EP2017361A1 - Aluminium-copper-lithium sheet with high toughness for airplane fuselage - Google Patents
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- EP2017361A1 EP2017361A1 EP08018130A EP08018130A EP2017361A1 EP 2017361 A1 EP2017361 A1 EP 2017361A1 EP 08018130 A EP08018130 A EP 08018130A EP 08018130 A EP08018130 A EP 08018130A EP 2017361 A1 EP2017361 A1 EP 2017361A1
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- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
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- C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
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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
Definitions
- the present invention generally relates to aluminum alloy products and, in particular, such products useful in the aerospace industry and suitable for use in fuselage applications.
- compressive and compressive shear strength is an extremely important design guideline, since the heavier fuselage panels suffer this type of constraint.
- it In order for a new material to be able to reduce the weight of these compression-stressed panels, it must have a high modulus of elasticity, a high 0.2% yield strength (to withstand buckling) and a low mass volume.
- the second major guideline is the residual resistance of panels longitudinally (in the axis of the fuselage) cracked.
- Aeronautical certification regulations require the consideration of damage tolerance in design, so it is usual to consider large longitudinal or circumferential cracks in the fuselage panels, to demonstrate that a certain level of stress can be applied. without a catastrophic break.
- a known property of the materials governing the design here is the toughness under plane stress. All known factors of critical stress intensity, however, only give a limited view of toughness.
- the R curve test is a widely recognized means for characterizing toughness properties.
- the curve R represents the evolution of the critical effective stress intensity factor for the crack propagation as a function of the effective crack extension under a monotonic stress. It allows the determination of the critical load for unstable failure for any configuration relevant to cracked aircraft structures.
- the values of the effective stress intensity factor and the crack extension effective are values defined in ASTM E561.
- the length of the curve R - namely the maximum crack extension of the curve - is a parameter in itself important for the fuselage design.
- K app The classical analysis, generally used, of the tests carried out on panels with central crack gives a factor of intensity of stress apparent to the rupture (K app ). This value does not vary significantly with the length of the R curve, especially when the slope of the R curve is close to the slope of the stress intensity factor curve applied to the crack length (applied curve) .
- the applied curve drops due to the bridging effect of the stiffener.
- a lower density is clearly beneficial for the weight of a structural member.
- a third major guideline is thus the density of the material.
- large parts of the fuselage are not so heavily loaded and the weight of the design is limited by a certain limit generally called "minimum thickness".
- the minimum thickness concept is the lowest usable thickness for manufacturing (especially panel handling) and repair (repair riveting). The only way to reduce the weight in this case is to use a lower density material.
- the fuselages of civil aircraft are, for the most part, made of alloy sheet 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 or 7475, plated on each side with an aluminum alloy lightly loaded with alloying elements. , an alloy 1050 or 1070 for example.
- the purpose of the coating alloy is to impart sufficient corrosion resistance. Light, generalized or pitting corrosion is tolerable but must not be penetrating so as not to attack the core alloy. There is a tendency to try to use non-plated materials for fuselage design, so as to reduce the cost. Corrosion resistance, and in particular intergranular corrosion and corrosion under stress, the fuselage panel is thus an important aspect of its properties.
- the patent US 5,032,359 discloses a family of alloys based on aluminum-copper-magnesium-silver alloys to which lithium has been added, in specific ranges and which have high resistance at ambient temperature and at high temperature, high ductility at ambient temperatures and at high temperature, extrusionability, forgeability, and good solderability and natural aging response properties.
- the examples describe extruded products. No information is provided on toughness, fatigue behavior or corrosion resistance.
- the alloy has a composition of 3.0 to 6.5% copper, 0.05 to 2.0% magnesium, 0.05 to 1.2% silver, from 0.2 to 3.1% lithium, from 0.05 to 0.5% of an element chosen from zirconium, chromium, manganese, titanium, boron, hafnium, vanadium, titanium diboride and mixtures thereof.
- the document US 5,211,910 discloses aluminum-based alloys containing Cu, Li, Zn, Mg and Ag which have favorable properties, such as relatively low density, high modulus, high mechanical strength / ductility combinations , a strong response to natural aging with and without anterior work hardening, and a high modulus after income with or without prior work hardening.
- the alloys have a composition of 1 to 7% Cu, 0.1 to 4% Li, 0.01 to 4% Zn, 0.05 to 3% Mg, 0.01 to 2% of Ag, from 0.01 to 2% of an element selected from Zr, Cr, Mn, Ti, Hf, V, Nb, B and TiB 2 , the remainder being Al together with its unavoidable impurities.
- This invention describes how Zn additions can be used to reduce the Ag content present in the alloys taught in the document. US 5,032,359 in order to reduce the cost.
- the document US 5,455,003 discloses a process for producing aluminum-copper-lithium alloys that exhibit improved strength and toughness at cryogenic temperatures.
- the improved cryogenic properties are achieved by adjusting the composition of the alloy, along with the processing parameters such as the amount of work hardening and the income.
- the product is used for cryogenic tanks in space launch vehicles.
- the document US 5,389,165 discloses an aluminum alloy useful in aircraft and aerospace structures which has low density, high mechanical strength and high toughness and has the formula: Cu a Li b Mg c Ag d Zr e Al bal wherein a, b, c, d, e and bal indicate the amount in% by weight of alloying components, and wherein 2.8 ⁇ a ⁇ 3.8, 0.80 ⁇ b ⁇ 1.3, 0.20 ⁇ c ⁇ 1.00, 0.20 ⁇ d ⁇ 1.00 and 0.08 ⁇ e ⁇ 0.40.
- the copper and lithium components are adjusted so that the combined copper and lithium content is kept below the solubility limit in order to avoid a loss of toughness during high temperature exposure.
- the relationship between copper and lithium grades must also satisfy the following relationship: Cu ( % in weight ) + 1 , 5 Li ( % in weight ) ⁇ 5 , 4.
- Al-Cu-Mg alloy comprising from 3 to 5% by weight of Cu, from 0.5 to 2% by weight of Mg and from 0.01 to 0.9% by weight of Li.
- patent application the toughness of alloys for which an addition of Li between 0.2 and 0.7% by weight is significantly improved over similar alloys containing either no Li or a higher amount of Li.
- the present inventors have come to the present invention concerning an aluminum-copper-lithium-magnesium-silver alloy, which exhibits high mechanical strength, high toughness and specifically high crack extension prior to fracture. unstable pre-cracked wide panels, and a high resistance to corrosion.
- Another subject of the invention is a laminated, extruded and / or forged aluminum alloy product comprising 2.7 to 3.4% by weight of Cu, 0.8 to 1.4% by weight of Li, 0 , 1 to 0.8% by weight of Ag, 0.2 to 0.6% by weight of Mg and at least one element selected from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti, the amount of said element, it is selected from 0.05 to 0.13% by weight for Zr, 0.05 to 0.8% by weight for Mn, 0.05 to 0.3% by weight for Cr and for Sc, 0 0.5 to 0.5 wt% for Hf and 0.05 to 0.15 wt% for Ti, the remainder being aluminum and unavoidable impurities, with the additional requirement that the amount of Cu and Li either Cu ( % in weight ) + 5 / 3 Li ( % in weight ) ⁇ 5 , 2.
- Still other objects of the invention are elements of structures, stiffeners and fuselage panels obtained from said rolled, extruded and / or forged products.
- the static mechanical characteristics in other words the ultimate tensile strength Rm, the conventional yield stress at 0.2% elongation R p0.2 and the elongation at break A, are determined by a tensile test according to the EN 10002-1, the sampling and the sense of the test being defined by EN-485-1.
- the cracking rate (da / dN) is determined according to the ASTM E 647 standard.
- the critical stress intensity factor K C in other words the intensity factor that makes the crack unstable, is calculated from the curve R.
- the stress intensity factor K CO is also calculated by assigning the initial crack length at the critical load at the beginning of the monotonic load. These two values are calculated for a specimen of the required form.
- K app represents the K CO factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test.
- K eff represents the K C factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test.
- ⁇ a eff (max) represents the crack extension of the last valid point of the R curve.
- the crack size at the end of the pre-fatigue cracking stage is W / 3 for M-type specimens ( T), wherein W is the width of the specimen as defined in ASTM E561.
- W is the width of the specimen as defined in ASTM E561.
- the width of the specimen used in an R curve test can have a substantial influence on the stress intensity measured in the test.
- the fuselage sheets being large panels, the results of curve R obtained on sufficiently large samples, such as samples having a width greater than or equal to 400 mm, are judged the most significant for the evaluation of toughness. For this reason, CCT760 test specimens, which had a width of 760 mm, were used preferentially for the evaluation of toughness.
- the initial crack length 2ao 253 mm.
- the toughness was also evaluated in the TL directions using the global energy at break E g according to the Kahn test.
- the stress Kahn R e (in MPa) is equal to the ratio of the maximum load F max that the specimen can withstand on the section of the specimen (product of the thickness B by the width W). R e does not make it possible to evaluate the relative toughness of samples whose static mechanical characteristics are different.
- the overall energy at break E g is determined as the area under the Force-Displacement curve until the test piece breaks, E g is directly related to toughness.
- the test is described in the article Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet, published in Materials Research & Standards, April 1964, p. 151-155 .
- the test specimen used for the Kahn toughness test is described, for example, in the "Metals Handbook", 8th Edition, Vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242 .
- sheet is meant here a rolled product not exceeding 12 mm thick.
- structural element refers to an element used in mechanical engineering for which the static and / or dynamic mechanical characteristics are of particular importance for the performance and integrity of the structure, and for which a calculation of the structure is usually prescribed or performed. It is typically a mechanical part whose failure is likely to endanger the safety of said construction, its users, its users or others.
- these structural elements include the elements that make up the fuselage (such as fuselage skin (fuselage skin in English), stiffeners or stringers, bulkheads, fuselage (circumferential frames), wings (such as wing skin), stiffeners (stiffeners), ribs (ribs) and spars) and empennage including horizontal stabilizers and vertical stabilizers horizontal or vertical stabilizers, as well as floor beams, seat tracks and doors.
