FR2841264A1 - PROCEDE DE PREPARATION D'UN ALLIAGE AI-Zn-Mg-Cu A HAUTE RESISTANCE - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un procédé de préparation d'un alliage Al-Zn-Mg-Cu à haute résistance, qui présente une résistance améliorée à la rupture en traction et une grande tolérance aux dommages, comprenant les étapes de moulage d'un lingot présentant la composition suivante (en pourcentage en poids) Zn 5, 5 - 9, 5, Cu 1, 5 - 3, 5, Mg 1, 5-3, 5, Mn < 0, 25, Zr < 0, 25, Cr < 0, 10, Fe < 0, 25, Si < 0, 25, Ti < 0, 10, Hf et/ ou V < 0, 25, d'autres éléments présents chacun en une proportion de moins de 0, 05 % et au total en une proportion de moins 0, 15 %, le complément étant de l'aluminium, d'homogénéisation et/ ou préchauffage du lingot après moulage, de travail à chaud et éventuellement travail à froid pour obtenir un produit travaillé de plus de 50 mm d'épaisseur, de traitement thermique de mise en solution, trempe du produit du traitement thermique de mise en solution, et vieillissement artificiel du produit travaillé et traité thermiquement, l'étape de vieillissement artificiel comprenant un premier traitement thermique à une température de 105 à 135°C pendant plus de deux heures à moins de 8 heures et un second traitement thermique à une température de plus de 135°C mais inférieure à 170°C pendant plus de 5 heures à moins de 15 heures. L'invention concerne un produit soudable en plaque préparé d'un tel alliage Al-ZnMg-Cu ayant une épaisseur de plus de 50 mm et une pièce de structure d'avion préparée d'un tel alliage.
Description
jusqu'a 15 mm.
PROCEDE DE PREPARATION D'UN ALLIAGE AL-ZN-MG-CU A HAUTE
RESISTANCE
La presente invention concerne un procede de preparation d'un alliage AlZn-Mg-Cu a haute resistance, qui presente une resistance amelioree a la corrosion, tout en conservant une grande tolerance aux dommages. L' invention concerne aussi une plaque en alliage Al-Zn-Mg Cu a haute resistance, prepare selon ['invention, ayant une epaisseur de plus de 50 mm, et un element de structure d'avion, en un tel alliage. Plus specifi quement, la presente invention concerne un alliage Al -Zn-Mg- Cu a haute resistance, de la serie-7000 de la nomenclature internationale de l'Aluminium Association pour des applications aeronautiques structurelles. Encore plus specifiquement, la presente invention concerne un produit epais en alliage d'aluminium, presentant des combinaisons ameliorees de resistance, tenacite et resistance a la corrosion, et en particulier un bon equilibre entre resistance mecanique et resistance a la corrosion. L'utilisation d'alliages d'aluminium traitable a la chaleur est connue dans le metier, pour un grand nombre d'utilisations necessitant une resistance relativement importante, une grande tenacite et une forte resistance a la corrosion, comme les fuselages d'avions, les pieces de vehicules et autres utilisations. Les alliages d'aluminium AA7050 et AA7 150 ont une resistance considerable dans les etats de traitement thermique de type T6, voir par exemple US-6,3 15,842. De plus, les produits en al l iage AA7x75 durci par precipitation ont de s valeurs de resistance elevees dans les etats T6. On salt que l'etat de traitement thermique T6 ameliore la resistance de l'alliage, les produits en alliages, mentionnes precedemment, AA7050, AA7x50 et AA7x75, qui contiennent d'importantes quantites en zinc, cuivre et magnesium etant connus pour leurs rapports resistance-poids eleves et done, vent utilises en particulier dans ['aviation. Cependant, ces utilisations donnent lieu a des expositions a une grande diversite de conditions climatiques, ce qui necessite une matrise soigneuse des conditions d' operation et de vieillissement afin d'obtenir une resistance mecanique et une resistance a la corrosion adequates, y compris la corrosion sous contrainte et a la desquamation. Afin d'ameliorer la resistance a la corro-sion sous contrainte et a la desquamation, ainsi que la tenacite a la rupture, ces alliages de la serie-7000 peuvent etre vieillis artificiellement. Lorsqutils vent vieillis artificiellement aux etats de type T79, T76, T74 ou T73, leur resistance a la corrosion sous contrainte et a la desquamation et leur tenacite a la rupture vent ameliorees dans l'ordre cite (T73 etant le meilleur et T79 etant proche de T6), mais aux depens de la resistance, par comparaison avec l' etat T6. Un etat de traitement thermiq-ue--acceptable est celui de type T74, qui est un etat de vieillissement limite, entre T73 et T76, de fac,on a obtenir un niveau acceptable de resistance a la traction, de resistance a la corrosion sous contrainte et a la desquamation et de tenacite a la rupture. Un tel etat T74 est obtenu en faisant vieillir le produit en alliage d'aluminium a des temperatures de 121 C pendant 6 a
24 heures et 171 C pendant environ 14 heures.
