EP1492896A1 - Produits corroyes en alliages al-zn-mg-cu a tres hautes caracteristiques mecaniques, et elements de structure d aeronef - Google Patents

Produits corroyes en alliages al-zn-mg-cu a tres hautes caracteristiques mecaniques, et elements de structure d aeronef

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EP1492896A1
EP1492896A1 EP03740569A EP03740569A EP1492896A1 EP 1492896 A1 EP1492896 A1 EP 1492896A1 EP 03740569 A EP03740569 A EP 03740569A EP 03740569 A EP03740569 A EP 03740569A EP 1492896 A1 EP1492896 A1 EP 1492896A1
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EP
European Patent Office
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stiffeners
product according
elements
mpa
fuselage
Prior art date
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EP03740569A
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German (de)
English (en)
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EP1492896B1 (fr
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Frank Eberl
Christophe Sigli
Timothy Warner
Sjoerd Van Der Veen
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Constellium Issoire SAS
Original Assignee
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
    • C22F1/053—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 zinc 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
    • C22C21/10—Alloys based on aluminium with zinc as the next major constituent

Definitions

  • the present invention relates to wrought products of Al-Zn-Mg-Cu type alloys with very high mechanical characteristics, with a Zn content greater than 8.3%, as well as aircraft structural elements incorporating such products.
  • Alloys of the Al-Zn-Mg-Cu type (belonging to the family of 7xxx alloys) are commonly used in aeronautical construction, and in particular in the construction of the wings of civil aircraft.
  • the alloys 7150, 7050 and 7349 are also used for the manufacture of fuselage stiffeners.
  • alloys 7075 and 7175 (zinc content between 5.1 and 6.1% by weight), 7050 (zinc content between 5.7 and 6.7%) , 7150 (zinc content between 5.9 and 6.9%) and 7049 (zinc content between 7.2 and 8.2%). They have a high elastic limit, as well as good toughness and good resistance to stress corrosion and exfoliating corrosion. More recently, it has become apparent that for certain applications, the use of an alloy with a higher zinc content may have advantages since this makes it possible to further increase the elastic limit. Alloys 7349 and 7449 contain between 7.5 and 8.7% zinc. Wrought alloys richer in zinc have been described in the literature, but do not seem to be used in aircraft construction.
  • US Patent 5,221,377 (Aluminum Company of America) discloses several alloys of the Al-Zn-Mg-Cu type with a zinc content up to 11.4% and sufficiently loaded with copper. They are difficult to pour, and the additives are difficult to dissolve, which promotes the undesirable presence of coarse precipitates.
  • Métallurgique de Gerzat discloses a process for obtaining such bottles.
  • European patent application EP 257 167 Al notes that none of the known Al-Zn-Mg-Cu type alloys can safely and reproducibly meet the severe technical requirements imposed by this specific application; it proposes to move towards a lower zinc content, namely between 6.25% and 8.0%.
  • the teaching of these patents is specific to the problem of compressed gas cylinders, in particular with regard to maximizing the bursting pressure of these cylinders, and cannot be transferred to other wrought products.
  • the problem to which the present invention attempts to respond is to propose new wrought products of high-grade Al-Zn-Mg-Cu type alloy. zinc, greater than 8.3%, and in particular of extruded products, which are characterized by a very high breaking strength, a very high yield strength, sufficient resistance to corrosion, good formability , and which can be manufactured industrially under conditions of reliability compatible with the high requirements of the aeronautical industry.
  • the Applicant has found that the problem can be solved by adjusting the concentration of the Zn, Cu and Mg addition elements and certain impurities (in particular Fe and Si) in a fine manner, and possibly adding other elements.
  • a first object of the present invention consists of a rolled, extruded or forged product of Al-Zn-Mg-Cu alloy, characterized in that it contains (in percent by mass): a) Zn 8.3 - 14.0 Cu 0.3 - 2.0
  • a second object of the present invention consists of a rolled, extruded or forged product of Al-Zn-Mg-Cu alloy, characterized in that it contains (in percent by mass): a) Zn 9.5 - 14.0 Cu 0.3 - 2.0 Mg 0.5 - 4.5 and preferably 0.5 - 3.6
  • a third object of the present invention is an aircraft structural element which incorporates at least one of the said products, and in particular a structural element used in the construction of the fuselage of civil aircraft, such as a fuselage stiffener.
  • Figure 1 shows the section of the TI profile.
  • Figure 2 shows the section of the T2 profile.
  • Figure 3 shows the section of profile T3.
  • Figure 4 shows the section of profile T4.
  • Figure 5 shows the section of profile T5.
  • FIG. 6 schematically shows the area of a fuselage stiffener which has undergone shaping by routing.
  • the benchmarks are as follows: a Routing depth b Routing width c Upper flange: appearance of large plane deformations d Lower flange: appearance of large plane deformations
  • Figure 7 shows schematically the location on the TI profile where the sample is taken for the 3-point bend test.
  • Figure 8 shows schematically the definition of the folding angle.
  • Figure 9 schematically shows the important geometric parameters for the three-point bending test.
  • Figure 10 shows schematically a crack with a length of two stiffeners with the central stiffener broken.
  • Figure 11 schematically shows the buckling test.
  • Figure (b) corresponds to a rotation A- A of 90 °.
  • FIG. 12 compares the buckling stresses for different types of Z-shaped stiffeners according to the invention (gray bars) and according to the prior art (white bars), for the same geometry.
  • the Applicant has found a very particular field of composition which allows the production of wrought products, and in particular of spun products, which have both very high static mechanical characteristics, corrosion resistance acceptable, and good formability.
  • the Applicant has thus been able to develop spun products which can be used very advantageously as stiffeners in the fuselage of civil aircraft.
  • damage tolerance is not a limiting factor, and we can therefore allow our to optimize the elastic limit and the breaking limit at the expense of damage tolerance, while taking care not to degrade corrosion resistance.
  • the fact of pushing the elastic limit and the breaking limit as far as possible, making it possible to lighten the structure of the aircraft usually results in a deterioration in the fitness for shaping.
  • fuselage stiffeners are subjected to complex and very specific shaping operations. To develop a more resistant alloy for fuselage stiffeners, it is therefore necessary to ensure that the formability does not deteriorate compared to known alloys, or, preferentially, is better than that of known alloys .
  • the problem is solved by fine adjustment of the contents of the alloying elements and certain impurities, and by adding a controlled concentration of certain other elements to the composition of the alloy.
  • the present invention applies to Al-Zn-Mg-Cu alloys containing: Zn 8.3 - 14.0 Cu 0.3 - 2.0 Mg 0.5 - 4.5 as well as certain other elements specified below , and the rest being aluminum with its inevitable impurities.
  • the alloys according to the invention must contain at least 0.5% magnesium, since it is not possible to obtain satisfactory static mechanical characteristics with a lower magnesium content. According to the Applicant's observations, with a zinc content of less than 8.3%, no result is obtained which is better than those obtained with known alloys.
  • the zinc content is greater than 9.0%, and even more preferably greater than 9.5%. However, it is necessary to respect certain relationships between certain elements, as explained below. In another advantageous embodiment, the zinc content is between 9.0 and 11.0%. In any event, it is not desired to exceed a zinc content of approximately 14%, because above this value, whatever the magnesium and copper content, the results are not satisfactory.
  • the addition of at least 0.3% copper improves the corrosion resistance.
  • a content of at least 0.6 is preferred. But to ensure satisfactory dissolution, the Cu content should not exceed approximately 2%, and the Mg content should not exceed approximately 4.5%; a maximum content of 3.6% is preferred for magnesium.
  • the copper content is between 0.6% and 1.2 while the magnesium content is between 2.5% and 3.4%. In another advantageous embodiment, the copper content is between 0.8% and 1.5 while the magnesium content is between 2.2% and 3.0%. As will be explained below, the ratio between the magnesium and copper contents must meet certain criteria.
  • the alloy must be sufficiently loaded with addition elements capable of precipitating during maturation or tempering treatment, in order to be able to exhibit advantageous static mechanical characteristics.
  • addition elements capable of precipitating during maturation or tempering treatment, in order to be able to exhibit advantageous static mechanical characteristics.
  • the content of these addition elements must fulfill the condition Mg + Cu> 6.4 - 0.4 Zn.
  • a sufficient content of so-called anti-recrystallizing elements must be added.
  • at least one element selected from the group comprising the elements Zr, Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, must be added.
  • Tb, Dy, Ho, Er, Yb, Cr, Mn with, for each element present, a concentration of between 0.02 and 0.7%. It is preferable that the concentration of all of the elements of said group does not exceed 1.5%.
  • anti-recrystallizing elements in the form of fine precipitates formed during thermal or thermomechanical treatments, block the recrystallization.
  • the applicant has found that excessive precipitation must be avoided during the quenching of the wrought product, and especially when the alloy is heavily loaded with zinc (Zn> 9.5%). A compromise must therefore be found with regard to the content of anti-recrystallizing elements.
  • zirconium with a content of between 0.03% and 0.15%, and in addition at least an element selected from the group comprising the elements Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb, with, for each element present, a concentration of between 0, 02 and 0.7%.
  • titanium is chosen, alone or associated with one or more other elements of said group.
  • the Applicant has found that for said anti-recrystallizing elements, it is advantageous, whatever the zinc content, not to exceed the following maximum content: Cr 0.40; Mn 0.60; Se 0.50; Zr 0.15; Hf 0.60; Ti 0.15; This 0.35 and preferably 0.30; Nd 0.35 and preferably 0.30; Eu 0.35 and preferably 0.30; Gd 0.35; Tb 0.35; Ho 0.40; Dy 0.40; Er 0.40; Yb 0.40; Y 0.20; The 0.35 and preferably 0.30.
  • the total of these elements does not exceed 1.5%.