- fuselage such as fuselage skin (fuselage skin in English
- stiffeners or stringers such as fuselage skin
- bulkheads fuselage (circumferential frames)
- wings such as wing skin
- stiffeners stiffeners (stiffeners), ribs (ribs) and spars
- empennage including horizontal stabilizers and vertical stabilizers horizontal or vertical stabilizers, as well as floor beams, seat tracks and doors.
- the aluminum-copper-lithium-silver-magnesium alloy according to one embodiment of the invention advantageously has the following composition: ⁇ u> Table 1 ⁇ / u>: Alloy composition ranges (% by weight, the balance being Al) Cu Li Ag mg Large 2.7 to 3.4 0.8 to 1.4 0.1 to 0.8 0.2 to 0.6 favorite 3.0 to 3.4 0.8 to 1.2 0.2 to 0.5 0.2 to 0.6 Most preferred 3.1 to 3.3 0.9 to 1.1 0.2 to 0.4 0.2 to 0.4
- the relationship between copper and lithium is preferably: Cu % in weight + 5 / 3 ⁇ Li % in weight ⁇ 5.
- At least one element such as Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti or a combination thereof is included to refine the grain.
- the additions depend on the element: from 0.05 to 0.13% by weight (preferably from 0.09 to 0.13% by weight) for Zr, from 0.05 to 0.8% by weight for Mn from 0.05 to 0.3% by weight for Cr and Sc, from 0.05 to 0.5% by weight for Hf and from 0.05 to 0.15% by weight for Ti.
- the sum can be limited by the appearance of primary phases.
- grain refining is achieved by the addition of 0.05 to 0.13% by weight of Zr, from 0.02 to 0.3% by weight of Sc and optionally from 0.05 to 0.8% in Mn weight, 0.05 to 0.3% by weight of Cr, 0.05 to 0.5% by weight of Hf and 0.05 to 0.15% by weight of Ti.
- Mn content In some cases, and particularly for hot-rolled sheets with a thickness of between 4 and 12 mm, it may be advantageous to limit the Mn content to 0.05% by weight and preferably to 0.03% by weight. The inventors have observed that for such thicknesses the presence of Mn makes it more difficult to control the granular structure and may affect both the mechanical properties and the toughness.
- Fe and Si generally affect toughness properties.
- the amount of Fe should preferably be limited to 0.1% by weight and the amount of Si should preferably be limited to 0.1% by weight (preferably to 0.05% by weight). All other elements should also preferably be limited to 0.1% by weight (preferably to 0.05% by weight).
- the inventors have found that if the copper content is greater than 3.4% by weight, the toughness properties can in some cases fall rapidly. For certain embodiments of the invention, it is recommended not to exceed a copper content of 3.3% by weight. Preferably, the copper content is greater than 3.0% or even 3.1% by weight.
- the present inventors have found that Zr contents greater than 0.13% by weight can, in some cases, lead to a lower toughness performance. Whatever the reason for this drop in toughness, the inventors found that the higher Zr content led to a formation of Al 3 Zr primary phases. In this case, a temperature of High casting may be used to avoid formation of the primary phases, but this may lead to lower liquid metal quality, in terms of inclusion and gas content. This is why the present inventors consider that the Zr should advantageously not exceed 0.13% by weight.
- the inventors have found that if the Li content is less than 0.8% by weight or even 0.9% by weight, the improvement in mechanical strength is too low. In some cases, it may be advantageous if the Li content is> 0.9% by weight. Also, with these low Li content, the decrease in the density of the alloy is too low. For a Li content greater than 1.4% or more than 1.2% by weight or even greater than 1.1% by weight, the toughness is significantly reduced. Also, these high Li levels have several disadvantages related in particular to the thermal stability, flowability and cost of raw materials.
- the addition of Ag is an essential feature of the invention.
- the strength and toughness performances observed by the inventors are not usually achieved for alloys containing no silver.
- the inventors believe that silver plays a role in the formation of copper-containing hardening phases, formed during natural or artificial aging and in particular allows the formation of finer phases and a more homogeneous distribution of these phases.
- the advantageous effect of Ag is observed for a content of this element greater than 0.1% by weight and preferably greater than 0.2% by weight. In order to limit the cost associated with the addition of Ag, it may be advantageous not to exceed 0.5% by weight or even 0.4% by weight.
- Mg improves the mechanical strength and decreases the density.
- An excessive addition of Mg would have a detrimental effect on toughness.
- the Mg content is limited to 0.4% by weight. The inventors believe that the addition of Mg could also have a role during the formation of copper-containing phases.
- the bath of liquid metal having a composition according to the invention is then cast.
- the present invention makes it possible to obtain a laminated, extruded and / or forged product whose thickness is, advantageously, between 0.8 and 12 mm and preferably between 2 and 12 mm.
- an alloy having adjusted amounts of alloying elements is cast as a plate.
- the plate is then homogenized at 490-530 ° C for 5-60 hours.
- the inventors have observed that homogenization temperatures above 530 ° C can tend to reduce the tenacity performance in some cases.
- the plates are heated at 490 to 530 ° C for 5 to 30 hours. Hot rolling is carried out to obtain a thickness of between 4 and 12 mm. For a thickness of approximately 4 mm or less, a cold rolling step may be added, if necessary.
- the sheet obtained at a thickness preferably between 0.8 and 12 mm, and the invention is more advantageous for sheets of 2 to 12 mm thick and even 2 to 9 mm and even more advantageous for sheets of 3 to 7 mm thick.
- the sheets are then put in solution, for example by heat treatment between 490 and 530 ° C for 15 min to 2 h, and then quenched with water at room temperature or preferably cold water.
- the product then undergoes a controlled pull of 1 to 5% and preferably 2.5 to 4%.
- Such cold hardening levels can also be achieved by cold rolling, planing, forging or a combination of these methods and controlled pulling.
- the total cold working after quenching is between 2.5 and 4%.
- the controlled tensile deformation may be between 1.7 and 3.5. %.
- the inventors have observed that the tenacity tends to decrease when the controlled tensile deformation is greater than 5%.
- the results of Kahn test, in particular E g tends to decrease for permanent deformations greater than 5%. It is therefore recommended not to exceed a permanent deformation of 5%.
- the traction is greater than 5%, there may be industrial difficulties such as high implementation as well as that formatting difficulties, which would increase the cost of the product.
- An income is achieved at a temperature between 140 and 170 ° C for 5 to 30 hours, which provides a T8 state.
- the reaction is more preferably carried out between 140 and 155 ° C for 10 to 30 hours.
- Low tempering temperatures generally favor high toughness.
- the revenue step is divided into two steps: a pre-revenue step prior to a welding operation, and a final heat treatment of a welded structure member.
- friction stir welding is a preferred welding technique.
- the sheets according to the invention have advantageous properties for recrystallized, non-recrystallized or mixed microstructures (that is to say comprising recrystallized zones and non-recrystallized zones).
- the inventors have observed that it could be advantageous to avoid mixed microstructures: for sheets whose thickness is between 4 and 12 mm, it may be advantageous for the microstructure to be completely uncrystallized.
- the forming of the sheet of the invention may advantageously be carried out by deep drawing, stretching, spinning, rolling or folding, these techniques being known to those skilled in the art.
- a structural element formed of at least one product according to the invention, in particular a sheet according to the invention and stiffeners or frames, these stiffeners or frames being preferably made of extruded profiles, can be used in particular for the manufacture of aircraft fuselage panels as well as any other use where the present properties could be advantageous.
- structural members, stiffeners, and / or fuselage panels can be made from the rolled, extruded, and / or forged products obtained.
- the inventors have found that the sheet of the invention has mechanical properties Particularly favorable statics and high tenacity.
- the high-tenacity sheets generally have low yield strengths and breaking strength.
- the high mechanical properties favor an industrial application for aircraft structural parts, the elastic limit and the breaking strength of said sheet being characteristics which are directly taken into account for the calculation. structural dimensioning.
- Calculations of structural elements and in particular of fuselage panels comprising sheets and / or stiffeners according to the invention have shown a possibility of weight reduction with respect to structural elements of comparable properties comprising only metal sheets. prior art alloy 2024, 2056, 2098, 7475 or 6156. Such weight reductions are generally from 1 to 10% and in some cases even greater weight reductions can be achieved.
- the simple substitution of the alloy 2024 with an alloy according to the invention may allow a weight reduction of the order of 3 to 3.5%.
- the high mechanical properties of the alloys according to the invention make it possible to develop products of a lighter size and shape, which makes it possible to reach or even exceed a weight reduction of 10%.
- the sheet of the invention does not generally induce any particular problem during subsequent surface treatment operations conventionally used in aircraft construction.
- the resistance to intergranular corrosion of the sheet of the invention is generally high; for example, only pits are generally detected when the metal is subjected to a corrosion test.
- the sheet of the invention can be used without plating.
- the density of the various alloys tested is shown in Table 3.
- the samples F to I have the lowest density of the various materials tested.
- Table 3 ⁇ / u>: Density of tested alloys Reference Density (g / cm 3 ) A (2024) 2.78 B (2056) 2.78 C (7475) 2.81 D (6156) 2.72 E (2098) 2.70 F, G, H, I, J, K 2, 69
- Table 5 provides the reference of the different samples and their dimensions. ⁇ u> Table 5 ⁇ / u>: Final dimensions of the samples Sample Thickness [mm] Width [mm] Length [mm] AT 6.0 2,000 3000 B 6.0 2,000 3000 VS 6.3 1,900 4000 D 4.6 2,500 4,500 E # 1 2.0 1,000 2,500 E # 2 3.2 1,000 2,500 E # 3 4.5 1,250 2,500 E # 31 4.5 1,250 2,500 E # 4 6.7 1,250 2,500 F # 1 3.0 1,000 2,500 F # 2 5.0 1,250 2,500 F # 3 6.7 1,250 2,500 G # 1 3.8 2,450 9,600 H # 1 5.0 2,450 9,600 I # 1 5.0 1,500 3000 K # 1 2.0 1,000 2,500
- the static mechanical properties of the samples according to the invention are very high compared to the conventional alloy of the 2XXX range which is tolerant to damage, and of the same order of magnitude as the sample 7475 T76 referenced C.