Selon les criteres de concept pour une piece particuliere d'un avion, une amelioration, meme minime, en resistance, tenacite ou resistance a la corrosion, a pour resultat des economies de poids, ce qui se traduit par une economic en essence pendant la duree de vie de l'avion. Afin de repondre a ces demandes, plusieurs alliages de serie
AA7000 ont ete developpes.
Le brevet americain n 4 954 188 decrit un procede de preparation d' un alliage d' aluminium de grande resistance, caracterise par une resistance amelioree a la desquamation, dans lequel procede on utilise un alliage constitue des elements d'alliage suivants, en o en poids: Zn: 5,9-8,2 Cu: 1,5-3,0 Mg: 1,5-4,0 Cr: <0, 04, et d'autres elements, comme du zirconium, du magnesium, du fer, du silicium, et du titane, representant au total moins de 0,5%, le complement etant en aluminium, on travaille l'alliage pour en faire un produit de forme predeterminee, on soumet le produit fa,conne a un traitement thermique de mise en solution, on le trempe, et on fait vieillir le produit traite thermiquement et trempe a une temperature de 132 C a 140 C pendant 6 a heures. Dans cet alliage, on obtient les proprietes desirees de grande resistance, grande tenacite et grande resistance a la corrosion, en abaissant
la temperature de vieillissement plutot quten ltelevant, comme enseigne -
precedemment dans les brevets americains n 3 881 966 ou n 3 794 531.
Il a ete rapporte que les alliages d'aluminium durcis par precipitation, connus, AA7075 et autres al l i ages de seri e AA7 000, dans l'etat de traitement thermique T6, n'ont pas une resistance a la corrosion suffisante dans certaines conditions. Les etats de type T7, qui ameliorent la resistance de ces alliages a la corrosion fissurante sous tension, font cependant diminuer la resistance de facon considerable par rapport a l'etat T6. Le brevet americain n 4 863 528 decrit un procede pour la production d'un produit ameliore en alliage d'aluminium, le procede comprenant le fait de prendre un alliage constitue essentiellement de, en % en poids: Zn: 6-16 Cu: 1-3 Mg: 1,5-4,5
et d'un ou plusieurs autres elements choisis parmi Zr, Cr. Mn, Ti, V, et Hf.
le total desdits elements ne depassant pas 1,0 % en poids, le complement etant en aluminium, et des impuretes accidentelles. Apres la coulee, l' alliage d' aluminium est soumis a un traitement thermique de mise en solution, durci par precipitation pour augmenter sa resistance jusqut a un niveau depassant celui atteint apres le traitement thermique de mise en solution, d'environ 30 % de la difference entre la resistance atteinte apres le traitement thermique de--mise en solution et la resistance maximale, et ensuite soumis a un traitement a une ou des temperatures suffisantes pour ameliorer ses proprietes de resistance a la corrosion. Ensuite, l'alliage est une fois de plus durci par precipitation pour augmenter sa limite d'elasticite et produire un alliage resistant a la corrosion. Les temperatures de vieillissement mentionnees dans le brevet vent comprises entre 170 C et 260 C et maintenues pendant 0,2- minute a 3 heures. Cette etape de vieillissement artificiel- - es-t- ainsi precedee et suivie d'une etape de
durcissement par precipitation, connu sous le nom de vieillissement T77.
Les valeurs de resistance a la traction obtenues varient entre 460MPa et
486 MPa et la limite d'elasticite entre 400MPa et 434 MPa.
Le brevet americain n 5 035 754 decrit une methode de traitement thermique pour un alliage d'aluminium de grande resistance, comprenant les etapes de traitement thermique de mise en solution d'un alliage d'aluminium constitue essentiellement de, en % en poids: Zn: 3-9 Cu: 1-3 Mg: 1-6 au moins un element choisi parmi: Cr: 0, 1 -0,5 Zr: 0, 1 -0,5 Mn: 0,2-1,0 le complement etant en aluminium, de chauffage de l'alliage a une temperature comprise dans une zone de temperatures inferieures de 100 C a 140 C, de maintien eventuel de l'alliage a une temperature- comprise dans la zone de temperatures inferieures pour un certain temps, de re chauffage de 1'alliage a une temperature comprise dans une zone de temperatures superieures, de 160 C a 200 C, de maintien eventuel de I'alliage a une temperature comprise dans la zone de temperatures superieures pour un deuxieme laps de temps et, le fait de repeter les etapes mentionnees ci-dessus au moins deux foist Dans un tel alliage, les proprietes des alliages en aluminium AA7075 et AA7050 vent ameliorees, puisqu'on obtient en obtenant une bonne resistance a la corrosion et une caracteristique de grande resistance. Des echantillons presentent une resistance a la traction de 57 a 62 kgf/mm2 et des notes d'evaluation en desquamation de P et EA. La valeur seuil de contrainte du test SCC etait de
plus de 50 kgf/mm2.