  • the Applicant has found that to improve the breaking limit and the elastic limit, it is preferable to respect a Mg / Cu ratio> 2.4, and preferably at least 2.8, even more preferably 3.5 or even 4 , 0.
  • Another technical characteristic is linked to the need to be able to produce industrially wrought products under conditions of reliability compatible with the high requirements of the aeronautical industry, as well as under satisfactory economic conditions. It is therefore necessary to choose a chemical composition which minimizes the occurrence of cracks or slots during the solidification of the plates or billets, said cracks or slots being unacceptable defects leading to the scrapping of said plates or billets.
  • the Applicant has noted during numerous tests that this occurrence of cracks or slots was much more likely when the 7000 alloys finished solidifying below 470 ° C. To significantly reduce the probability of cracks or cracks occurring to an industrially acceptable level, it is better to choose a chemical composition such as
  • Another technical characteristic of the invention is linked to the need to minimize as much as possible the quantity of insoluble precipitates (which are typically ternary or quaternary phases Al-Zn-Mg-Cu of type S, M or T) after the homogenization and dissolution treatments, as this reduces the toughness, the elongation at break and above all the aptitude for shaping; for this, we choose a content of Mg, Cu and Zn such that Mg + Cu ⁇ 7.9 - 0.4 Zn.
  • the addition of one or more anti-recrystallizing elements, such as scandium, is particularly advantageous; such an effect is also observed in the case of heavy plates.
  • the profiles also benefit from an increase in their mechanical strength, which is all the greater when the width or thickness of the profile is small; this so-called “press effect” is well known to those skilled in the art.
  • the Applicant has found that when the anti-recrystallizing element added is scandium, a content of between 0.02 and 0.50% is advantageous.
  • the products according to the invention are in particular spun products. They can be used advantageously for the manufacture of structural elements in aircraft construction.
  • a preferred application of the products according to the invention is the application as a structural element in the fuselage of a civil aircraft.
  • These elements, in particular the stiffeners, are firstly dimensioned in mechanical strength.
  • damage tolerance is not usually a property which enters into the dimensioning, insofar as this is of a reasonable level: we can, if necessary and up to a certain point, optimize mechanical resistance to the detriment of damage tolerance, and without fear of reducing the usefulness of the product. Corrosion resistance should always remain at an acceptable level.
  • fuselage stiffeners makes it possible, at the choice of the manufacturer, to reduce their weight, or to have, at equal weight, a more rigid fuselage structure. This can make it possible, by increasing the spacing between two neighboring stiffeners (within the limit of the crease resistance of the fuselage sheets), to reduce the number of stiffeners, which leads to a reduction in the number of fasteners or assembly points between stiffener and wing skin. This can prove to be very advantageous, since fasteners or assembly points, such as rivets or bolts, are an important part of the cost of manufacturing such structures.
  • a particularly advantageous use of the product according to the invention is therefore the application as a structural element in the field of aeronautical construction, and more precisely in the construction of aircraft comprising a fuselage assembled from a plurality of stiffeners and a plurality of sheets, at least part of said stiffeners being structural elements according to the invention.
  • Such an aircraft is characterized by a lighter structure, but at least as rigid, or by a more rigid structure, but not heavier than existing aircraft.
  • stiffeners according to the invention as a structural element in fuselage panels can improve the residual strength of the structure, because they close the crack in the skin, which prevents unstable rupture as a preventive measure. .
  • the residual strength of the cracked panel is thus improved. This effect can be used either to increase the safety margin in constructions where stiffeners are replaced by stiffeners according to the invention, either to lower the weight of the construction by using stiffeners with reduced sections and thinner fuselage sheets, and / or larger stiffener spacings.
  • stiffeners according to the invention as a structural element in an aircraft fuselage panel can improve the shear and compression stability of the fuselage panels, because these stiffeners show higher buckling stability.
  • This effect can be used either to increase the safety margin in constructions where stiffeners are replaced by stiffeners according to the invention, or to lower the weight of the construction by using stiffeners with reduced sections and fuselage plates more thinner, and / or larger stiffener spacings. It is also possible to obtain an increase in the spacing of the rivets, which decreases the cost of assembling the structure.
  • Table 17 shows parameters of different geometries of stiffeners used for the calculations.
  • Figure 12 compares the predicted buckling stresses for these different geometries from Zl to Z8 (from left to right). Another problem which arises in particular when using said products as fuselage stiffeners is their aptitude for shaping.
  • One form of shaping used during the industrial manufacture of fuselage stiffeners from profiles is the joggle. This is an introduction to a step localized over an area of a few millimeters (see Figure 6). This can be done, in the case of profiles according to the invention, either hot (preferably at 130 ° C), or cold. In the case of cold routing, the profile delivered in the W state (unstable) will advantageously be dissolved, followed by quenching. Then the shaping is carried out by routing. Cold jogging does not allow shaping as deep as hot jogging, but when it is applicable, it is often more practical.
  • the flat test piece in order to evaluate the formability at 130 ° C (lukewarm formability of the product in the final state), the flat test piece is deformed in an oven at 130 ° C until the start of the fall applied force (which means crack initiation), always ensuring that the temperature of the sample is at 130 ° C. Since the deformation is done hot, the speed of deformation is a parameter which influences the result. It was fixed by a cross speed of 50 mm / min. The higher the folding angle (see definition in FIG. 8), the higher the aptitude for shaping by drilling. For mechanical reasons, it is important that the samples to be compared have the same thickness. If two samples of different thickness are to be compared, the face is machined in compression to the necessary thickness. In the case of a profile, the sampling of the sample from which the flat specimen is prepared is done at a representative location as shown in Figure 7 for the TI profile.
  • the 3-point bending tests at 130 ° C are carried out on the T6x state or on the T7x state of the product. Nevertheless, it is possible to characterize the formability in the raw quenching state W with this test, provided that the time between the tensile stress relieving which follows the quenching and the execution of the three-point bending test is controlled.
  • the bending angle at 130 ° C is expressed as an average value calculated from individual measurements carried out on samples taken at different locations distributed over the length of the profile.
  • a particularly preferred product according to the present invention is a spun product which, in the T6511 state, measured on test pieces taken from a flat area, has a bending angle, measured at 130 ° C. by a 3-point bending test according to DIN 50. 1 11 (section 3.1) on a sample 1.6 mm thick, at least 34 °, and an elastic limit R p o, 2 of at least 720 MPa, and preferably a bending angle of at least 35 ° and an elastic limit of at least 750 MPa.
  • the static mechanical characteristics (R p o.2, Rm and A) depend very little on the thickness of the section for thicknesses up to around 60 mm.
  • Another particularly advantageous product according to the invention is a spun product which has in the T76511 state, measured on test specimens taken from a flat area, a bending angle, measured at 130 ° C. by a 3-point bending test according to DIN. 50 111 (section 3.1) on a sample 1.6 mm thick, at least 36 °, and an elastic limit R p o, 2 of at least 660 MPa, and preferably at least 670 MPa.
  • This product can be used in cases where the corrosion resistance must be at least EB level during an EXCO test (ASTM G34 standard) carried out on non-machined samples.
  • the products according to the invention can also be used as a structural element for a floor, and in particular as a floor, aircraft profile, as well as, in the form of profiles, as seat rails.
  • the seat rails are generally very long profiles, generally arranged parallel to the length of the cabin, on which the rows of seats are fixed in a commercial aircraft. According to the invention, it is possible to obtain seat rails in the T76511 state with a breaking strength of the seat fixing zone (ie the heel of a type “I” profile) whose breaking strength reaches 670 MPa and even 680 MPa, and the elastic limit of which reaches 640 MPa and even 660 MPa.
  • the seat rails of commercial aircraft must resist corrosion by corrosive food liquids under high mechanical stresses, and the seat rails according to the invention effectively show good resistance to corrosion under stress determined according to standard ASTM G47.
  • the sheet C presents a good compromise between mechanical strength and elongation.
  • sheet D outside the invention, its mechanical strength is significantly better.
  • sheet A made of alloy 7449 according to the state of the art, alloy C has a very improved mechanical resistance.
  • the fact that the toughness of sheet C is less good than that of sheet B limits its application to certain uses for which the toughness is not dimensioning, but which require both excellent mechanical strength and good suitability for shaping.
  • sheet B outside the invention, the elongation at break of sheet C is significantly better.
  • sheet B in order for sheet B to be able to achieve the results indicated in Table 2, it must be subjected to a fairly long solution treatment which does not lend itself to the requirements of industrial production. And even, we note that there are too many coarse phases in the product which have a detrimental effect on the homogeneity of the mechanical properties, both within the same batch and within the same product (sheet or profiled); this could prohibit the use of product B as an aircraft structural element.
  • the alloys Gl, G2, G3 and G4 and B are outside the present invention.
  • the composition of alloys B and D, outside the invention, is indicated in Example 1, as well as that of Example C (according to the invention). All of these alloys showed satisfactory flowability during the tests, that is to say that cracks or cracks were not observed during the casting tests on an industrial scale.
  • the alloys G5, G6, G7, G8 are outside the present invention, and the alloy G9 is an alloy 7060 according to the state of the art; these alloys presented cracks during the casting tests.
  • the difficulties appearing during the casting of these alloys do not necessarily make the wrought products obtained from these plates unfit for use, but are at the origin of additional costs because the implementation (i.e. the quantity of salable metal compared to the quantity of metal charged, a parameter which is directly linked to the quantity of discarded plates) will be greater than for the alloys corresponding to the preferred field of the invention.
  • the propensity of these alloys to form slots during their solidification makes it very difficult to make the casting process reliable as part of a quality assurance program by statistical control of the processes.
  • Spinning billets were prepared with alloys the composition of which is summarized in Table 4.