- the mechanical strength of the samples according to the invention considers that the lower copper content and the lower zirconium content of the samples according to the invention have a slight influence on their mechanical strength.
- the curves R of certain samples according to the invention and reference samples E are provided on the figures 1 and 2 , for the TL and LT directions, respectively.
- the figure 1 clearly shows that the crack extension of the last valid point of the curve R ( ⁇ a eff (max) ) is much greater for the samples of the invention than for the sample E # 1, E # 3, E # 31 and E # 4.
- This parameter is at least as critical as the K app values because, as explained in the description of the prior art, the length of the curve R is an important parameter for the design of the fuselage.
- the figure 2 shows the same trend, although the LT leadership inherently gives a better result.
- the curve R of the sample F # 3 could not be measured in the direction LT because the maximum load of the machine was reached. Table 7 summarizes the results of the toughness tests.
- the value of K app in the TL direction is greater than 110 MPa. m and even greater than 130 MPa m while for the reference alloy samples 2098, the value of K app in the TL direction is less than 110 MPa m except for sample E # 3 which has undergone a special annealing step before dissolution.
- the results from the curve R are grouped together in Table 8.
- the crack extension of the last valid point of the curve R is greater for the samples of the invention than for the reference samples.
- all the samples according to the invention reach a crack extension of at least 30 mm and even at least 40 mm while the maximum crack extension is less than 40 mm for the samples of the invention. reference.
- the inventors consider that several reasons can be proposed to explain this performance, such as the lowest Cu content, and / or the lowest Zr content.
- the figures 3 and 4 show the evolution of the cracking rate da / dN (in mm / cycle) in the TL and LT orientation, respectively, for different levels of stress intensity factor ( ⁇ K).
- the cracking rate of the sample F is in the same range as that typically obtained for alloy 2056 (Sample B) and lower than that obtained for alloy 6156 (Sample D).
- the intergranular corrosion resistance was tested according to ASTM G110. For all the samples according to the invention, no intergranular corrosion was detected. No intergranular corrosion was either detected on the 2098 alloy reference samples (E # 1 to E # 4). For Sample B (for which plating had been removed), intergranular corrosion with an average depth of 120 ⁇ m was observed and for Sample D (for which plating had been removed) intergranular corrosion was observed. with an average depth of 180 ⁇ m. The resistance to intergranular corrosion was thus very high for the samples according to the invention.
- the income was made either before or after assembly by friction stir welding.
- the results are given in Table 13.
- the performance of the welded joints obtained with the sheets according to the invention was particularly satisfactory for two aspects.
- the joint efficiency coefficient which is the ratio between the breaking strength of the welded joint and that of the non-welded sheet, is greater than 70% and even greater than 75% for the sheets of the invention. This coefficient reaches 80% in some cases. This result is better than that obtained with sheets from casting E.
- the results are little influenced by the position of the stage of income (before or after welding), which allows a flexible process. On the contrary, for the sheets obtained from the casting D (6156), a significant influence of the position of the income stage is observed.
- Samples L and M reach the mechanical characteristics according to the invention in the T8 state. Furthermore, the static strength and toughness performances are lower for the sample L, which contains Mn and a low Zr content, than for the other examples according to the invention. The inventors believe that the lower performance of the sample L is related to a less favorable microstructure characterized in particular by the presence of recrystallized zones and non-recrystallized zones (mixed microstructure).
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Abstract
Description
La présente invention concerne en général des produits en alliages d'aluminium et, en particulier, de tels produits utiles dans l'industrie aérospatiale et appropriés pour une utilisation dans des applications de fuselage.The present invention generally relates to aluminum alloy products and, in particular, such products useful in the aerospace industry and suitable for use in fuselage applications.
Dans l'industrie aéronautique civile d'aujourd'hui et, en particulier, pour des applications de fuselage, il existe une forte motivation pour réduire tant le poids que le coût. Le fuselage d'un avion de transport commercial est soumis à un ensemble complexe de contraintes, dépendant de la phase de fonctionnement (décollage, croisière, manoeuvre, atterrissage...) et des conditions environnementales (rafales de vent, vents de face,...). De plus, les différentes parties du fuselage sont soumises à des contraintes différentes. En dépit de cette complexité, il est possible de distinguer des lignes directrices majeures de conception qui déterminent le poids de la structure, certaines ayant un impact sur le poids total plus important que d'autres.In today's civil aviation industry and, in particular, for fuselage applications, there is a strong motivation to reduce both weight and cost. The fuselage of a commercial transport aircraft is subject to a complex set of constraints, depending on the operating phase (takeoff, cruising, maneuvering, landing ...) and environmental conditions (gusts of wind, headwinds ,. ..). In addition, the different parts of the fuselage are subject to different constraints. Despite this complexity, it is possible to distinguish major design guidelines that determine the weight of the structure, some of which have a greater weight impact than others.
A titre d'exemple, la résistance à la compression et au cisaillement en compression est une ligne directrice de conception extrêmement importante, puisque les panneaux de fuselage les plus lourds subissent ce type de contrainte. Afin qu'un nouveau matériau puisse permettre une réduction du poids de ces panneaux contraints en compression, il doit avoir un module d'élasticité élevé, une limite d'élasticité à 0,2 % élevée (pour résister au flambage) et une faible masse volumique.For example, compressive and compressive shear strength is an extremely important design guideline, since the heavier fuselage panels suffer this type of constraint. In order for a new material to be able to reduce the weight of these compression-stressed panels, it must have a high modulus of elasticity, a high 0.2% yield strength (to withstand buckling) and a low mass volume.
La deuxième ligne directrice majeure est la résistance résiduelle de panneaux longitudinalement (dans l'axe du fuselage) fissurés. Les règlements de certification aéronautiques obligent la prise en compte de la tolérance aux dommages dans la conception, ainsi il est habituel d'envisager de grandes fissures longitudinales ou circonférentielles dans les panneaux de fuselage, pour prouver qu'un certain niveau de contrainte peut être appliqué sans rupture catastrophique. Une propriété connue des matériaux gouvernant la conception est ici la ténacité sous contrainte plane. Tous les facteurs connus d'intensité de contrainte critique ne confèrent toutefois qu'une vue limitée de la ténacité. L'essai de courbe R est un moyen largement reconnu pour caractériser les propriétés de ténacité. La courbe R représente l'évolution du facteur d'intensité de contrainte effective critique pour la propagation de fissure en fonction de l'extension de fissure effective, sous une contrainte monotone. Elle permet la détermination de la charge critique pour une rupture instable pour toute configuration pertinente à des structures d'aéronef fissurées. Les valeurs du facteur d'intensité de contrainte effective et de l'extension de fissure effective sont des valeurs définies dans la norme ASTM E561. La longueur de la courbe R - à savoir l'extension de fissure maximale de la courbe - est un paramètre en lui-même important pour la conception de fuselage. L'analyse classique, généralement utilisée, des essais réalisés sur des panneaux à fissure centrale donne un facteur d'intensité de contrainte apparent à la rupture (Kapp). Cette valeur ne varie pas significativement en fonction de la longueur de la courbe R, spécialement lorsque la pente de la courbe R est proche de la pente de la courbe liée au facteur d'intensité de contrainte appliqué à la longueur de fissure (courbe appliquée). Toutefois, dans une structure d'élément structural réel tel qu'un panneau comportant des raidisseurs fixés, lorsqu'une fissure progresse sous un raidisseur non rompu, la courbe appliquée chute en raison de l'effet de pontage du raidisseur. Dans ce cas, un minimum local de la courbe appliquée peut se produire pour une longueur de fissure plus grande que la somme de la longueur de fissure initiale et de l'extension de fissure sous une charge monotone. Dans ce cas, de plus grandes contraintes avant rupture instable sont permises pour de longues courbes R. Il est ainsi intéressant d'avoir une plus longue courbe R, même pour des facteurs d'intensité de contrainte critiques identiques, tels qu'ils sont déterminés classiquement.The second major guideline is the residual resistance of panels longitudinally (in the axis of the fuselage) cracked. Aeronautical certification regulations require the consideration of damage tolerance in design, so it is usual to consider large longitudinal or circumferential cracks in the fuselage panels, to demonstrate that a certain level of stress can be applied. without a catastrophic break. A known property of the materials governing the design here is the toughness under plane stress. All known factors of critical stress intensity, however, only give a limited view of toughness. The R curve test is a widely recognized means for characterizing toughness properties. The curve R represents the evolution of the critical effective stress intensity factor for the crack propagation as a function of the effective crack extension under a monotonic stress. It allows the determination of the critical load for unstable failure for any configuration relevant to cracked aircraft structures. The values of the effective stress intensity factor and the crack extension effective are values defined in ASTM E561. The length of the curve R - namely the maximum crack extension of the curve - is a parameter in itself important for the fuselage design. The classical analysis, generally used, of the tests carried out on panels with central crack gives a factor of intensity of stress apparent to the rupture (K app ). This value does not vary significantly with the length of the R curve, especially when the slope of the R curve is close to the slope of the stress intensity factor curve applied to the crack length (applied curve) . However, in a real structural element structure such as a panel having fixed stiffeners, when a crack progresses under an unbroken stiffener, the applied curve drops due to the bridging effect of the stiffener. In this case, a local minimum of the applied curve can occur for a crack length greater than the sum of the initial crack length and the crack extension under a monotonic load. In this case, larger stresses prior to unstable fracture are allowed for long R curves. It is thus interesting to have a longer curve R, even for identical critical stress intensity factors, as determined. classically.