EP-0377779 decrit un procede de preparation-d'un alliage pour des utilisations en tole ou en plaque mince dans le domaine de l'aerospatial, comme les elements de revetement superieur d'ailes presentant une grande tenacite et de bonnes proprietes de corrosion, qui comprend les etapes de travail d'un corps constitue de, en % en poids: Zn: 7,6-8,4 Cu: 2,2-2,6 Mg: 1,8-2,1 et d'un ou plusieurs elements choisis parmi: Zr: 0,5-0,2 Mn: 0,05-0,4
V: 0,03-0,2
Hf: 0,03-0,5 le total desdits elements ne depassant pas 0,6% en poids, le complement etant en aluminium et des impuretes accidentelles, de traitement thermique de mise en solution et de refroidissement audit produit, et de vieillissement artificial du produit, soit par chauffage du produit trots fois de suite a une ou plusieurs temperatures entre 79 C et 163 C, soit par chauffage d'un tel produit d'abord a une ou plusieurs temperatures entre 79 C et 141 C pendant deux heures ou plus, puis par chauffage du produit a une ou plusieurs temperatures entre 148 C et 174 C. Ces produits ont une resistance amelioree a la desquamation et a la corrosion, notee << EB >> ou meilleure, et une limite d'elasticite superieure d'environ 15o a celle de piec-es homologues de taille comparable en AA7x50 dans ltetat T76. Ils ont toujours au moins environ 5 % de resistance en plus par rapport a leurs
homologues de taille comparable en AA7x50-T77.
Le brevet americain n 5 312 498 decrit un autre procede de preparation d'un alliage a base d'aluminium, ayant une resistance a la desquamation et une tenacite a la rupture ameliorees, avec des quantites en zinc, cuivre et magnesium equilibrees de sorte qut il n'y a pas d' exces de cuivr-e et de magnesium. Ce procede de preparation de produits en alliage a base d'aluminium utilise un procede de vieillissement en une ou deux etapes, conjointement avec un equilibrage stoichiometrique en cuivre, magnesium et zinc. On decrit une sequence de vieillissement en deux etapes dans laquelle on fait d'abord vieillir l'alliage a environ 121 C pendant environ 9 heures, operation suivie par une deuxieme etape de vieillissement a environ 157 C pendant 10 a 16 heures, puis d'un refroidissement a ['air. Une telle methode de vicillissement est utilisee pour la fabrication de produits en plaque mince ou en tole, qui vent utilises
pour le revetement inferieur des ailes ou revetement de fuselage.
Il y a cependant une demande dans le domaine de l'aeronautique pour les alliages de grande resistance de serie AA7000, en piece d'une epaisseur de section de plus de 50 mm, par exemple longerons ou barres d'aile et le revetement superieur des ailes, presentant les proprietes mecaniques specifiques mentionnees ci-dessus, comme une grande resistance, une grande tenacite et de bonnes proprietes de corrosion, comme la resistance a la corrosion sous contrainte ou la resistance a la corrosion exfoliante. Ces pieces, comme les longerons d'ailes pour avions, vent generalement manufacturees a partir du produit en plaque par des operations d'usinage, les caracteristiques du materiau etant une limite d'elasticite en compression dans la direction L a S/4 d' au moins 475 MPa, une resistance a la rupture en traction d'au moins 510 MPa et une
allongement ST (short transverse) a S/2 d' au moins 3,0 %.
EP-1158068A1 decrit un alliage d'aluminium traitable a la chaleur pour la preparation de produits ayant une epaisseur de plus de 12 mm, l'alliage etant un alliage Al-Zn-Cu-Mg, presentant la composition suivante, en o en poids: Zn: 4-10
Cu: 1-3,5 -
Mg: 1-4 Cr: <03 Zr: <0, 3 Si: <0,3 Fe: <0, 3 autres elements <0, 05 chacun et <0,15 au total, le complement etant en aluminium. On divulgue avoir trouve que pour des produits epais, dotes d'une microstructure seulement legerement recristallisee, une grande taille de grain a ltetat brut de coulee a pu mener a une microstructure specifique du produit transforme et traite thermiquement, ce qui a un effet benefique sur la tenacite sans reduction de la resistance ou d'autres proprietes. II est done decrit de couler I'alliage sous forme de [ingot de laminage, de forgeage ou d'extrusion, de fa,con a ce que la taille de grain a l'etat brut de
coulee soit maintenue entre 300 et 800 1lm.