  • the alloys were homogenized as follows: Samples Ql and Q2: 4 h at 465 ° C + 20 h at 476 ° C
  • the diameter of the billets was 200 mm for the P3 and Ql to Q4 billets, and 155 mm for the PI and P2 billets.
  • Profiles Q1 to Q4 were dissolved at 471 ° C, profiles PI to P3 at 472 ° C (profiles TI, T2 and T3).
  • the RI and R2 profiles were treated under comparable conditions. All the profiles were soaked in water and fractionated with a permanent elongation of between 1.5 and 2%. Products are obtained in the T6511 or T76511 state.
  • the Ql and Q2 alloys have a significantly higher mechanical resistance.
  • the corrosion resistance was characterized according to the EXCO test (standard ASTM G34) of the products Ql and Q2 in the state T6511 (samples not machined at the start of spinning) was of level EA or EB and overall at least as good or better than that of samples PI to P3 and Q3 and Q4.
  • the T6511 and T76511 states have been tested.
  • the values of the folding angle ⁇ (defined in Figure 8) are presented in Table 9. These are average values calculated from half a dozen individual measurements made on samples taken at different locations distributed along the length of the profiles. Table 9
  • the profiles according to the invention (Q1 and Q2) have a formability comparable to that of the profiles according to the state of the art (Q3 and PI).
  • Lamination plates were produced by a process similar to that described in Example 1.
  • the chemical composition is given in Table 11.
  • plates with a thickness of 25 mm were prepared by hot rolling. They were dissolved for 2 hours at a temperature between 472 and 480 ° C, quenched and fractionated with a permanent elongation between 1.5 and 2%. Then, the sheets were subjected to a tempering treatment at a temperature of 135 ° C.
  • the resistance to stress corrosion resistance was characterized for several profiles produced according to example 3.
  • Table 14 indicates the chemical compositions, Table 15 the mechanical characteristics obtained. Table 14
  • Aircraft seat rails were manufactured from billets of chemical composition RI and Ql according to the preceding examples. These profiles are of type "I" and include a sole, a central zone (core) and a heel (on which the seats are fixed). The thickness of the central zone was of the order of 2 mm, the height of the profile of the order of 65 mm.
  • Table 16 shows the static mechanical characteristics in the T76511 state.
  • This effect can be used either to increase the safety margin in constructions where stiffeners are replaced by stiffeners according to the invention, or to lower the weight of the construction by using stiffeners with reduced sections and fuselage plates more thinner, and / or larger stiffener spacings.
  • the rupture of the skin is governed by the stress intensity factor at the tip of the crack.
  • the stress intensity factor for a crack with a length of two stiffeners with the stiffener central broken in a panel assembled with stiffeners according to the invention will be reduced by 5% in comparison with a panel with stiffeners made with the widely used 2024 T3 alloy.
  • the stiffener in 2024 will be used more and more in the plastic field in comparison with new stiffeners which have not even reached the elastic limit.
  • the difference in the stress intensity factor can be as high as 15%.
  • stiffeners according to the invention as a structural element in an aircraft fuselage panel can improve the shear and compression stability of the fuselage panels, because these stiffeners show higher buckling stability.
  • This effect can be used either to increase the safety margin in constructions where stiffeners are replaced by stiffeners according to the invention, or to reduce the weight of the construction by using stiffeners with reduced sections and thinner fuselage sheets, and / or larger stiffener spacings. It is also possible to obtain an increase in the spacing of the rivets, which decreases the cost of assembling the structure.
  • Table 17 shows parameters of different geometries of stiffeners used for the calculations.
  • Figure 12 compares the predicted buckling stresses for these different geometries from Zl to Z8 (from left to right).

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Abstract

L'invention est constitué par un produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 2,0 Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,6 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en qu'il satisfait aux conditions d) Mg / Cu > 2,4 et e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn), et de façon préférentielle, Mg > 1.95 + 0,5 (Cu - 2,3) + 0,16 (Zn - 6) + 1,9 (Si - 0,04). Les produits selon l'invention peuvent être utilisés notamment pour la fabrication de raidisseurs de fuselage d'avions civils.

Description

PRODUITS CORROYES EN ALLIAGES AL-ZN-MG-CU
A TRES HAUTES CARACTERISTIQUES MECANIQUES,
ET ELEMENTS DE STRUCTURE D'AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne les produits corroyés en alliages de type Al-Zn-Mg-Cu à très hautes caractéristiques mécaniques, avec une teneur en Zn supérieure à 8,3 %, ainsi que des éléments de structure d'aéronef incorporant de tels produits.
Etat de la technique
Les alliages de type Al-Zn-Mg-Cu (appartenant à la famille des alliages 7xxx) sont utilisés couramment en construction aéronautique, et notamment dans la construction des ailes d'avions civils. Pour les extrados des ailes on utilise par exemple une peau en tôles fortes en alliages 7150, 7055, 7449, et éventuellement des raidisseurs en profilés en alliages 7150, 7055, 7349 ou 7449. Les alliages 7150, 7050 et 7349 sont aussi utilisés pour la fabrication de raidisseurs de fuselage.
Certains de ces alliages sont connus depuis des décennies, comme par exemple les alliages 7075 et 7175 (teneur en zinc entre 5,1 et 6,1 % en poids), 7050 (teneur en zinc entre 5,7 et 6,7 %), 7150 (teneur en zinc entre 5,9 et 6,9 %) et 7049 (teneur en zinc entre 7,2 et 8,2 %). Ils présentent une haute limite d'élasticité, ainsi qu'une bonne ténacité et une bonne résistance à la corrosion sous contrainte et à la corrosion exfoliante. Plus récemment, il est apparu que pour certaines applications, l'utilisation d'un alliage à plus haute teneur en zinc peut présenter des avantages car cela permet d'augmenter encore la limite d'élasticité. Les alliages 7349 et 7449 contiennent entre 7,5 et 8,7 % de zinc. Des alliages de corroyage plus riches en zinc ont été décrits dans la littérature, mais ne semblent pas être utilisés en construction aéronautique. L'article « Microstructure and properties of a new super-high-strength Al-Zn-Mg-Cu alloy C912 » par Y.L Wu et al., paru dans la revue Materials & Design, Vol 18, p. 211- 215 (1998) présente un alliage Zn 8,7 %, Mg 2,6 %, Cu 2,5 %, Si et Fe < 0,05 % (chaque) envisagé pour la fabrication d'éléments de structure pour voilure et fuselage.
Le brevet US 5,560,789 (Pechiney Recherche) divulgue un alliage de composition Zn 10,7 %, Mg 2,84 %, Cu 0,92 % qui est transformé par filage. Les éléments d'addition de cet alliage très chargé en zinc, magnésium et cuivre sont difficiles à mettre en solution car la température de mise en solution du produit est limitée par la température de fusion des phases ayant le point de fusion le plus bas : ce produit a une résistance mécanique élevée, mais un allongement à rupture très faible, dû à la présence de précipités grossiers ; ledit produit est peu formable.
Le brevet US 5,221,377 (Aluminum Company of America) divulgue plusieurs alliages de type Al-Zn-Mg-Cu avec une teneur en zinc jusqu'à 11,4 % et assez chargés en cuivre. Ils sont difficiles à couler, et les éléments d'addition sont difficiles à mettre en solution, ce qui favorise la présence, non souhaitable, de précipités grossiers.
Par ailleurs, il a été proposé d'utiliser des alliages Al-Zn-Mg-Cu à haute teneur en zinc pour la fabrication de corps creux destinés à résister à des pressions élevées, comme par exemple des bouteilles de gaz comprimés. La demande de brevet européen EP 020 282
Al (Société Métallurgique de Gerzat) divulgue des alliages avec une teneur en zinc comprise entre 7,6 % et 9,5 %. La demande de brevet européen EP 081 441 Al (Société
Métallurgique de Gerzat) divulgue un procédé d'obtention de telles bouteilles. La demande de brevet européenne EP 257 167 Al (Société Métallurgique de Gerzat) constate qu'aucun des alliages de type Al-Zn-Mg-Cu connus ne permet de satisfaire de manière sure et reproductible les exigences techniques sévères imposées par cette application spécifique ; elle propose de s'orienter vers une teneur en zinc moins élevée, à savoir comprise entre 6,25 % et 8,0 %. L'enseignement de ces brevets est spécifique à la problématique des bouteilles de gaz comprimés, notamment en ce qui concerne la maximisation de la pression d'éclatement de ces bouteilles, et ne peut être transféré à d'autres produits corroyés. D'une façon générale, dans les alliages de type Al-Zn-Mg-Cu, une forte teneur en zinc, mais aussi en Mg et Cu est nécessaire pour obtenir de bonnes caractéristiques mécaniques statiques (limite d'élasticité, limite de rupture), à condition de pouvoir mettre en solution ces éléments. Mais il est également bien connu (voir par exemple US 5,221,377) que lorsque l'on augmente la teneur en zinc dans un alliage de la famille 7xxx au-delà d'environ 7 à 8 %, on rencontre des problèmes liés à une résistance à la corrosion exfoliante et à la corrosion sous contrainte insuffisantes. D'une façon plus générale, on sait que les alliages Al-Zn-Mg-Cu les plus chargés sont susceptibles de poser des problèmes en corrosion. Ces problèmes sont en général résolus à l'aide de traitements thermiques ou thermomécaniques particuliers, notamment en poussant le traitement de revenu au-delà du pic, par exemple lors d'un traitement de type T7. Mais ces traitements peuvent alors entraîner une baisse des caractéristiques mécaniques statiques. Autrement dit, pour un niveau minimal de résistance à la corrosion visé, l'optimisation d'un alliage de type Al-Zn-Mg-Cu doit rechercher un compromis entre les caractéristiques mécaniques statiques (limite d'élasticité Rpo,2, limite de rupture Rm, allongement à rupture A) et les caractéristiques de tolérance au dommage (ténacité, vitesse de propagation de fissures etc.). Selon le niveau minimal de résistance à la corrosion visé, on utilise un état proche du pic revenu (états- T6), qui en général offre un compromis ténacité - Rpo,2 privilégiant les caractéristiques mécaniques statiques, ou on pousse le revenu au delà du pic (états T7), en recherchant un compromis privilégiant la ténacité.