Pour des produits ayant des propriétés mécaniques identiques, une masse volumique inférieure est clairement bénéfique pour le poids d'un élément de structure. Une troisième ligne directrice majeure est ainsi la masse volumique du matériau. De plus, de grandes parties du fuselage ne sont pas aussi fortement chargées et le poids de la conception est limité par une certaine limite généralement appelée « épaisseur minimale ». Le concept d'épaisseur minimale correspond à la plus faible épaisseur utilisable pour la fabrication (en particulier la manipulation des panneaux) et la réparation (rivetage de réparation). La seule manière de réduire le poids dans ce cas consiste à utiliser un matériau de plus faible masse volumique.For products having identical mechanical properties, a lower density is clearly beneficial for the weight of a structural member. A third major guideline is thus the density of the material. In addition, large parts of the fuselage are not so heavily loaded and the weight of the design is limited by a certain limit generally called "minimum thickness". The minimum thickness concept is the lowest usable thickness for manufacturing (especially panel handling) and repair (repair riveting). The only way to reduce the weight in this case is to use a lower density material.
D'autres lignes directrices importantes sont la propagation de fissures en fatigue, soit sous contrainte à amplitude constante, soit avec une amplitude variable (en raison de manoeuvres et de rafales de vent, spécialement dans la direction longitudinale, mais également autour de l'aile, dans toutes les directions).Other important guidelines are the propagation of fatigue cracks, either under constant amplitude stress, or with variable amplitude (due to maneuvers and gusts of wind, especially in the longitudinal direction, but also around the wing , in all directions).
Aujourd'hui, les fuselages des avions civils sont, pour la majeure partie, constitués de tôle en alliage 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 ou 7475, plaquée sur chaque face avec un alliage d'aluminium peu chargé en éléments d'alliage, un alliage 1050 ou 1070 par exemple. Le but de l'alliage de revêtement est de conférer une résistance à la corrosion suffisante. Une corrosion légère, généralisée ou par piqûre est tolérable mais elle ne doit pas être pénétrante de façon à ne pas attaquer l'alliage de coeur. Il existe une tendance à essayer d'utiliser des matériaux non-plaqués pour la conception de fuselage, de façon à réduire le coût. La résistance à la corrosion, et en particulier la corrosion intergranulaire et la corrosion sous contrainte, du panneau de fuselage est ainsi un aspect important de ses propriétés.Today, the fuselages of civil aircraft are, for the most part, made of alloy sheet 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 or 7475, plated on each side with an aluminum alloy lightly loaded with alloying elements. , an alloy 1050 or 1070 for example. The purpose of the coating alloy is to impart sufficient corrosion resistance. Light, generalized or pitting corrosion is tolerable but must not be penetrating so as not to attack the core alloy. There is a tendency to try to use non-plated materials for fuselage design, so as to reduce the cost. Corrosion resistance, and in particular intergranular corrosion and corrosion under stress, the fuselage panel is thus an important aspect of its properties.
Comme énoncé ci-dessus, la seule manière de réduire le poids consiste, dans certains cas, à réduire la masse volumique des matériaux utilisés pour la construction aéronautique. Les alliages en aluminium-lithium ont depuis longtemps été reconnus comme une solution efficace pour réduire le poids en raison de la faible masse volumique de ces alliages. Toutefois, les différentes exigences citées ci-dessus : module d'élasticité élevé, résistance à la compression élevée, tolérance aux dommages élevée et résistance à la corrosion élevée, n'ont pas été satisfaites simultanément par les alliages aluminium-lithium de l'art antérieur. Obtenir une ténacité élevée avec ces alliages s'est en particulier révélé être un problème difficile à résoudre. Prasad et al, par exemple, ont établi récemment (dans Sadhana, vol. 28, parties 1 & 2, février/avril 2003 pages 209 à 246) que « des alliages Al-Li sont des matériaux candidats de premier ordre pour remplacer les alliages en A1 traditionnellement utilisés. En dépit de leurs nombreux avantages de propriétés, une faible ductilité en tension et une ténacité inadéquate, spécialement dans les directions à travers l'épaisseur, militent contre leur acceptabilité ». Aujourd'hui, les alliages en Al-Li ont été limités à des applications militaires très spécifiques telles que les matériaux ayant une résistance élevée à haute température, les matériaux ayant une ténacité améliorée à des températures cryogénique pour des applications aérospatiales, dans certaines parties d'hélicoptères, et des pièces de fuselage d'avions militaires.As stated above, the only way to reduce weight is, in some cases, to reduce the density of materials used in aircraft construction. Aluminum-lithium alloys have long been recognized as an effective solution for reducing weight due to the low density of these alloys. However, the various requirements mentioned above: high modulus of elasticity, high compressive strength, high damage tolerance and high corrosion resistance, were not simultaneously satisfied by the aluminum-lithium alloys of the art prior. Achieving high toughness with these alloys has in particular proved to be a difficult problem to solve. Prasad et al, for example, have recently established (in Sadhana, vol 28,
Le brevet
Le document
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2,8 < a < 3,8,
0,80 < b < 1,3, 0,20 < c < 1,00, 0,20 < d < 1,00 et
0,08 < e < 0,40. De préférence, les composants cuivre et lithium sont ajustés de sorte que la teneur combinée en cuivre et en lithium est maintenue en dessous de la limite de solubilité afin d'éviter une perte de la ténacité pendant une exposition à une température élevée. La relation entre les teneurs en cuivre et en lithium doit également satisfaire la relation suivante :
2.8 <a <3.8,
0.80 <b <1.3, 0.20 <c <1.00, 0.20 <d <1.00 and
0.08 <e <0.40. Preferably, the copper and lithium components are adjusted so that the combined copper and lithium content is kept below the solubility limit in order to avoid a loss of toughness during high temperature exposure. The relationship between copper and lithium grades must also satisfy the following relationship:
Des conditions spéciales de traction contrôlée, entre 5 et 11 %, sont appliquées. Les exemples sont limités à une épaisseur de 19 mm et une teneur en zirconium supérieure ou égale à 0,13 % en poids.Special conditions of controlled traction, between 5 and 11%, are applied. The examples are limited to a thickness of 19 mm and a zirconium content greater than or equal to 0.13% by weight.
Le document
Il existe un besoin d'un alliage en Al-Li de résistance mécanique élevée, de haute ténacité et en particulier d'extension de fissure élevée avant une rupture instable, de résistance à la corrosion élevée, pour des applications aéronautiques et en particulier pour des applications de tôle de fuselage.There is a need for an Al-Li alloy of high mechanical strength, high toughness and in particular high crack extension before unstable fracture, high corrosion resistance, for aeronautical applications and in particular for fuselage sheet applications.
Pour ces raisons et d'autres, les présents inventeurs sont parvenus à la présente invention concernant un alliage aluminium-cuivre-lithium-magnésium-argent, qui présente une résistance mécanique élevée, une haute ténacité et spécifiquement une extension de fissure élevée avant une rupture instable de panneaux larges pré-fissurés, et une haute résistance à la corrosion.For these and other reasons, the present inventors have come to the present invention concerning an aluminum-copper-lithium-magnesium-silver alloy, which exhibits high mechanical strength, high toughness and specifically high crack extension prior to fracture. unstable pre-cracked wide panels, and a high resistance to corrosion.
Un objet de la présente invention est un procédé de fabrication d'une tôle à base d'alliage d'aluminium ayant une ténacité et une résistance mécanique élevées, dans lequel :
- a) on élabore un bain de métal liquide comprenant 2,7 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,4 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids d'Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi parmi Zr, Mn, Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti,
le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables,
avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que
Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) < 5,2 ; - b) on coule une plaque à partir dudit bain de métal liquide
- c) on homogénéise ladite plaque à une température comprise entre 490 à 530°C pendant une durée de 5 à 60 heures ;
- d) on lamine ladite plaque en une tôle ayant une épaisseur finale comprise
entre 0,8 et 12 mm ; - e) on met en solution et on trempe ladite tôle ;
- f) on tractionne de façon contrôlée ladite tôle avec une déformation permanente de 1 à 5 % ;
- g) on réalise un revenu de ladite tôle par chauffage à 140 à 170 °
C pendant 5 à 30 heures.
- a) a bath of liquid metal comprising 2.7 to 3.4% by weight of Cu, 0.8 to 1.4% by weight of Li, 0.1 to 0.8% by weight of Ag is prepared, 0.2 to 0.6 wt% Mg and at least one member selected from Zr, Mn, Cr, Sc, Hf and Ti, the amount of said element, if selected, being from 0.05 to 0, 13% by weight for Zr, 0.05 to 0.8% by weight for Mn, 0.05 to 0.3% by weight for Cr and for Sc, 0.05 to 0.5% by weight for Hf and 0.05 to 0.15% by weight for Ti,
the rest being aluminum and unavoidable impurities,
with the additional condition that the quantity of Cu and Li is such that
Cu (% by weight) + 5/3 Li (% by weight) <5.2; - b) pouring a plate from said liquid metal bath
- c) said plate is homogenized at a temperature between 490 and 530 ° C for a period of 5 to 60 hours;
- d) laminating said plate into a sheet having a final thickness of between 0.8 and 12 mm;
- e) dissolving and quenching said sheet;
- f) Controllably pulling said sheet with a permanent deformation of 1 to 5%;
- g) an income of said sheet is obtained by heating at 140 to 170 ° C for 5 to 30 hours.
Un autre objet de l'invention est un produit laminé, extrudé et/ou forgé en alliage d'aluminium comprenant 2,7 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,4 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids d'Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi parmi Zr, Mn, Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que
Encore d'autres objets de l'invention sont des éléments de structures, raidisseurs et panneaux de fuselage obtenus à partir desdits produits laminés, extrudés et/ou forgés.Still other objects of the invention are elements of structures, stiffeners and fuselage panels obtained from said rolled, extruded and / or forged products.
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Figure 1 : Courbe R dans le sens T-L (éprouvette CCT760).Figure 1 : Curve R in the TL direction (specimen CCT760). -
Figure 2 : Courbe R dans le sens L-T(éprouvette CCT760).Figure 2 : Curve R in direction LT (specimen CCT760). -
Figure 3 : évolution de la vitesse de fissuration dans le sens T-L lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie.Figure 3 : evolution of the cracking velocity in the TL direction when the magnitude of the stress intensity factor varies. -
Figure 4 : évolution de la vitesse de fissuration dans le sens L-T lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie.Figure 4 : evolution of the cracking velocity in the LT direction when the magnitude of the stress intensity factor varies. -
Figure 5 : Courbe R dans le sens T-L (éprouvette CCT760) d'échantillons selon l'invention ayant été obtenu avec différents niveaux de déformation par traction.Figure 5 : Curve R in the direction TL (specimen CCT760) samples according to the invention having been obtained with different levels of deformation by traction.