L'objet de la presente invention est done de fournir un procede ameliore de preparation d'un alliage de grande resistance Al-Zn-Cu-Mg, 1 1 pour des produits en plaque mince, presentant une resistance amelioree a la propagation de fissures de fatigue et une grande tolerance aux dommages, qui a les proprietes precedemment mentionnees, a savoir, une limite d'elasticite en compression (dans la direction L a S/4) d' au moins 475 MPa, une resistance a la rupture en traction d'au moins 510 MPa et une
allongement ST a S/2 d' au moins 3,0 %.
Un autre objet de ['invention est d'obtenir un alliage d'aluminium de la serie AA7000, qui est resistant dans les etats de traitement thermique de type T6 et tenace et a des proprietes de resistance
a la corrosion dans les etats de type T73.
Un autre objet de la presente invention est d'obtenir un alliage en plaque epaisse, qui peut etre utilise pour produire des pieces de structure d'avion, telle que des longerons, avec des valeurs de resistance elevees et
de bonnes proprietes de resistance a la corrosion.
Selon ['invention, on decrit un procede pour produire un alliage Al-Zn-CuMg de forte resistance, presentant une resistance amelioree a la propagation de rupture de fatigue et une grande tolerance aux dommages, comprenant les etapes suivantes: a) moulage d'un [ingot presentant la composition suivante (en pourcentage en poids): Zn: 5,5 - 9,5 Cu: 1,5 - 3, 5 Mg: 1,5 - 3,5 Mn: < 0,25 Zr: < 0,25, de preference O,06 - 0,16 Cr: < 0, 10 Fe: < 0,25, de preference < 0,15 Si: < 0,25, de preference < 0,10 Ti: < 0,10 Hf et/ou V < 0,25, et d'autres elements presents chacun en une proportion de moins de 0,05 % et au total une proportion de moins de 0,15 %, le complement etant de l'aluminium, b) homogeneisation et/ou prechauffage du [ingot apres moulage c) travail a chaud, de preference par laminage, et eventuellement travail a froid, de preference par laminage, pour obtenir un produit travaille de plus de 50 mm d'epaisseur, d) traitement thermique de mise en solution - e) trempe du produit du traitement thermique de mise en solution, vieillissement artificial du produit travaille et traite thermiquement, ltetape de vieillissement artificial comprenant un premier traitement thermique a une temperature de 105 a 135 C pendant plus de deux heures a moins de 8 heures et un second traitement thermique a une temperature superieure a C, mais inferieure a 170 C, pendant plus de 5 heures a moins de 15 heures, pour obtenir un produit presentant une limite d'elasticite en compre-ssion. dans la direction L a S/4 d'au moins 475 MPa, une resistan-ce a la rupture en traction d'au moins 510 MPa et une allongement ST a S/2
d'au moins 3,0 %.
La combinaison chimique et ['operation de vieillissement mentionnees cidessus permettent d'obtenir des valeurs elevees de resistance, une tres bonne resistance a la desquamation et une grande resistance a la corrosion sous contrainte pour des produits en plaque epaisse, presentant une epaisseur de plus de 50 mm. En particulier, ['operation de vieillissement en deux etapes de la presente invention consiste en un premier traitement thermique durant 2 a 5 heures, a des temperatures de 115 C a 125 C, de preference durant environ 4 heures a C, et un second traitement thermique durant 5 a 15 heures, a des temperatures de 155 C a 169 C, de preference durant environ 13 heures a
des temperatures de 161 C a 167 C.
Il est immediatement evident pour lthomme du metier que, dans le procede selon ['invention, apres la trempe du produit ayant subi traitement thermique de mise en solution et avant ['operation de vieillissement artificial, le produit peut etre eventuellement etire, comprime ou travaille a froid afin de reduire les contraintes, comme on le
salt bien dans le metier.
Les teneurs preferees (en % en poids) en magnesium vent comprises entre 1, 5 et 2,5, de preference entre 1,6 et 2,3, et mieux encore entre 1,90 et 2, 10. Les teneurs preferees (en % en poids) en cuivre vent comprises entre 1,5 et 2,5, de preference entre 1,6 et 2,3, et mieux encore entre 1,85 et 2,10. Les teneurs preferees (en o en poids) en zinc vent comprises entre 5,9 et 6,2, de preference entre 6,8 et 7,1, et mieux encore
entre 7,8 et 8,1.