Quelle que soit l'approche retenue, l'élaboration et l'utilisation de tels produits pose deux problèmes : d'une part, ces alliages fortement chargés en zinc et magnésium sont difficiles à couler et à transformer, notamment par filage, laminage ou forgeage. A titre d'exemple, l'effort maximal que peut fournir une presse de filage peut être un facteur limitant. En particulier, parmi les alliages de la famille 7xxx, les alliages 7349 et 7449 nécessitent des efforts de filage très importants. D'autre part, il existe des applications dans lesquelles l'aptitude desdits produits filées et laminés à la mise en forme est un facteur important. Cela est le cas notamment des raidisseurs de fuselage. Par conséquent, il est à craindre que la recherche d'un alliage à résistance mécanique encore plus élevée que celles les alliages 7349 et 7449 aboutisse à un alliage difficile à couler et à transformer, et difficile à mettre en forme.
Problème posé
Le problème auquel essaye de répondre la présente invention est de proposer de nouveaux produits corroyés en alliage de type Al-Zn-Mg-Cu à forte teneur . en zinc, supérieure à 8,3 %, et notamment des produits filés, qui se caractérisent par une très haute limite de rupture, une très haute limite d'élasticité, une résistance suffisante à la corrosion, une bonne aptitude à la mise en forme, et qui peuvent être fabriqués industriellement dans des conditions de fiabilité compatibles avec les hautes exigences de l'industrie aéronautique.
Objets de l'invention
La demanderesse a trouvé que le problème peut être résolu en ajustant la concentration des éléments d'addition Zn, Cu et Mg et de certaines impuretés (notamment Fe et Si) d'une façon fine, et en ajoutant éventuellement d'autres éléments.
Un premier objet de la présente invention est constitué par un produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 2,0
Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,6 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en qu'il satisfait aux conditions d) Mg / Cu > 2,4 et e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn). Un deuxième objet de la présente invention est constitué par un produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) : a) Zn 9,5 - 14,0 Cu 0,3 - 2,0 Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,6
Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Zr, Se, Hf, La, Ti,
Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr, Mn, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 % , c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en ce qu'il satisfait les conditions d) Mg / Cu > 2,4 et e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
Un troisième objet de la présente invention est un élément de structure d'aéronef qui incorpore au moins un des dits produits, et notamment un élément de structure utilisé dans la construction du fuselage d'avions civils, tel qu'un raidisseur de fuselage.
Description des figures
La figure 1 montre la section du profilé TI.
La figure 2 montre la section du profilé T2.
La figure 3 montre la section du profilé T3.
La figure 4 montre la section du profilé T4. La figure 5 montre la section du profilé T5.
Dans les figures 1, 2, 3, 4 et 5, les cotes indiquées sont approximatives et exprimées en millimètres.
Dans les figures 1 , 2, 3 et 4 la lettre a désigne la "semelle" du profilé, et la lettre b le " talon". La figure 6 montre schématiquement la zone d'un raidisseur de fuselage qui a subie une mise en forme par soyage. Les repères sont les suivants : a Profondeur de soyage b Largeur de soyage c Semelle supérieure : apparition des déformations planes importantes d Semelle inférieure : apparition des déformations planes importantes
La figure 7 montre schématiquement l'endroit sur le profilé TI où est prélevé l'échantillon pour l'essai de pliage 3 points.
La figure 8 montre schématiquement la définition de l'angle de pliage. La figure 9 montre schématiquement les paramètres géométriques importants pour l'essai de flexion trois points.
La figure 10 montre schématiquement une fissure d'une longueur de deux raidisseurs avec le raidisseur central cassé.
La figure 11 montre schématiquement l'essai de flambement. La figure (b) correspond à une rotation A- A de 90° .
La figure 12 compare les contraintes de flambement pour différents types de raidisseurs en forme de Z selon l'invention (barres grises) et selon l'art antérieur (barres blanches), pour la même géométrie.
Description détaillée de l'invention
Sauf mention contraire, toutes les indications relatives à la composition chimique des alliages sont exprimées en pourcent massique. Par conséquent, dans une expression mathématique, « 0,4 Zn » signifie : 0,4 fois la teneur en zinc, exprimée en pourcent massique ; cela s'applique mutatis mutandis aux autres éléments chimiques. La désignation des alliages suit les règles the The Aluminum Association. Les états métallurgiques sont définis dans la norme européenne EN 515. Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, c'est-à-dire la résistance à la rupture Rm, la limite élastique Rpo,2, et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1. Le terme « produit filé » inclut les produits dits « étirés », c'est-à-dire des produits qui sont élaborés par filage suivi d'un étirage. La demanderesse, au cours d'un certain nombre d'études préparatoires, est arrivée à la conclusion qu'un nouveau matériau présentant un compromis entre résistance mécanique et formabilité significativement meilleur devrait en tout état de cause présenter une teneur en zinc suffisante, typiquement supérieure à environ 8,3 %, et préférentiellement supérieur à 9,0 %. Cette condition n'est toutefois pas suffisante.
Dans le cadre de la présente invention, la demanderesse a trouvé un domaine de composition très particulier qui permet l'élaboration de produits corroyés, et notamment de produits filés, qui ont à la fois des caractéristiques mécaniques statiques très élevées, une résistance à la corrosion acceptable, et une bonne aptitude à la mise en forme. La demanderesse a ainsi pu développer des produits filés qui peuvent être utilisés de façon très avantageuse comme raidisseurs du fuselage d'avions civils. Dans cette application, la tolérance aux dommages n'est pas un facteur limitant, et on peut donc se permettre d'optimiser la limite d'élasticité et la limite de rupture au détriment de la tolérance aux dommages, tout en veillant à ne pas dégrader la résistance à la corrosion. En revanche, le fait de pousser au maximum la limite d'élasticité et la limite de rupture, permettant d'alléger la structure de l'avion, entraîne habituellement une dégradation de l'aptitude à la mise en forme. Or, les raidisseurs de fuselage sont soumis à des opérations complexes et très particulières de mise en forme. Pour développer un alliage plus résistant pour raidisseurs de fuselage, il convient donc de veiller à ce que l'aptitude à la mise en forme ne se dégrade pas par rapport aux alliages connus, ou, de façon préférentielle, soit meilleure que celle des alliages connus.
Selon l'invention, le problème est résolu moyennant un ajustement fin des teneurs des éléments d'alliages et de certaines impuretés, et en ajoutant une concentration contrôlée de certains autres éléments à la composition de l'alliage.
La présente invention s'applique aux alliages Al-Zn-Mg-Cu contenant : Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 2,0 Mg 0,5 - 4,5 ainsi que certains autres éléments spécifiés ci-dessous, et le reste étant l'aluminium avec ses impuretés inévitables. Les alliages selon l'invention doivent contenir au moins 0,5 % de magnésium, car il n'est pas possible d'obtenir des caractéristiques mécaniques statiques satisfaisantes avec une teneur moins élevée en magnésium. Selon les constatations de la demanderesse, avec une teneur en zinc inférieure à 8,3 %, on n'obtient pas de résultat qui soit meilleur que ceux obtenus avec les alliages connus. De façon préférée, la teneur en zinc est supérieure à 9,0 %, et encore plus préférentiellement supérieure à 9,5 %. Toutefois, il est nécessaire de respecter certaines relations entre certains éléments, comme exposé par la suite. Dans un autre mode de réalisation avantageux, la teneur en zinc est comprise entre 9,0 et 11,0 %. En tout état de cause, on ne souhaite pas dépasser une teneur en zinc d'environ 14 %, car au-delà de cette valeur, quelle que soit la teneur en magnésium et cuivre, les résultats ne sont pas satisfaisants.
L'ajout d'au moins 0,3 % de cuivre améliore la résistance à la corrosion. Une teneur d'au moins 0,6 est préférée. Mais pour assurer une mise en solution satisfaisante, la teneur en Cu ne devrait pas dépasser environ 2 %, et la teneur en Mg ne devrait pas dépasser environ 4,5 % ; une teneur maximale de 3,6 % est préférée pour le magnésium. Dans un mode de réalisation avantageux, la teneur en cuivre est comprise entre 0,6 % et 1,2 tandis que la teneur en magnésium est comprise entre 2,5 % et 3,4 %. Dans une autre mode de réalisation avantageux, la teneur en cuivre est comprise entre 0,8 % et 1,5 tandis que la teneur en magnésium est comprise entre 2,2 % et 3,0 %. Comme il sera expliqué ci-dessous, le rapport entre les teneurs en magnésium et cuivre doit respecter certains critères.
La demanderesse a trouvé que pour résoudre le problème posé, il faut tenir compte, dans un alliage de type Al-Zn-Mg-Cu, de plusieurs caractéristiques techniques additionnelles.
Tout d'abord, l'alliage doit être suffisamment chargé en éléments d'addition susceptibles de précipiter au cours d'une maturation ou d'un traitement de revenu, pour pouvoir présenter des caractéristiques mécaniques statiques intéressantes. Pour cela, selon les constatations de la demanderesse, en plus des limites minimales et maximales pour les teneurs en zinc, magnésium et cuivre indiquées ci-dessus, la teneur en ces éléments d'addition doit remplir la condition Mg + Cu > 6,4 - 0,4 Zn. Pour renforcer cet effet, il faut ajouter une teneur suffisante en éléments dits anti- recristallisants. Plus précisément, pour des alliages avec plus de 9,5 % de zinc, on doit ajouter au moins un élément sélectionnés dans le groupe comprenant les éléments Zr, Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb, Cr, Mn avec, pour chaque élément présent, une concentration comprise entre 0,02 et 0,7 %. Il est préférable que la concentration de l'ensemble des éléments dudit groupe ne dépasse pas 1,5 %.