Sauf mention contraire, toutes les indications concernant la composition chimique des alliages sont exprimées comme un pourcentage en poids basé sur le poids total de l'alliage. La désignation des alliages se fait en conformité avec les règlements de The Aluminium Association, connus de l'homme du métier. Les définitions des états métallurgiques sont indiquées dans la norme européenne EN 515.Unless stated otherwise, all the information concerning the chemical composition of the alloys is expressed as a percentage by weight based on the total weight of the alloy. The designation of alloys is in accordance with the regulations of The Aluminum Association, known to those skilled in the art. The definitions of the metallurgical states are given in the European standard EN 515.
Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, en d'autres termes la résistance à la rupture Rm, la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% d'allongement Rp0,2 et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1, le prélèvement et le sens de l'essai étant définis par la norme EN-485-1.Unless stated otherwise, the static mechanical characteristics, in other words the ultimate tensile strength Rm, the conventional yield stress at 0.2% elongation R p0.2 and the elongation at break A, are determined by a tensile test according to the EN 10002-1, the sampling and the sense of the test being defined by EN-485-1.
La vitesse de fissuration (da/dN) est déterminée selon la norme ASTM E 647. Une courbe de l'intensité de contrainte en fonction de l'extension de fissure, connue comme la courbe R, est déterminée selon la norme ASTM E 561. Le facteur d'intensité de contrainte critique KC, en d'autres termes le facteur d'intensité qui rend la fissure instable, est calculé à partir de la courbe R. Le facteur d'intensité de contrainte KCO est également calculé en attribuant la longueur de fissure initiale à la charge critique, au commencement de la charge monotone. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de la forme requise. Kapp représente le facteur KCO correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Keff représente le facteur KC correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Δaeff(max) représente l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R. Sauf mention contraire, la taille de fissure à la fin du stade de pré-fissurage par fatigue est W/3 pour des éprouvettes du type M(T), dans laquelle W est la largeur de l'éprouvette telle que définie dans la norme ASTM E561. Il faut remarquer que la largeur de l'éprouvette utilisée dans un essai de courbe R peut avoir une influence substantielle sur l'intensité de contrainte mesurée dans l'essai. Les tôles de fuselage étant de grands panneaux, les résultats de courbe R obtenus sur échantillons suffisamment larges, tels que des échantillons ayant une largeur supérieure ou égale à 400 mm, sont jugés les plus significatifs pour l'évaluation de la ténacité. Pour cette raison, les échantillons d'essai CCT760, qui avaient une largeur de 760 mm, ont été utilisés préférentiellement pour l'évaluation de la ténacité. La longueur de fissure initiale 2ao = 253 mm.The cracking rate (da / dN) is determined according to the ASTM E 647 standard. A curve of the stress intensity as a function of the crack extension, known as the R curve, is determined according to the ASTM E 561 standard. The critical stress intensity factor K C , in other words the intensity factor that makes the crack unstable, is calculated from the curve R. The stress intensity factor K CO is also calculated by assigning the initial crack length at the critical load at the beginning of the monotonic load. These two values are calculated for a specimen of the required form. K app represents the K CO factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test. K eff represents the K C factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test. Δa eff (max) represents the crack extension of the last valid point of the R curve. Unless otherwise stated, the crack size at the end of the pre-fatigue cracking stage is W / 3 for M-type specimens ( T), wherein W is the width of the specimen as defined in ASTM E561. It should be noted that the width of the specimen used in an R curve test can have a substantial influence on the stress intensity measured in the test. The fuselage sheets being large panels, the results of curve R obtained on sufficiently large samples, such as samples having a width greater than or equal to 400 mm, are judged the most significant for the evaluation of toughness. For this reason, CCT760 test specimens, which had a width of 760 mm, were used preferentially for the evaluation of toughness. The initial crack length 2ao = 253 mm.
La ténacité a été également évaluée dans les sens T-L à l'aide de l'énergie globale à rupture Eg selon l'essai Kahn. La contrainte Kahn Re (en MPa) est égale au rapport de la charge maximale Fmax que peut supporter l'éprouvette sur la section de l'éprouvette (produit de l'épaisseur B par la largeur W). Re ne permet pas d'évaluer la ténacité relative d'échantillons dont les caractéristiques mécaniques statiques sont différentes. L'énergie globale à rupture Eg est déterminée comme l'aire sous la courbe Force-Déplacement jusqu'à la rupture de l'éprouvette, Eg est directement reliée à la ténacité. L'essai est décrit dans l'article
Par « tôle », on veut dire ici un produit laminé n'excédant pas 12 mm d'épaisseur.By "sheet" is meant here a rolled product not exceeding 12 mm thick.
Le terme « élément de structure » se réfère à un élément utilisé en construction mécanique pour lequel les caractéristiques mécaniques statiques et / ou dynamiques ont une importance particulière pour la performance et l'intégrité de la structure, et pour lequel un calcul de la structure est généralement prescrit ou effectué. Il s'agit typiquement d'une pièce mécanique dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité de ladite construction, de ses utilisateurs, de ses usagers ou d'autrui. Pour un avion, ces éléments de structure comprennent notamment les éléments qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage (fuselage skin en anglais), les raidisseurs ou lisses de fuselage (stringers), les cloisons étanches (bulkheads), les cadres de fuselage (circumferential frames), les ailes (tels que la peau de voilure (wing skin), les raidisseurs (stringers ou stiffeners), les nervures (ribs) et longerons (spars)) et l'empennage composé notamment de stabilisateurs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers), ainsi que les profilés de plancher (floor beams), les rails de sièges (seat tracks) et les portes.The term "structural element" refers to an element used in mechanical engineering for which the static and / or dynamic mechanical characteristics are of particular importance for the performance and integrity of the structure, and for which a calculation of the structure is usually prescribed or performed. It is typically a mechanical part whose failure is likely to endanger the safety of said construction, its users, its users or others. For an aircraft, these structural elements include the elements that make up the fuselage (such as fuselage skin (fuselage skin in English), stiffeners or stringers, bulkheads, fuselage (circumferential frames), wings (such as wing skin), stiffeners (stiffeners), ribs (ribs) and spars) and empennage including horizontal stabilizers and vertical stabilizers horizontal or vertical stabilizers, as well as floor beams, seat tracks and doors.
L'alliage aluminium - cuivre - lithium - argent-magnésium selon un mode de réalisation de l'invention a de manière avantageuse la composition suivante :
Afin d'obtenir des résultats souhaités en termes de ténacité, il peut être avantageux d'obtenir une dissolution presque parfaite pendant un traitement thermique de mise en solution et également de minimiser la décomposition de la solution solide pendant la trempe. Les inventeurs ont déterminé que ceci peut être obtenu, par exemple, en limitant la quantité totale de Cu et de Li, selon la relation suivante entre le cuivre et le lithium
Pour les compositions préférée et plus préférée du tableau 1, la relation entre le cuivre et le lithium est de préférence :
Au moins un élément tel que Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti ou une combinaison de ceux-ci est inclus de façon à affiner le grain. Les additions dépendent de l'élément: de 0,05 à 0,13 % en poids (de préférence de 0,09 à 0,13 % en poids) pour Zr, de 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, de 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et Sc, de 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti. Lorsque plusieurs de ces éléments anti-recristallisants sont ajoutés, la somme peut être limitée par l'apparition de phases primaires.At least one element such as Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti or a combination thereof is included to refine the grain. The additions depend on the element: from 0.05 to 0.13% by weight (preferably from 0.09 to 0.13% by weight) for Zr, from 0.05 to 0.8% by weight for Mn from 0.05 to 0.3% by weight for Cr and Sc, from 0.05 to 0.5% by weight for Hf and from 0.05 to 0.15% by weight for Ti. When several of these anti-recrystallizing elements are added, the sum can be limited by the appearance of primary phases.
Dans une autre réalisation avantageuse de l'invention, l'affinage de grain est réalisé grâce à l'ajout de 0,05 à 0,13% en poids de Zr, de 0,02 à 0,3% en poids de Sc et optionnellement de 0,05 à 0,8 % en poids de Mn, de 0,05 à 0,3 % en poids de Cr, de 0,05 à 0,5 % en poids de Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids de Ti.In another advantageous embodiment of the invention, grain refining is achieved by the addition of 0.05 to 0.13% by weight of Zr, from 0.02 to 0.3% by weight of Sc and optionally from 0.05 to 0.8% in Mn weight, 0.05 to 0.3% by weight of Cr, 0.05 to 0.5% by weight of Hf and 0.05 to 0.15% by weight of Ti.
Dans certains cas, et particulièrement pour les tôles laminées à chaud d'épaisseur comprise entre 4 et 12 mm, il peut être avantageux de limiter la teneur en Mn à 0,05 % en poids et de préférence à 0,03 % en poids. Les inventeurs ont observé que pour de telles épaisseurs la présence de Mn rend plus difficile le contrôle de la structure granulaire et peut affecter à la fois les propriétés mécaniques et la ténacité.In some cases, and particularly for hot-rolled sheets with a thickness of between 4 and 12 mm, it may be advantageous to limit the Mn content to 0.05% by weight and preferably to 0.03% by weight. The inventors have observed that for such thicknesses the presence of Mn makes it more difficult to control the granular structure and may affect both the mechanical properties and the toughness.
Fe et Si affectent généralement les propriétés de ténacité. La quantité de Fe devrait de préférence être limitée à 0,1 % en poids et la quantité de Si devrait de préférence être limitée à 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids). Tous les autres éléments devraient également de préférence être limités à 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids).Fe and Si generally affect toughness properties. The amount of Fe should preferably be limited to 0.1% by weight and the amount of Si should preferably be limited to 0.1% by weight (preferably to 0.05% by weight). All other elements should also preferably be limited to 0.1% by weight (preferably to 0.05% by weight).
