480 et 505°C,
      trempe à l'eau froide,
      traction à froid jusqu'à plus de 1,5% de déformation permanente,
      vieillissement naturel à l'ambiante.
    8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que la transformation à chaud se fait avec une température de sortie supérieure à 440°C.
    9. Utilisation de tôles selon l'une des revendications 2 à 6 pour la fabrication de peau d'intrados de voilure d'avion.
    10. Utilisation de profilés selon la revendication 1 pour la fabrication de raidisseurs d'intrados de voilure ou de fuselage d'avion.
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