Ces éléments anti-recristallisants, sous forme de fin précipités formés lors de traitements thermiques ou thermomécaniques, bloquent la recristallisation. Toutefois, la demanderesse a trouvé qu'il faudra éviter une précipitation trop abondante lors de la trempe du produit corroyé, et surtout lorsque l'alliage est fortement chargé en zinc (Zn > 9,5 %). Un compromis doit donc être trouvé quant à la teneur en éléments anti- recristallisants.
Selon l'invention, pour des alliages avec une teneur en zinc comprise entre 8,3 % et 9,5 %, il faut ajouter du zirconium avec une teneur comprise entre 0,03 % et 0,15 %, et en plus au moins un élément sélectionné dans le groupe comprenant les éléments Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb, avec, pour chaque élément présent, une concentration comprise entre 0,02 et 0,7 %. Dans un mode de réalisation avantageux, on choisit du titane, seul ou associé à un ou plusieurs autres éléments dudit groupe. La demanderesse a constaté que pour lesdits éléments anti-recristallisants, il est avantageux, quelle que soit la teneur en zinc, de ne pas dépasser les teneur maximales suivantes : Cr 0,40 ; Mn 0,60 ; Se 0,50 ; Zr 0,15 ; Hf 0,60 ; Ti 0,15 ; Ce 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Nd 0, 35 et préférentiellement 0,30 ; Eu 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Gd 0,35 ; Tb 0,35 ; Ho 0,40 ; Dy 0,40 ; Er 0,40 ; Yb 0,40 ; Y 0,20 ; La 0,35 et préférentiellement 0,30. Avantageusement, le total de ces éléments ne dépasse pas 1,5 %.
La demanderesse a constaté que pour améliorer la limite de rupture et la limite d'élasticité, il est préférable de respecter un rapport Mg / Cu > 2,4 , et préférentiellement au moins 2,8, encore plus préférentiellement 3,5 ou même 4,0. Une autre caractéristique technique est liée au besoin de pouvoir produire industriellement des produits corroyés dans des conditions de fiabilité compatibles avec les hautes exigences de l'industrie aéronautique, ainsi que dans des conditions économiques satisfaisantes. Il faut donc choisir une composition chimique qui minimise la survenance de criques ou fentes lors de la solidification des plaques ou billettes, lesdites criques ou fentes étant des défauts rédhibitoires conduisant à la mise au rebut desdites plaques ou billettes. La demanderesse a constaté au cours de nombreux essais que cette survenance de criques ou fentes était beaucoup plus probable lorsque les alliages 7000 terminaient leur solidification en dessous de 470°C. Pour réduire significativement la probabilité de survenance de criques ou fentes à la coulée jusqu'à un niveau industriellement acceptable, il vaut mieux choisir une composition chimique telle que
Mg > 1.95 + 0,5 (Cu - 2,3) + 0, 16 (Zn - 6) + 1 ,9 (Si - 0,04). Ce critère est appelé dans le cadre de la présente invention le « critère de coulabilité ». Les alliages élaborés selon cette variante de l'invention terminent leur solidification à une température comprise entre 473 °C et 478 °C, et permettent d'atteindre une fiabilité industrielle des procédés d'élaboration du métal (c'est-à-dire une constance de la qualité des plaques ou billettes coulées) compatible avec les hautes exigences de l'industrie aéronautique.
Une autre caractéristique technique de l'invention est liée au besoin de minimiser autant que faire se peut la quantité de précipités insolubles (qui sont typiquement des phases ternaires ou quaternaires Al-Zn-Mg-Cu de type S, M ou T) après les traitements d'homogénéisation et de mise en solution, car cela diminue la ténacité, l'allongement à rupture et surtout l'aptitude à la mise en forme ; pour cela, on choisit une teneur en Mg, Cu et Zn telle que Mg + Cu < 7,9 - 0,4 Zn. Selon les constatations de la demanderesse, il n'y a pas d'inconvénient à se positionner très proche de cette limite représentée par la relation Mg + Cu < 7,9 - 4,4 Zn, mais son dépassement conduit à une dégradation rapide de l'aptitude à la mise en forme profonde par soyage, qui est un des avantages des produits selon l'invention. Et finalement, l'incorporation d'une faible quantité, comprise entre 0,02 et 0,15 % par élément, d'un ou plusieurs éléments choisis dans le groupe composé de Sn, Cd, Ag, Ge, In permet d'améliorer la réponse de l'alliage au traitement de revenu, et a des effets bénéfiques sur la résistance mécanique et sur la résistance à la corrosion du produit. Une teneur comprise entre 0,05 et 0,10 % est préférée. Parmi ces éléments, l'argent est l'élément préféré. Dans le cas d'un profilé, l'ajout d'un ou plusieurs éléments anti- recristallisants, tels que le scandium, est particulièrement avantageux ; un tel effet est aussi observé dans le cas de tôles fortes. Les profilés bénéficient en plus d'une augmentation de leur résistance mécanique, qui est d'autant plus grande que la largeur ou l'épaisseur du profilé est faible ; cet effet dit « effet de presse » est bien connu de l'homme du métier. La demanderesse a constaté que lorsque l'élément anti- recristallisant ajouté est le scandium, une teneur comprise entre 0,02 et 0,50 % est avantageuse.
Les produits selon l'invention sont notamment des produits filés. Ils peuvent être utilisés avantageusement pour la fabrication d'éléments de structure en construction aéronautique. Une application préférée des produits selon l'invention est l'application comme élément de structure dans le fuselage d'un avion civil. Ces éléments, notamment les raidisseurs, sont en premier lieu dimensionnés en résistance mécanique. Pour cette utilisation, la tolérance aux dommages n'est habituellement pas une propriété qui entre dans le dimensionnement, dans la mesure où celle-ci est d'un niveau raisonnable : on peut, en cas de besoin et jusqu'à un certain point, optimiser la résistance mécanique au détriment la tolérance aux dommages, et sans craindre de diminuer l'utilité du produit. La résistance à la corrosion doit toujours rester à un niveau acceptable. L'augmentation de la résistance mécanique desdits raidisseurs de fuselage permet, au choix du constructeur, d'en diminuer le poids, ou de disposer, à poids égal, d'une structure de fuselage plus rigide. Cela peut permettre, en augmentant l'espacement entre deux raidisseurs voisins (dans la limite de la résistance au plissement des tôles de fuselage), de diminuer le nombre de raidisseurs, ce qui conduit à une diminution du nombre de fixations ou points d'assemblage entre raidisseur et peau de voilure. Cela peut s'avérer très avantageux, car les fixations ou points d'assemblage, telles que les rivets ou boulons, entrent de façon importante dans le coût de fabrication de telles structures. Une utilisation particulièrement avantageuse du produit selon l'invention est donc l'application comme élément de structure dans le domaine de la construction aéronautique, et plus précisément dans la construction d'aéronefs comportant un fuselage assemblé à partir d'une pluralité de raidisseurs et d'une pluralité de tôles, au moins une partie desdits raidisseurs étant des éléments de structure selon l'invention. Un tel aéronef se caractérise par une structure plus légère, mais au moins aussi rigide, ou par une structure plus rigide, mais pas plus lourde que les aéronefs existants.
De même que les fixations entre éléments structuraux de type différent (par exemple raidisseur et peau de fuselage), il est souhaitable de minimiser le nombre d'assemblages entre deux éléments structuraux de même type, et notamment entre deux raidisseurs. A cette fin, il convient d'utiliser des tôles ou produits filés de dimension pertinente aussi grande que possible ; dans le cadre des produits filés, cette dimension pertinente est essentiellement la longueur. Or, la fabrication de profilés de grande longueur en alliages Al-Zn-Mg-Cu très chargés nécessite une excellente maîtrise des procédés de coulée, de filage et des traitements thermiques, et peut requérir une adaptation de la composition chimique selon l'invention. Plus particulièrement, la demanderesse a constaté que le produit selon l'invention peut être obtenu avec une pression de filage réduite par rapport aux produits connus de teneur en zinc comparable, ce qui permet de fabriquer des profilés de longueur plus importante.
Il est connu que les autorités d'aviation demandent une structure dessinée pour résister à des charges limites malgré des endommagements importants ; le dommage choisi est une fissure d'une longueur de deux raidisseurs avec le raidisseurs central cassé (voir figure 10). Il a été noté par la demanderesse que la résistance résiduelle des panneaux de fuselage travaillant en traction peut bénéficier des raidisseurs à haute résistance suivant l'invention. L'utilisation des raidisseurs suivant l'invention comme élément de structure dans des panneaux de fuselage peut améliorer la résistance résiduelle de la structure, parce qu'ils ferment la fissure dans la peau, ce qui permet d'éviter à titre préventif la rupture instable. La résistance résiduelle du panneau fissuré se trouve ainsi améliorée. Cet effet peut être utilisé soit pour augmenter la marge de sécurité dans des constructions où des raidisseurs sont remplacés par des raidisseurs suivant l'invention, soit pour baisser le poids de la construction en utilisant des raidisseurs avec des sections réduites et des tôles de fuselage plus minces, et / ou des espacements de raidisseurs plus grands.
Par ailleurs, les autorités d'aviation demandent que la structure soit conçue pour résister à une charge ultime pendant 3 secondes sans déformation excessive. Néanmoins, la déformation plastique est permise. Ceci amène à des conceptions de post-flambement pour des panneaux de fuselage dans des endroits critiques en stabilité. Bien que le flambement des colonnes parfaites (théorie d'Euler) ou des structures réelles très minces sont essentiellement un phénomène élastique (gouverné par le module de Young), des conceptions de post-flambement montrent de la déformation plastique et peuvent bénéficier d'une augmentation de la limite d'élasticité. Cet essai de flambement est montré sur la figure 11.