Les inventeurs ont trouvé que si la teneur en cuivre est supérieure à 3,4 % en poids, les propriétés de ténacité peuvent dans certains cas chuter rapidement. Pour certains modes de réalisation de l'invention, il est recommandé de ne pas dépasser une teneur en cuivre de 3,3 % en poids. De manière préférée, la teneur en cuivre est supérieure à 3,0% ou même 3,1% en poids.The inventors have found that if the copper content is greater than 3.4% by weight, the toughness properties can in some cases fall rapidly. For certain embodiments of the invention, it is recommended not to exceed a copper content of 3.3% by weight. Preferably, the copper content is greater than 3.0% or even 3.1% by weight.
Les présents inventeurs ont observé que les teneurs en Zr supérieures à 0,13 % en poids peuvent, dans certains cas, conduire à une performance de ténacité inférieure. Quelle que soit la raison de cette chute de la ténacité, les inventeurs ont trouvé que la teneur en Zr supérieure conduisait à une formation de phases primaires Al3Zr. Dans ce cas, une température de coulée élevée peut être utilisée afin d'éviter la formation des phases primaires, mais ceci peut conduire à une plus faible qualité du métal liquide, en termes d'inclusion et de teneur en gaz. C'est pourquoi les présents inventeurs considèrent que le Zr devrait avantageusement ne pas excéder 0,13 % en poids.The present inventors have found that Zr contents greater than 0.13% by weight can, in some cases, lead to a lower toughness performance. Whatever the reason for this drop in toughness, the inventors found that the higher Zr content led to a formation of Al 3 Zr primary phases. In this case, a temperature of High casting may be used to avoid formation of the primary phases, but this may lead to lower liquid metal quality, in terms of inclusion and gas content. This is why the present inventors consider that the Zr should advantageously not exceed 0.13% by weight.
Les inventeurs ont trouvé que si la teneur en Li est inférieure à 0,8 % en poids ou même 0,9% en poids, l'amélioration de la résistance mécanique est trop faible. Dans certains cas, il peut être avantageux que la teneur en Li soit > 0,9 % en poids. Egalement, avec ces faibles teneur en Li la diminution de la densité de l'alliage est trop faible. Pour une teneur en Li supérieure à 1,4 % voir supérieure à 1,2 % en poids ou même supérieure à 1,1 % en poids, la ténacité est réduite de façon significative. Egalement, ces teneurs en Li élevées ont plusieurs désavantages liés notamment à la stabilité thermique, la coulabilité et le coût des matières premières.The inventors have found that if the Li content is less than 0.8% by weight or even 0.9% by weight, the improvement in mechanical strength is too low. In some cases, it may be advantageous if the Li content is> 0.9% by weight. Also, with these low Li content, the decrease in the density of the alloy is too low. For a Li content greater than 1.4% or more than 1.2% by weight or even greater than 1.1% by weight, the toughness is significantly reduced. Also, these high Li levels have several disadvantages related in particular to the thermal stability, flowability and cost of raw materials.
L'ajout d'Ag est une caractéristique essentielle de l'invention. Les performances en résistance mécanique et en ténacité observées par les inventeurs ne sont habituellement pas atteintes pour des alliages ne contenant pas d'argent. Les inventeurs pensent que l'argent joue un rôle lors de la formation des phases durcissantes contenant du cuivre, formées pendant le vieillissement naturel ou artificiel et permet en particulier la formation de phases plus fines et une distribution plus homogène de ces phases. L'effet avantageux de Ag est observé pour une teneur de cet élément supérieure à 0,1 % en poids et préférentiellement supérieure à 0,2 % en poids. De façon à limiter le coût associé à l'ajout de Ag, il peut être avantageux de ne pas excéder 0,5% en poids ou même 0,4% en poids.The addition of Ag is an essential feature of the invention. The strength and toughness performances observed by the inventors are not usually achieved for alloys containing no silver. The inventors believe that silver plays a role in the formation of copper-containing hardening phases, formed during natural or artificial aging and in particular allows the formation of finer phases and a more homogeneous distribution of these phases. The advantageous effect of Ag is observed for a content of this element greater than 0.1% by weight and preferably greater than 0.2% by weight. In order to limit the cost associated with the addition of Ag, it may be advantageous not to exceed 0.5% by weight or even 0.4% by weight.
L'ajout de Mg améliore la résistance mécanique et diminue la densité. Une addition excessive de Mg aurait cependant un effet néfaste sur la ténacité. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, la teneur en Mg est limitée à 0,4% en poids. Les inventeurs pensent que l'ajout de Mg pourrait également avoir un rôle pendant la formation des phases contenant du cuivre.The addition of Mg improves the mechanical strength and decreases the density. An excessive addition of Mg, however, would have a detrimental effect on toughness. In an advantageous embodiment of the invention, the Mg content is limited to 0.4% by weight. The inventors believe that the addition of Mg could also have a role during the formation of copper-containing phases.
Le bain de métal liquide ayant une composition selon l'invention est ensuite coulé. La présente invention permet d'obtenir un produit laminé, extrudé et/ou forgé dont l'épaisseur est, d'une façon avantageuse, comprise entre 0,8 et 12 mm et de préférence entre 2 et 12 mm.The bath of liquid metal having a composition according to the invention is then cast. The present invention makes it possible to obtain a laminated, extruded and / or forged product whose thickness is, advantageously, between 0.8 and 12 mm and preferably between 2 and 12 mm.
Selon un mode de réalisation avantageux de la présente invention, un alliage ayant des quantités ajustées d'éléments d'alliage est coulé sous forme de plaque. La plaque est ensuite homogénéisée à 490 à 530 °C pendant 5 à 60 heures. Les inventeurs ont observé que les températures d'homogénéisation supérieures à 530 °C peuvent tendre à réduire la performance de ténacité dans certains cas.According to an advantageous embodiment of the present invention, an alloy having adjusted amounts of alloying elements is cast as a plate. The plate is then homogenized at 490-530 ° C for 5-60 hours. The inventors have observed that homogenization temperatures above 530 ° C can tend to reduce the tenacity performance in some cases.
Avant le laminage à chaud, les plaques sont chauffées à 490 à 530 °C pendant 5 à 30 h. Un laminage à chaud est réalisé pour obtenir une épaisseur comprise entre 4 et 12 mm. Pour une épaisseur d'approximativement 4 mm ou moins, une étape de laminage à froid peut être ajoutée, si nécessaire. La tôle obtenue a une épaisseur comprise de préférence entre 0,8 et 12 mm, et l'invention est plus avantageuse pour des tôles de 2 à 12 mm d'épaisseur et même 2 à 9 mm et encore plus avantageuse pour des tôles de 3 à 7 mm d'épaisseur. Les tôles sont ensuite mises en solution, par exemple par traitement thermique entre 490 et 530 °C pendant 15 min à 2 h, puis trempées avec de l'eau à température ambiante ou préférentiellement de l'eau froide.Before hot rolling, the plates are heated at 490 to 530 ° C for 5 to 30 hours. Hot rolling is carried out to obtain a thickness of between 4 and 12 mm. For a thickness of approximately 4 mm or less, a cold rolling step may be added, if necessary. The sheet obtained at a thickness preferably between 0.8 and 12 mm, and the invention is more advantageous for sheets of 2 to 12 mm thick and even 2 to 9 mm and even more advantageous for sheets of 3 to 7 mm thick. The sheets are then put in solution, for example by heat treatment between 490 and 530 ° C for 15 min to 2 h, and then quenched with water at room temperature or preferably cold water.
Le produit subit ensuite une traction contrôlée de 1 à 5 % et préférentiellement de 2,5 à 4 %. De tels niveaux d'écrouissage à froid peuvent également être obtenus par laminage à froid, planage, forgeage ou une combinaison de ces méthodes et de la traction contrôlée. De manière avantageuse, l'écrouissage à froid total après trempe est compris entre 2,5 et 4%. En particulier, quand une opération de planage est effectuée entre la trempe et la traction contrôlée et qu'aucune autre déformation à froid n'est réalisée, il peut être avantageux que la déformation par traction contrôlée soit comprise entre 1,7 et 3,5%. Les inventeurs ont observé que la ténacité tend à diminuer quand la déformation par traction contrôlée est supérieure à 5%. De plus, les résultats de Kahn test, en particulier Eg tend à diminuer pour des déformations permanentes supérieures à 5%. Il est de ce fait recommandé de ne pas dépasser une déformation permanente de 5%. Par ailleurs, si la traction est supérieure à 5 % on peut rencontrer des difficultés industrielles telles qu'une mise en oeuvre élevée ainsi que des difficultés de mise en forme, ce qui augmenterait le coût du produit.The product then undergoes a controlled pull of 1 to 5% and preferably 2.5 to 4%. Such cold hardening levels can also be achieved by cold rolling, planing, forging or a combination of these methods and controlled pulling. Advantageously, the total cold working after quenching is between 2.5 and 4%. In particular, when a leveling operation is carried out between the quenching and the controlled traction and no other cold deformation is performed, it may be advantageous for the controlled tensile deformation to be between 1.7 and 3.5. %. The inventors have observed that the tenacity tends to decrease when the controlled tensile deformation is greater than 5%. In addition, the results of Kahn test, in particular E g tends to decrease for permanent deformations greater than 5%. It is therefore recommended not to exceed a permanent deformation of 5%. Moreover, if the traction is greater than 5%, there may be industrial difficulties such as high implementation as well as that formatting difficulties, which would increase the cost of the product.
Un revenu est réalisé à une température comprise entre 140 et 170°C pendant 5 à 30 h, ce qui permet d'obtenir un état T8. Dans certains cas et en particulier pour les compositions préférée et plus préférée du tableau 1 le revenu est plus préférentiellement réalisé, entre 140 et 155°C pendant 10 à 30 h. Des températures de revenu basses favorisent généralement une haute ténacité. Dans un mode de réalisation de la présente invention, l'étape de revenu est divisée en deux étapes : une étape de pré-revenu antérieure à une opération de soudage, et un traitement thermique final d'un élément de structure soudé. Dans le cadre de la présente invention, un soudage par friction-malaxage est une technique de soudage préférée.An income is achieved at a temperature between 140 and 170 ° C for 5 to 30 hours, which provides a T8 state. In some cases, and in particular for the preferred and more preferred compositions of Table 1, the reaction is more preferably carried out between 140 and 155 ° C for 10 to 30 hours. Low tempering temperatures generally favor high toughness. In one embodiment of the present invention, the revenue step is divided into two steps: a pre-revenue step prior to a welding operation, and a final heat treatment of a welded structure member. In the context of the present invention, friction stir welding is a preferred welding technique.