II a été noté par la demanderesse que la stabilité de cisaillement et compression des panneaux de fuselage travaillant en compression et / ou cisaillement peuvent bénéficier de la haute résistance des raidisseurs suivant l'invention. L'utilisation des raidisseurs suivant l'invention comme élément de structure dans un panneau de fuselage d'un avion peut améliorer la stabilité de cisaillement et compression des panneaux de fuselage, parce que ces raidisseurs montre une plus haute stabilité en flambement. Cet effet peut être utilisé soit pour augmenter la marge de sécurité dans des constructions où des raidisseurs sont remplacés par des raidisseurs suivant l'invention, soit pour baisser le poids de la construction en utilisant des raidisseurs avec des sections réduites et des tôles de fuselage plus minces, et / ou des espacements de raidisseurs plus grands. On peut aussi obtenir une augmentation de l'espacement des rivets, ce qui diminue le coût d'assemblage de la structure.
Le tableau 17 montre des paramètres de différentes géométries de raidisseurs utilisés pour les calculs. La figure 12 compare les contraintes de flambement prédites pour ces géométries différentes de Zl à Z8 (de la gauche vers la droite). Un autre problème qui se pose notamment lors de l'utilisation desdits produits comme raidisseurs de fuselage est leur aptitude à la mise en forme.
Un mode de mise en forme utilisé lors de la fabrication industrielle des raidisseurs de fuselage à partir de profilés est le soyage. Il s'agit d'une introduction d'une marche localisée sur une zone de quelques millimètres (cf. figure 6). Cela peut se faire, dans le cas de profilés selon l'invention, soit à chaud (de façon préférée à 130 °C), soit à froid. Dans le cas du soyage à froid, on effectuera avantageusement une remise en solution du profilé livré à l'état W (instable), suivi d'une trempe. Puis on effectue la mise en forme par soyage. Le soyage à froid ne permet pas une mise en forme aussi profonde que le soyage à chaud, mais lors qu'il est applicable, il est souvent plus pratique.
Le soyage en tant que procédé industriel de mise en forme ne se prête pas à l'utilisation pour l'étude de matériaux en cours de développement. Mais on sait que la défaillance du matériau au soyage est directement liée à des déformations planes maximales supportables par le matériau. Cela permet d'évaluer l'aptitude d'un matériau à la mise en forme par soyage à l'aide de l'essai de la flexion 3 points. Suivant la norme DIN 50111 (septembre 1987, notamment section 3.1), l'échantillon doit être suffisamment large par rapport à son épaisseur pour être dans des conditions de déformations planes au centre de l'éprouvettes.
Dans le cadre de la présente invention, afin d'évaluer la formabilité à 130°C (formabilité à tiède du produit à l'état final), l'éprouvette plate est déformée dans un four à 130°C jusqu'au début de chute de la force appliquée (ce qui signifie l'amorçage d'une fissure) en s'assurant toujours que la température de l'échantillon est bien à 130°C. Puisque la déformation se fait à chaud, la vitesse de déformation est un paramètre qui influe sur le résultat. Elle a été fixée par une vitesse de traverse de 50 mm/min. Plus l'angle de pliage (cf. définition dans la figure 8) est élevé, plus l'aptitude à la mise en forme par soyage est élevée. Pour des raisons mécaniques, il est important que les échantillons à comparer aient les mêmes épaisseurs. Si deux échantillons d'épaisseur différente doivent être comparés, on usine la face en compression jusqu'à l'épaisseur nécessaire. Dans le cas d'un profilé, le prélèvement de l'échantillon à partir duquel on prépare l'éprouvette plate se fait à un endroit représentatif comme indiqué sur la figure 7 pour le profilé TI .
Les essais de flexion 3 points à 130°C s'effectuent sur l'état T6x ou sur l'état T7x du produit. Néanmoins, il est possible de caractériser la formabilité à l'état brut de trempe W avec cet essai, à conditions de maîtriser le temps entre le détensionnement par traction qui suit la trempe et l'exécution de l'essai de flexion trois points. Dans le cas des produits filés, l'angle de pliage à 130 °C est exprimé comme valeur moyenne calculée à partir de mesures individuelles effectuées sur des échantillons prélevés à différents endroits répartis sur la longueur du profilé.
Un produit particulièrement préféré selon la présente invention est un produit filé qui présente à l'état T6511, mesurés sur des éprouvettes prélevées dans une zone plate, un angle de pliage, mesuré à 130 °C par un essai de flexion 3 points selon DIN 50 1 11 (section 3.1) sur un échantillon d'épaisseur 1,6 mm, d'au moins 34°, et une limite élastique Rpo,2 d'au moins 720 MPa, et préférentiellement un angle de pliage d'au moins 35° et une limite élastique d'au moins 750 MPa. Les caractéristiques mécaniques statiques (Rpo.2, Rm et A) dépendent assez peu de l'épaisseur de la section pour des épaisseurs jusqu'à environ 60 mm.
Un autre produit particulièrement avantageux selon l'invention est un produit filé qui présente à l'état T76511, mesurés sur des éprouvette prélevées dans une zone plate, un angle de pliage, mesuré à 130 °C par un essai de flexion 3 points selon DIN 50 111 (section 3.1) sur un échantillon d'épaisseur 1,6 mm, d'au moins 36°, et une limite élastique Rpo,2 d'au moins 660 MPa, et préférentiellement d'au moins 670 MPa. Ce produit peut être utilisé dans les cas où la résistance à la corrosion doit être au moins de niveau EB lors d'un essai EXCO (norme ASTM G34) effectué sur des échantillons non usinés.
Ces deux produits préférés se prêtent particulièrement bien à la fabrication de raidisseurs de fuselage pour des avions civils. Comme indiqué ci-dessus, la demanderesse a constaté de façon surprenante que par rapport aux produits connus, y compris ceux avec une teneur en zinc comparable, les produits selon l'invention montrent une bonne aptitude à la mise en forme à chaud. En revanche, l'aptitude à la mise en forme à froid à l'état instable W après remise en solution et trempe est légèrement moins bonne. Pour la fabrication d'éléments de structure d'aéronefs, tels que les raidisseurs de fuselage, la demanderesse préfère donc le procédé de mise en forme à chaud, si ladite mise en forme est profonde.
Les produits selon l'invention peuvent être utilisés également comme élément de structure pour plancher, et notamment comme profilé de plancher, d'aéronef, ainsi que, sous forme de profilés, comme rails de sièges. Les rails de sièges sont des profilés généralement de grande longueur, disposés généralement parallèlement à la longueur de la cabine, sur lesquels sont fixés les rangées de sièges dans un avion commercial. Selon l'invention, on peut obtenir des rails de sièges à l'état T76511 avec une résistance à la rupture de la zone de fixation des sièges (i.e. le talon d'un profilé de type « I ») dont la résistance à la rupture atteint 670 MPa et même 680 MPa, et dont la limité d'élasticité atteint 640 MPa et même 660 MPa. Les rails de sièges d'avions commerciaux doivent résister à la corrosion par des liquides alimentaires corrosifs sous des fortes contraintes mécaniques, et les rails de sièges selon l'invention montrent effectivement une bonne résistance à la corrosion sous contrainte déterminée selon la norme ASTM G47.
L'utilisation d'éléments de structure selon l'invention pour la construction d'aéronefs permet d'alléger significativement la structure desdits aéronefs, ce qui permet d'augmenter leur capacité de charge utile, ou de diminuer leur consommation de carburant.
L'invention sera mieux comprise à l'aide des exemples, qui n'ont toutefois pas de caractère limitatif. Exemples
Exemple 1 :
On a préparé plusieurs alliages Al-Zn-Mg-Cu par coulée semi-continue de plaques, et on leur a fait subir une gamme de transformation classique, comportant une étape d'homogénéisation dont les paramètres ont été déterminés selon l'enseignement du brevet US 5,560,789, suivie d'un laminage à chaud, d'une étape de mise en solution suivie d'une trempe et d'opérations de détensionnement, et enfin d'un revenu à l'état T651. On a ainsi obtenu des tôles d'épaisseur 20 mm à l'état T651 Les compositions des tôles composant cet essai sont indiquées dans le tableau 1.
Tableau 1
Les caractéristiques mécaniques statiques ont été déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1. La ténacité Kic a été déterminée selon la norme ASTM E399. Les résultats sont indiqués dans le tableau 2 :
Tableau 2
On constate que la tôle C, conforme à l'invention, présente un bon compromis entre résistance mécanique et allongement. Par rapport à la tôle D, hors invention, sa résistance mécanique est significativement meilleure. Par rapport à la tôle A, en alliage 7449 selon l'état de la technique, l'alliage C présente une résistance mécanique très améliorée. Le fait que la ténacité de la tôle C est moins bonne que celle de la tôle B limite son application à certaines utilisations pour lesquelles la ténacité n'est pas dimensionnante, mais qui demandent à la fois une excellente résistance mécanique et une bonne aptitude à la mise en forme. Par rapport à la tôle B, hors invention, l'allongement à rupture de la tôle C est significativement meilleur. Par ailleurs, pour que la tôle B puisse atteindre les résultats indiqués dans le tableau 2, il faut la soumettre à une mise en solution assez longue qui ne se prête pas aux exigences d'une production industrielle. Et même, on constate qu'il reste trop de phases grossières dans le produit qui ont un effet nuisible pour l'homogénéité des propriétés mécaniques, à la fois au sein d'un même lot et au sein d'un même produit (tôle ou profilé) ; cela pourrait interdire l'utilisation du produit B comme élément de structure d'aéronef.