Les tôles selon l'invention ont des propriétés avantageuses pour des microstructures recristallisées, non recristallisées ou mixtes (c'est à dire comprenant des zones recristallisées et des zones non recristallisées). Dans certains cas, les inventeurs ont observé qu'il pouvait être avantageux d'éviter les microstructures mixtes : pour les tôles dont l'épaisseur est comprise entre 4 et 12 mm, il peut être avantageux que la microstructure soit complètement non recristallisée.The sheets according to the invention have advantageous properties for recrystallized, non-recrystallized or mixed microstructures (that is to say comprising recrystallized zones and non-recrystallized zones). In some cases, the inventors have observed that it could be advantageous to avoid mixed microstructures: for sheets whose thickness is between 4 and 12 mm, it may be advantageous for the microstructure to be completely uncrystallized.
Les caractéristiques des tôles obtenues selon l'invention sont à l'état T8 :
- La limite d'élasticité conventionnelle Rp0,2 dans le sens L est de préférence d'au moins 440 MPa, préférentiellement d'au moins 450 MPa ou même d'au moins 460 MPa.
- La résistance à la rupture Rm dans le sens L est de préférence d'au moins 470 MPa préférentiellement d'au moins 480 MPa ou même d'au moins 490 MPa.
- Les propriétés de ténacité utilisant des éprouvettes CCT760 (avec 2ao = 253 mm) sont telles que :
- Kapp dans la direction T-L est de préférence d'au moins 110 MPa
- Kapp dans la direction L-T est d'au moins 150 MPa
- Keff dans la direction T-L est d'au moins 130 MPa
- Keff dans la direction L-T est d'au moins 170 MPa
- Δaeff(max), l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est de préférence d'au moins 30 mm et préférentiellement d'au moins 40 mm ;
- Δaeff(max), l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction L-T, est de préférence d'au moins 50 mm.
- Kapp dans la direction T-L est de préférence d'au moins 110 MPa
- The conventional yield strength R p0,2 in the direction L is preferably at least 440 MPa, preferably at least 450 MPa or even at least 460 MPa.
- The tensile strength Rm in the direction L is preferably at least 470 MPa, preferably at least 480 MPa or even at least 490 MPa.
- The tenacity properties using specimens CCT760 (with 2ao = 253 mm) are such that:
- K app in the direction TL is preferably at least 110 MPa
- K app in LT direction is at least 150 MPa
- K eff in the TL direction is at least 130 MPa
- K eff in the direction LT is at least 170 MPa
- Δa eff (max) , the crack extension of the last valid point of the curve R in the direction TL is preferably at least 30 mm and preferably at least 40 mm;
- Δa eff (max) , the crack extension of the last valid point of the curve R in the direction LT, is preferably at least 50 mm.
- K app in the direction TL is preferably at least 110 MPa
La mise en forme de la tôle de l'invention peut avantageusement être effectuée par emboutissage profond, étirage, fluotournage, roulage ou pliage, ces techniques étant connues de l'homme du métier.The forming of the sheet of the invention may advantageously be carried out by deep drawing, stretching, spinning, rolling or folding, these techniques being known to those skilled in the art.
Dans l'assemblage de pièces structurales, toutes les techniques connues et possibles de rivetage et de soudage appropriées pour des alliages en aluminium peuvent être utilisées, si souhaité. Ladite tôle peut être fixée à des raidisseurs ou des cadres, par exemple par rivetage ou soudage. Les inventeurs ont trouvé que si le soudage est choisi, il peut être préférable d'utiliser des techniques de soudage à basse température, qui aident à assurer que la zone affectée thermiquement soit aussi faible que possible. A cet égard, le soudage au laser et le soudage par friction-malaxage donnent souvent des résultas particulièrement satisfaisants. Dans le cadre de l'invention, le soudage par friction-malaxage est la méthode de soudage préférée. Les joints soudés de tôles selon l'invention obtenus avantageusement par soudage par friction-malaxage ont un coefficient d'efficacité du joint supérieur à 70% et de préférence supérieur à 75%. Ce résultat avantageux est obtenu que le revenu soit pratiqué avant ou après l'opération de soudage.In the assembly of structural parts, all known and possible techniques of riveting and Suitable welding for aluminum alloys can be used, if desired. Said sheet may be attached to stiffeners or frames, for example by riveting or welding. The inventors have found that if welding is chosen, it may be preferable to use low temperature welding techniques, which help to ensure that the thermally affected area is as small as possible. In this respect, laser welding and friction stir welding often give particularly satisfactory results. In the context of the invention, friction stir welding is the preferred welding method. The welded seams of sheets according to the invention advantageously obtained by friction stir welding have a coefficient of effectiveness of the seal greater than 70% and preferably greater than 75%. This advantageous result is obtained that the income is made before or after the welding operation.
Un élément de structure, formé d'au moins un produit selon l'invention, en particulier d'une tôle selon l'invention et de raidisseurs ou de cadres, ces raidisseurs ou cadres étant de préférence constitués de profilés extrudés, peut être utilisé en particulier pour la fabrication de panneaux de fuselage d'aéronefs de même que toute autre utilisation où les présentes propriétés pourraient être avantageuses.A structural element, formed of at least one product according to the invention, in particular a sheet according to the invention and stiffeners or frames, these stiffeners or frames being preferably made of extruded profiles, can be used in particular for the manufacture of aircraft fuselage panels as well as any other use where the present properties could be advantageous.
Selon l'invention, des éléments de structures, des raidisseurs, et/ou des panneaux de fuselage, peuvent être fabriqués à partir des produits laminés, extrudés, et/ou forgés obtenus. Les inventeurs ont trouvé que la tôle de l'invention a des propriétés mécaniques statiques particulièrement favorables et une haute ténacité. Pour des produits connus, les tôles à haute ténacité ont généralement de faibles limites d'élasticité et résistance à la rupture. Pour la tôle de l'invention, les propriétés mécaniques élevées favorisent une application industrielle pour des parties structurales d'aéronef, la limite d'élasticité et la résistance à la rupture de ladite tôle étant des caractéristiques qui sont directement prises en compte pour le calcul du dimensionnement structural. Des calculs d'éléments de structure et en particulier de panneaux de fuselage comprenant des tôles et/ou des raidisseurs selon l'invention ont montré une possibilité de réduction de poids par rapport à des éléments de structure de propriétés comparables ne comprenant que des tôles de l'art antérieur en alliage 2024, 2056, 2098, 7475 ou 6156. De telles réductions de poids sont en général de 1 à 10 % et, dans certains cas, des réductions de poids même supérieures peuvent être atteintes.According to the invention, structural members, stiffeners, and / or fuselage panels can be made from the rolled, extruded, and / or forged products obtained. The inventors have found that the sheet of the invention has mechanical properties Particularly favorable statics and high tenacity. For known products, the high-tenacity sheets generally have low yield strengths and breaking strength. For the sheet of the invention, the high mechanical properties favor an industrial application for aircraft structural parts, the elastic limit and the breaking strength of said sheet being characteristics which are directly taken into account for the calculation. structural dimensioning. Calculations of structural elements and in particular of fuselage panels comprising sheets and / or stiffeners according to the invention have shown a possibility of weight reduction with respect to structural elements of comparable properties comprising only metal sheets. prior art alloy 2024, 2056, 2098, 7475 or 6156. Such weight reductions are generally from 1 to 10% and in some cases even greater weight reductions can be achieved.
A titre d'exemple, dans une pièce de forme et dimensions données, la simple substitution de l'alliage 2024 par un alliage selon l'invention, sans redimensionner l'élément de structure en fonction de l'amélioration des caractéristiques mécaniques, peut permettre une réduction de poids de l'ordre de 3 à 3,5%.By way of example, in a part of given shape and dimensions, the simple substitution of the alloy 2024 with an alloy according to the invention, without resizing the structural element as a function of the improvement of the mechanical characteristics, may allow a weight reduction of the order of 3 to 3.5%.
Les caractéristiques mécaniques élevées des alliages selon l'invention permettent de développer des produits d'une dimension et forme plus légère encore ce qui permet d'atteindre ou même de dépasser une réduction de poids de 10%.The high mechanical properties of the alloys according to the invention make it possible to develop products of a lighter size and shape, which makes it possible to reach or even exceed a weight reduction of 10%.
La tôle de l'invention n'induit généralement aucun problème particulier pendant des opérations ultérieures de traitement de surface classiquement utilisées en construction aéronautique..The sheet of the invention does not generally induce any particular problem during subsequent surface treatment operations conventionally used in aircraft construction.
La résistance à la corrosion intergranulaire de la tôle de l'invention est généralement élevée ; à titre d'exemple, on ne détecte en général que des piqûres lorsque le métal est soumis à un essai de corrosion. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, la tôle de l'invention peut être utilisée sans placage.The resistance to intergranular corrosion of the sheet of the invention is generally high; for example, only pits are generally detected when the metal is subjected to a corrosion test. In a preferred embodiment of the invention, the sheet of the invention can be used without plating.
Ces aspects, ainsi que d'autres de l'invention sont expliqués plus en détail à l'aide de l'exemple illustratif et non limitant suivant.These and other aspects of the invention are explained in more detail with the aid of the following illustrative and nonlimiting example.
En relation avec la présente invention, plusieurs matériaux connus sont présentés à des fins de comparaison (références A à E). Ils comprennent, respectivement, les alliages 2024, 2056, 7475, 6156 et 2098. Les exemples de l'invention sont marqués F à I. La composition chimique des divers alliages testés est fournie dans le tableau 2.