Exemple 2 :
On a coulé plusieurs plaques en alliages dont la composition est indiquée dans le Tableau 3, avec une teneur en Si approximativement égale à 0.04 % pour tous les alliages.
Les alliages Gl, G2, G3 et G4 et B sont en dehors de la présente invention. La composition des alliages B, et D, hors invention, est indiquée dans l'exemple 1, ainsi que celle de l'exemple C (selon l'invention). Tous ces alliages ont présenté lors des essais une coulabilité satisfaisante, c'est-à-dire que l'on n'a pas observé des fentes ou criques lors des essais de coulée à l'échelle industrielle.
Les alliages G5, G6, G7, G8 sont en dehors de la présente invention, et l'alliage G9 est un alliage 7060 selon l'état de la technique ; ces alliages ont présenté des fentes lors des essais de coulée. Les difficultés apparaissant lors de la coulée de ces alliages ne rendent pas nécessairement les produits corroyés obtenus à partir de ces plaques impropres à l'utilisation, mais sont à l'origine de surcoûts car la mise en œuvre (c'est-à-dire la quantité de métal vendable par rapport à la quantité de métal enfourné, un paramètre qui est directement lié à la quantité de plaques rebutées) sera plus grande que pour les alliages correspondant au domaine préférentiel de l'invention. De plus, la propension de ces alliages à la formation de fentes lors de leur solidification rend très difficile la fiabilisation du procédé de coulée dans le cadre d'un programme d'assurance de la qualité par la maîtrise statistique des procédés.
On constate que les alliages de la série 7xxx présentant une propension très prononcée à la formation de fentes ou criques à la coulée ont une teneur en magnésium inférieure à la teneur critique en magnésium ; cette valeur critique a été obtenue en calculant la valeur limite en Mg définie par le critère de coulabilité.
Tableau 3
Exemple 3
On a préparé des billettes de filage avec des alliages dont la composition est résumée dans le tableau 4. Les alliages ont été homogénéisés de la façon suivante : Echantillons Ql et Q2 : 4 h à 465 °C + 20 h à 476 °C
Echantillons Q3 et Q4 : 4 h à 465 °C + 20 h à 471 °C
Echantillons PI à P3 : 20 h à 471 °C.
Les phases M, T et S ont été complètement dissoutes lors du traitement d'homogénéisation ; ceci été vérifié par l'analyse enthalpique différentielle (voir brevet US 5,560,789).
Le diamètre des billettes était de 200 mm pour les billettes P3 et Ql à Q4, et de 155 mm pour les billettes PI et P2. Tableau 4
A partir de ces billettes homogénéisées et écroutées, on a élaboré cinq types de profilés TI, T2, T3, T4 et T5 dont les sections sont représentées sur les figures 1, 2, 3, 4 et 5. La température du conteneur et de l'outil était supérieure à 400 °C , la vitesse de filage était inférieure à 0,50 m/min. Les pressions maximales de filage sont résumées dans le tableau 5. On constate de façon surprenante que pour les alliages selon l'invention, la pression de filage n'augmente pas, et, de façon surprenante, diminue même, pour certains types de profilés, lorsque la teneur en magnésium augmente.
Tableau 5
Les profilés Ql à Q4 ont été mis en solution à 471 °C, les profilés PI à P3 à 472 °C (profilés TI, T2 et T3). Les profilés RI et R2 ont été traité dans des conditions comparables. Tous les profilés ont été trempés à l'eau et fractionnés avec un allongement permanent compris entre 1 ,5 et 2 %. On obtient des produits à l'état T6511 ou T76511.
Les caractéristiques mécaniques statiques sont résumées sur le tableau 6, pour trois différentes épaisseurs de l'éprouvette à l'état T6511, prélevées dans une zone plate du profilé. Ces états ont été obtenus par vieillissement artificiel dans les conditions suivantes :
Alliages Ql et Q2 : 18 heures à 120 °C
Alliages PI à P3, Q3 et Q4 : 36 heures à 120 °C. Tableau 6
Les caractéristiques à l'état T76511, obtenues par vieillissement artificiel dans le conditions suivantes :
QlàQ4: 12 h à 120 °C + 8hà 150 °C PI : 12 h à 120 °C + 10 h à 156 °C sont résumées sur le tableau 7.
Tableau 7
On constate que par rapport à l'alliage PI, les alliages Ql et Q2 ont une résistance mécanique significativement plus forte.
La résistance à la corrosion a été caractérisée selon l'essai EXCO (norme ASTM G34) des produits Ql et Q2 à l'état T6511 (échantillons non usinés au début de filage) était de niveau EA ou EB et globalement au moins aussi bonne ou meilleure que celle des échantillons PI à P3 et de Q3 et Q4.
Pour RI et R2, on trouve les caractéristiques mécaniques suivantes :
Tableau 8
Exemple 4
On a étudié l'aptitude à la mise en forme des profilés de type TI de l'exemple 3 à l'aide de l'essai de flexion 3 points selon la norme DIN 50 111 de septembre 1987 (section 3.1). L'endroit de prélèvement de l'échantillon, une zone plate, est indiqué sur la figure
7. Les paramètres importants du dispositif de flexion 3 points sont indiqués sur la figure
9. L'essai a été effectué à 130°C.
Les états T6511 et T76511 ont été testés. Les valeurs de l'angle de pliage α (défini sur la figure 8) sont présenté dans le tableau 9. Il s'agit de valeurs moyennes calculées à partir d'une demi-douzaine de mesures individuelles effectuées sur des échantillons prélevées à différents endroits répartis sur la longueur des profilés. Tableau 9
En tous les cas, les profilés selon l'invention (Ql et Q2) ont une formabilité comparable à celle des profilés selon l'état de la technique (Q3 et PI).
Exemple 5 :
On a étudié l'aptitude à la mise en forme à froid d'échantillons similaires à ceux de l'exemple 4 (à l'état instable W après remis en solution et trempe), avec la même technique de flexion 3 points, mais à la température ambiante. On trouve une faible dispersion de l'angle de pliage α (défini sur la figure 8) en fonction de la longueur des profilés. Le tableau 10 se réfère aux valeurs mesurées à l'état W.
Tableau 10
Exemple 6
On a élaboré des plaques de laminage par un procédé similaire à celui décrit dans l'exemple 1. La composition chimique est donnée dans le Tableau 11. Par un procédé similaire à celui décrit dans l'exemple 1, on a préparé par laminage à chaud des plaques d'une épaisseur de 25 mm. Elles ont été mises en solution pendant 2 heures à une température comprise entre 472 et 480 °C, trempées et fractionnées avec un allongement permanent compris entre 1,5 et 2 %. Ensuite, les tôles ont été soumises à un traitement de revenu à une température de 135 °C.
Tableau 11
On a obtenu les caractéristiques mécaniques suivantes
Tableau 12
On a vérifié que pour les tôles N et K, le revenu de 12 h conduit à l'état T6. Pour des revenus significativement plus longs, les paramètres Rpo,2(L) et Rm(D se dégradent. On note qu'à teneur en Zn égale, et avec un rapport Mg/Cu voisin, la tôle N (avec 0,10 % scandium) montre de meilleures caractéristiques mécaniques statiques que la tôle M, sans scandium. A teneur en zinc égale, et a teneur en scandium égale, la tôle N avec un rapport Mg/Cu élevé montre des meilleures valeurs de R o,2(D et Rm(L> que la tôle K.
Exemple 7 :
On a caractérisé pour plusieurs profilés élaborés selon l'exemple 3 la résistance à la corrosion sous contrainte.
Le tableau 13 rassemble les résultats obtenus :
Tableau 13
On constate que les produits selon l'invention montrent une résistance à la corrosion sous contrainte qui est tout à fait satisfaisante.
Exemple 8 :
On a préparé des profilés filés en alliages 7349 ou 7449, avec et sans ajout de scandium, selon un procédé similaire à celui de l'exemple 3.
Le tableau 14 indique les compositions chimiques, le tableau 15 les caractéristiques mécaniques obtenues. Tableau 14
Tableau 15
En comparant avec les résultats de l'exemple 3, on constate que les produits selon l'invention ont une résistance mécanique (Rm , Rpo,2) améliorée par rapport aux produits XI et X2 selon l'état de la technique.
Exemple 9 : On a fabriqué à partir de billettes de composition chimique RI et Ql selon les exemples précédents des rails de siège pour avion. Ces profilés sont de type « I » et comportent une semelle, une zone centrale (âme) et un talon (sue lequel sont fixé les sièges). L'épaisseur de la zone centrale était de l'ordre de 2 mm, la hauteur du profilé de l'ordre de 65 mm.
Le tableau 16 rassemble les caractéristiques mécaniques statiques à l'état T76511.
Tableau 16
Les essais de corrosion sous contrainte (dans le sens travers) montrent une bonne résistance lors d'un essai selon ASTM G47.
Exemple 10 :
Des modèles numériques simulant la tolérance au dommage des raidisseurs à haute résistance suivant l'invention ont été évalués afin de déterminer la résistance résiduelle d'un panneau de fuselage. Les autorités d'aviation demandent une structure dessinée pour résister à des charges limites malgré des endommagements importants ; le dommage choisi est une fissure d'une longueur de deux raidisseurs (14, 16) avec le raidisseurs central (18) cassé (voir figure 10). Il a été noté par la demanderesse que la résistance résiduelle des panneaux de fuselage travaillant en traction peut bénéficier des raidisseurs à haute résistance suivant l'invention. L'utilisation des raidisseurs suivant l'invention comme élément de structure dans des panneaux de fuselage peut améliorer la résistance résiduelle de la structure, parce qu'ils ferment la fissure (12) dans la peau (18), ce qui permet d'éviter à titre préventif la rupture instable. La résistance résiduelle du panneau fissuré se trouve ainsi améliorée. Cet effet peut être utilisé soit pour augmenter la marge de sécurité dans des constructions où des raidisseurs sont remplacés par des raidisseurs suivant l'invention, soit pour baisser le poids de la construction en utilisant des raidisseurs avec des sections réduites et des tôles de fuselage plus minces, et / ou des espacements de raidisseurs plus grands. La rupture de la peau est gouvernée par le facteur d'intensité de contrainte à la pointe de la fissure. Pour des fuselages extrados avec un espacement de raidisseurs de 200 mm et un taux de raidissement (section du raidisseur / section totale) de 0,25, le facteur d'intensité de contrainte pour une fissure d'une longueur de deux raidisseurs avec le raidisseur central cassé dans un panneau assemblé avec des raidisseurs suivant l'invention va être réduit de 5% en comparaison avec un panneau avec des raidisseurs faits avec l'alliage 2024 T3 largement utilisé. Pour des fissures plus longues, le raidisseur en 2024 va être sollicité de plus en plus dans le domaine plastic en comparaison avec des raidisseurs nouveaux qui n'ont même pas atteint la limite d'élasticité. La différence du facteur d'intensité de contrainte peut monter à 15%.
Exemple 11 :
Des modèles numériques pour des panneaux de fuselage travaillant en compression et / ou cisaillement ont été évalués afin de déterminer la stabilité en cisaillement et compression. Les autorités d'aviation demandent que la structure soit conçue pour résister à une charge ultime pendant 3 secondes sans déformation excessive. Néanmoins, la déformation plastique est permise. Ceci amène à des conceptions de post-flambement pour des panneaux de fuselage dans des endroits critiques en stabilité. Bien que le flambement des colonnes parfaites (théorie d'Euler) ou des structures réelles très minces sont essentiellement un phénomène élastique (gouverné par le module de Young), des conceptions de post-flambement montrent de la déformation plastique et peuvent bénéficier d'une augmentation de la limite d'élasticité. Cet essai de flambement est montré sur la figure 11. Une peau de fuselage (20) est fixée sur les raidisseurs (14, 16) à l'aide de points de fixations (22), par exemple de rivets. L'essai de flambement conduit à une déformation du panneau qui se manifeste par un gap (24) entre le raidisseur (14, 16) et la peau (22).
Il a été noté par la demanderesse que la stabilité de cisaillement et compression des panneaux de fuselage travaillant en compression et / ou cisaillement peuvent bénéficier de la haute résistance des raidisseurs suivant l'invention. L'utilisation des raidisseurs suivant l'invention comme élément de structure dans un panneau de fuselage d'un avion peut améliorer la stabilité de cisaillement et compression des panneaux de fuselage, parce que ces raidisseurs montre une plus haute stabilité en flambement. Cet effet peut être utilisé soit pour augmenter la marge de sécurité dans des constructions où des raidisseurs sont remplacés par des raidisseurs suivant l'invention, soit pour baisser le poids de la construction en utilisant des raidisseurs avec des sections réduites et des tôles de fuselage plus minces, et / ou des espacements de raidisseurs plus grands. On peut aussi obtenir une augmentation de l'espacement des rivets, ce qui diminue le coût d'assemblage de la structure.
Une estimation de gain en stabilité de flambement peut être obtenu en appliquant une méthode générale donnée dans in [Michael C.Y. Niu, Airframe Stress Analysis and Sizing, 2nd édition, chapter 10]. La demanderesse noté, en utilisant cette méthode, que l'augmentation de la stabilité du raidisseur suivant l'invention (avec 700 MPa limite d'élasticité en compression et un module de Young en compression de 73 GPa) comparé avec un raidisseur en 7150 T77511 (avec 538 MPa valeur typique limite d'élasticité en compression et un module de Young en compression de 73 GPa), qui est largement utilisé dans les avions selon l'état de la technique, est supérieure ou égale à 15% pour une utilisation typique de raidisseurs sous forme de « Z ».
Le tableau 17 montre des paramètres de différentes géométries de raidisseurs utilisés pour les calculs. La figure 12 compare les contraintes de flambement prédites pour ces géométries différentes de Zl à Z8 (de la gauche vers la droite).
Tableau 17

Claims

REVENDICATIONS
1. Produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 2,0 Mg 0,5 - 4,5
Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en qu'il satisfait aux conditions d) Mg / Cu > 2,4 et e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
2. Produit selon la revendication 1, caractérisé en ce que Mg / Cu > 2,8 et préférentiellement > 3,5 et encore plus préférentiellement > 4,0.
3. Produit selon une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la concentration massique des éléments Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, ne dépasse pas 1 ,5 % au total.
4. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'on sélectionne dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho,
Er, Y, Yb uniquement le titane.
5. Produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) : a) Zn 9,5 - 14,0 Cu 0,3 - 2,0
Mg 0,5 - 4,5 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Zr, Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr, Mn, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 % , c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en ce qu'il satisfait les conditions d) Mg / Cu > 2,4 et e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
6. Produit selon la revendication 5, caractérisé en ce que la concentration massique des éléments Zr, Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, ne dépasse pas 1,5 % au total.
7. Produit selon une des revendications 1 à 4, dans lequel Zn > 9,0 %.
8. Produit selon la revendication 7, dans lequel Zn > 9,5 %.
9. Produit selon la revendication 7, dans lequel la teneur en zinc est comprise entre 9,0 % et ll %.
10. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel Cu > 0,6 %.
11. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel Cu 0,6 - 1,2 % et Mg 2,5 - 3,4 %.
12. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel Cu 0,8 - 1,5 % et Mg 2,2 - 3,0 %.
13. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 12, dans lequel Mg 0,5 % - 3,6 %.
14. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 13, dans lequel Mg > 1.95 + 0,5 (Cu - 2,3) + 0,16 (Zn - 6) + 1,9 (Si - 0,04).
15. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 14, dans lequel les concentrations maximales suivantes ne sont pas dépassées :
Cr 0,40 Mn 0,60 Se 0,50 Zr 0,15 Hf 0,60 Ti 0,15
Ce , Nd, La et Eu 0,35 chacun et préférentiellement 0,30 chacun Gd 0,35 Tb 0,35 Ho 0,40 Dy 0,40 Er 0,40 Yb 0,40 Y 0,20
16. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 15, caractérisé en ce qu'il contient en plus au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Ag, Sn, Cd, Ge, In, la teneur de chacun de ces éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 % et 0, 15 % et préférentiellement entre 0,05 % et 0, 10 %.
17. Produit filé selon une quelconque des revendications 1 à 16, caractérise en ce qu'il présente à l'état T6511, mesurés sur des éprouvettes prélevées dans une zone plate, a) un angle de pliage, mesuré à 130 °C par un essai de flexion 3 points selon DIN 50 111 (section 3.1) sur un échantillon d'épaisseur 1,6 mm, et exprimé comme valeur moyenne calculée à partir de mesures individuelles effectuées sur des échantillons prélevés à différents endroits répartis sur la longueur du profilé, d'au moins 34°, et b) une limite élastique Rpo,2 d'au moins 720 MPa, et préférentiellement un angle de pliage d'au moins 35° et une limite élastique d'au moins 750 MPa.
18. Produit filé selon une quelconque des revendications 1 à 16, caractérisé en qu'il présente à l'état T76511, mesurés sur des éprouvettes prélevées dans une zone plate, a) un angle de pliage, mesuré à 130 °C par un essai de flexion 3 points selon DIN
50 111 (section 3.1) sur un échantillon d'épaisseur 1,6 mm, et exprimé comme valeur moyenne calculée à partir de mesures individuelles effectuées sur des échantillons prélevés à différents endroits répartis sur la longueur du profilé, d'au moins 37° et préférentiellement d'au moins 40°, et b) une limite élastique Rpo,2 d'au moins 670 MPa.
19. Produit filé selon la revendication 18, caractérisé en ce que la résistance à la corrosion, déterminée selon l'essai EXCO (norme ASTM G34) l'état T6511 sur échantillons non usinés, est au moins de niveau EB.
20. Elément de structure d'aéronef, réalisé dans un produit selon une quelconque des revendications 1 à 19.
21. Elément de structure selon la revendication 20, caractérisé en ce que ledit élément est un raidisseur de fuselage.
22. Elément de structure selon la revendication 20, caractérisé en ce que ledit élément est un rail de sièges.
23. Rail de sièges selon la revendication 22, caractérisé en ce que sa résistance à la rupture à l'état T76511 dans la zone de fixation des sièges est d'au moins 670 MPa et de préférence d'au moins 680 MPa.
24. Rail des sièges selon la revendication 22 ou 23, caractérisé en ce que sa limite d'élasticité à l'état T76511 dans la zone de fixation des sièges est d'au moins 640 MPa et de préférence d'au moins 660 MPa.
25. Elément de structure selon la revendication 20, caractérisé en ce que ledit élément est un profilé de plancher.
26. Aéronef comportant un fuselage assemblé à partir d'une pluralité de raidisseurs et d'une pluralité de tôles, caractérisé en ce qu'au moins une partie desdits raidisseurs sont des éléments de structure selon la revendication 20.
27. Structure de fuselage assemblée à partir d'une pluralité de raidisseurs selon la revendication 21 et d'une pluralité de tôles, caractérisée en ce que pour un espacement desdits raidisseurs de 200 mm et un taux de raidissement (section du raidisseur / section totale) de 0,25 , le facteur d'intensité de contrainte pour une fissure d'une longueur de deux raidisseurs avec le raidisseur central cassé est réduit d'au moins 5 % par rapport à des raidisseurs en alliage 2024 T3.
28. Structure de fuselage assemblée à partir d'une pluralité de raidisseurs selon la revendication 21 et d'une pluralité de tôles, caractérisée en ce que la stabilité en flambement desdits raidisseurs est améliorée d'au moins 15 % par rapport à une structure identique incorporant des raidisseurs en Z de même géométrie en alliage
7150 T77511.
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