La masse volumique des différents alliages testés est présentée dans le tableau 3. Les échantillons F à I présentent la plus faible masse volumique des différents matériaux testés.
Le procédé utilisé pour la fabrication des échantillons de référence A à D est le procédé industriel classique, ces échantillons de référence ont été plaqués. Les états métallurgiques finaux pour A, B, C et D étaient, respectivement, T3, T3, T76 et T6 selon la norme EN573. Le procédé utilisé pour fabriquer les échantillons E et F est présenté dans le tableau 4. Dans certains cas, une étape de planage a été effectuée entre la tempe et la traction contrôlée. A des fins de comparaison, les échantillons E n'ont pas été transformés avec leurs conditions les plus habituelles, qui comprennent une opération de traction contrôlée avec un allongement entre 5 et 10 %. L'échantillon E#3 a subit un traitement de recuit avant mise en solution à des fins d'amélioration de la ténacité. Le procédé particulier réalisé pour l'échantillon E#3, incluant une étape supplémentaire, ne serait pas favorable pour une application industrielle en raison de l'augmentation de coût liée à cette étape. Pour les autres échantillons réalisés avec l'alliage E, aucune étape de recuit n'a été réalisée.
Pour les références G, H, I et J, la sélection précise de composition autorise une dissolution complète tout en restant à une température de mise en solution significativement inférieure au solidus.For the references G, H, I and J, the precise composition selection allows a complete dissolution while remaining at a dissolution temperature significantly lower than the solidus.
Après revenu, on a coupé les échantillons aux dimensions souhaitées. Le tableau 5 fournit la référence des différents échantillons et de leurs dimensions.
Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rp0,2, la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 6.
Les propriétés mécaniques statiques des échantillons selon l'invention sont très élevées comparés à l'alliage classique de la gamme 2XXX tolérant aux dommages, et du même ordre de grandeur que l'échantillon 7475 T76 référencé C. La résistance mécanique des échantillons selon l'invention est légèrement inférieure à la résistance mécanique de l'alliage de référence E. Les inventeurs considèrent que la teneur en cuivre inférieure et la teneur en zirconium inférieure des échantillons selon l'invention influencent légèrement leur résistance mécanique.The static mechanical properties of the samples according to the invention are very high compared to the conventional alloy of the 2XXX range which is tolerant to damage, and of the same order of magnitude as the sample 7475 T76 referenced C. The mechanical strength of the samples according to the invention. The invention considers that the lower copper content and the lower zirconium content of the samples according to the invention have a slight influence on their mechanical strength.
Les courbes R de certains échantillons selon l'invention et des échantillons E de référence sont fournies sur les
Les résultats issus de la courbe R sont regroupés dans le tableau 8. L'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R est supérieure pour les échantillons de l'invention que pour les échantillons de référence. Ainsi, dans le sens T-L, tous les échantillons selon l'invention atteignent une extension de fissure d'au moins 30 mm et même d'au moins 40 mm tandis que l'extension maximale de fissure est inférieure à 40 mm pour les échantillons de référence. Les inventeurs considèrent que plusieurs raisons peuvent être proposées pour expliquer cette performance, comme la plus faible teneur en Cu, et/ou la plus faible teneur en Zr.
Les
La résistance à la corrosion intergranulaire a été testée selon la norme ASTM G110. Pour tous les échantillons selon l'invention, on n'a détecté aucune corrosion intergranulaire. Aucune corrosion intergranulaire n'a non plus été détectée sur les échantillons en alliage 2098 de référence (E#1 à E#4). Pour l'échantillon B (pour lequel on avait enlevé le placage), on a observé une corrosion intergranulaire avec une profondeur moyenne de 120 µm et pour l'échantillon D (pour lequel on avait enlevé le placage), on a observé une corrosion intergranulaire avec une profondeur moyenne de 180 µm. La résistance à la corrosion intergranulaire était ainsi très élevée pour les échantillons selon l'invention.The intergranular corrosion resistance was tested according to ASTM G110. For all the samples according to the invention, no intergranular corrosion was detected. No intergranular corrosion was either detected on the 2098 alloy reference samples (
Dans cet exemple, l'influence du taux de déformation par traction a été étudié sur des échantillons à l'échelle du laboratoire. Six échantillons provenant de la coulée H et transformés en tôles d'épaisseur 5 mm selon les conditions décrites dans le tableau 4 ont été déformés par traction contrôlée avec un taux de déformation permanente compris entre 1 et 6% puis ont subi un revenu de 18h à 155 °C. Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rp0,2, la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 9.
Les caractéristiques mécaniques statiques augmentent avec le taux de déformation permanente lors de la traction contrôlée. L'essentiel de l'augmentation est atteint pour un taux de déformation permanente de 3%. Ainsi, l'augmentation de Rm(L) est de 7% pour une augmentation du taux de déformation permanente de 1 à 3% tandis qu'elle est seulement de 3% pour une augmentation de 4 à 6%. La ténacité a été évaluée par la méthode dite du Kahn test, les résultats sont donnés dans le Tableau 10.
La relation entre l'énergie globale à rupture Eg et la ténacité est directe bien que les valeurs de Eg ne puissent pas être utilisées pour prédire les résultats de la courbe R d'échantillons larges en raison des géométries différentes des tests. On peut remarquer que Eg diminue lentement jusqu'à une déformation permanente de 5% et diminue de façon plus brutale pour une déformation permanente de 6%.The relationship between the fracture overall energy E g and the toughness is direct although the values of E g can not be used to predict the results of the R curve of large samples because of the different geometries of the tests. It can be noted that E g slowly decreases to a permanent deformation of 5% and decreases more abruptly for a permanent deformation of 6%.
Dans cet exemple, l'influence du taux de déformation permanente obtenu par traction contrôlée a été étudiée sur des échantillons industriels. Deux échantillons issus de la coulée J et transformés en tôles d'épaisseur 5 mm selon les conditions indiquées dans le Tableau 4 ont été planés et ont subit une traction contrôlée avec un taux de déformation permanente de 1,8% et 3,4%. Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rp0,2, la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 11.
Les courbes R obtenues pour les deux échantillons dans la direction T-L sont présentées sur la
Dans cet exemple, la résistance mécanique de joints soudés entre des tôles de l'invention ou entre des tôles de référence a été évaluée. Des tôles d'épaisseur 3,2 mm provenant des coulées D (6156), E et I ont été soudées par soudage par friction-malaxage. Le soudage a été effectué sur une machine MTS ISTIR®. Les paramètres de soudage ont été choisis sur la base d'essais effectués lors d'une étude préliminaire. La sélection des paramètres a été effectuée en fonction des résultats d'observations microstructurales et de tests de pliage. Pour les tôles provenant des coulées E et I, les assemblages ont été effectués avec une vitesse de rotation de l'outil de 800 tpm (tours par minute) et une vitesse de soudage de 300 mm/min. Pour des tôles provenant de la coulée D, les assemblages ont été effectués avec une vitesse de rotation de l'outil de 510 tpm (tours par minute) et une vitesse de soudage de 900 mm/min.In this example, the mechanical strength of welded joints between sheets of the invention or between reference sheets has been evaluated. 3.2 mm thick sheets from D (6156), E and I were soldered by friction stir welding. The welding was done on an MTS ISTIR ® machine. The welding parameters were chosen on the basis of tests carried out during a preliminary study. Parameter selection was performed based on the results of microstructural observations and folding tests. For the sheets from the flows E and I, the assemblies were made with a rotational speed of the tool of 800 rpm (revolutions per minute) and a welding speed of 300 mm / min. For sheets coming from casting D, the assemblies were made with a rotation speed of the tool of 510 rpm (revolutions per minute) and a welding speed of 900 mm / min.
Le revenu a été effectué soit avant soit après l'assemblage par soudage par friction-malaxage. Les résultats sont donnés dans le tableau 13. La performance des joints soudés obtenus avec les tôles selon l'invention a été particulièrement satisfaisante pour deux aspects. Premièrement, le coefficient d'efficacité du joint, qui est le rapport entre la résistance à la rupture du joint soudé et celle de la tôle non soudée, est supérieur à 70% et même supérieur à 75% pour les tôles de l'invention. Ce coefficient atteint même 80% dans certains cas. Ce résultat est meilleur que celui obtenu avec des tôles provenant de la coulée E. Deuxièmement, les résultats sont peu influencés par la position de l'étape de revenu (avant ou après soudage), ce qui permet un procédé flexible. Au contraire, pour les tôles obtenues à partir de la coulée D(6156), on observe une influence importante de la position de l'étape de revenu.
Dans cet exemple l'influence de la teneur en Zr et Mn sur les caractéristiques mécaniques statiques et la ténacité a été évaluée.In this example, the influence of Zr and Mn content on static mechanical characteristics and toughness was evaluated.
Deux alliages ont été coulés et transformés en tôles d'épaisseur 6 mm selon les conditions indiquées pour les échantillons G, H et I du tableau 4. Les compositions de ces alliages sont données dans le tableau 14.
Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rp0,2, la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 15 et les résultats des essais de ténacité dans le tableau 16.
Les échantillons L et M atteignent les caractéristiques mécaniques selon l'invention à l'état T8. Par ailleurs, les performances en résistance mécanique statique et en ténacité sont plus faibles pour l'échantillon L, qui contient du Mn et une faible teneur en Zr, que pour les autres exemples selon l'invention. Les inventeurs pensent que la plus faible performance de l'échantillon L est liée à une microstructure moins favorable caractérisée en particulier par la présence de zones recristallisées et de zones non recristallisées (microstructure mixte).Samples L and M reach the mechanical characteristics according to the invention in the T8 state. Furthermore, the static strength and toughness performances are lower for the sample L, which contains Mn and a low Zr content, than for the other examples according to the invention. The inventors believe that the lower performance of the sample L is related to a less favorable microstructure characterized in particular by the presence of recrystallized zones and non-recrystallized zones (mixed microstructure).
Claims (12)
le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables,
avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que
the rest being aluminum and unavoidable impurities,
with the additional condition that the quantity of Cu and Li is such that
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