Le cuivre et le magnesium vent des elements importants pour augmenter, entre autres, la resistance de l'alliage. La teneur preferee en cuivre et en magnesium est super-ieure--a 1,6 % en poids et inferieure a 2,3 % en poids, car des quantites trop petites de magnesium et de cuivre ont pour resultat une diminution de la resistance, tandis que des quantites trop grandes de magnesium et de cuivre entranent une faible tenue a la corrosion et des problemes de soudabilite du produit en alliage. Afin d'obtenir un compromis entre la resistance, la tenacite et tenue a la corrosion, les quantites de cuivre et de magnesium (en o en poids) se trouvent chacune entre 1,6 et 2,3, avec les intervalles de valeur preferes plus restraints cites ci-dessus, et lton trouve que ces valeurs donnent un bon equilibrage pour les produits epais en alliage. Si l' on choisit des quantites de cuivre et de magnesium trop elevees, les proprietes liees a la tenacite, a la corrosion sous contrainte et a l'allongement vont diminuer, en
particulier pour les produits plus epais.
De plus, on a constate qu'il est important qutil y ait un equilibre du cuivre et du magnesium par rapport au zinc, et en particulier du magnesium par rapport au zinc. Selon la quantite de zinc, la quantite de magnesium (en % en poids) est de preference comprise entre 2,4 - 0,1 [Zn] et 1,5 + 0,1 [Zn]. Cela signifie que la quantite de magnesium depend de la quantite de zinc choisie. Pour une quantite d'environ 6 % en poids de Zn, la quantite (en % en poids) de magnesium est comprise entre 1,8 et 2, 1; quand la quantite de zinc est d' environ 7 %, la quantite de magnesium est comprise entre 1,7 et 2,2; et si la quantite de Zn est d'environ 8 %, la
quantite de magnesium est comprise entre 1,6 et 2,3.
Avec le procede selon la presente invention et l'equilibre choisi pour le cuivre, le magnesium et le zinc, il est possible d'obtenir apres moulage un [ingot homogeneise et/ou prechauffe, qui est travaille a chaud et le cas echeant travaille a froid pour donner un produit travaille, de preference epais de plus de 60 mm et mieux encore, de 110 a 160 mm, et meme de jusquta 220 mm, presentant une tenue a la corrosion amelioree, au moins aussi bonne que celle obtenue avec le procede de vieillissement T77, --- mais moins complique a obtenir que selon que le procede dit de
vieillissement en trots etapes T77.
L'alliage de la presente invention est choisi de preference dans ['ensemble forme par AA7010, AA7xSO, AA7040, AA7020, AA7x75, AA7X50, AA7349 ou AA7xS5 ou AA7x85, de preference AA7055,
AA7085.
Selon ['invention, on divulgue un produit en plaque en alliage d'aluminium-zinc-cuivre-magnesium a haute resistance, prepare selon un procede tel celui que decrit ci-dessus, la plaque ayant une epaisseur de plus de 50 mm, de preference de 100 a 220 mm. Un tel produit en plaque est. de preference, une piece d'avion, telle que barre ou longeron d'aile. Mieux encore, le produit en plaque selon la presente invention est un revetement
superieur d'ailes d'avion.
EXEMPLES
Les caracteristiques et avantages des alliages de ['invention presentes plus haut, ainsi que d'autres, vont devenir plus-clairs a la lecture
des descriptions detaillee suivante des modes preferes de realisation.
On a moule a l'echelle industrielle, 7 alliages d'aluminium differents en [ingots presentant les compositions chimiques suivantes
indiquees dans le Tableau 1.
Tableau 1. Compositions chimiques d'alliages en plaque epaisse, en % en poids, le complement etant constitue par de l'aluminium et des impuretes inevitables, Fe = 0,08 et Si = 0,04, et Zr = 0,10, Mn = 0,02 pour
les alliages 1 a 5, et avec Mn = 0,0B pour les alliages 6 et 7.
Alliage Element d'alliage - Cu Mg Zn Zr
1 2,16 2,04 6,18 0,11
2 2,10 2,00 6,10 0,10
3 2,14 2,04 6,12 0,10
4 1,91 2,13 6,86 0,11
2,20 -:,30- - 6,90- 0,10
6 2,23 2,50 7,80 0,10
7 1,82 2,18 8,04 0,10
Des [ingots 'pleine echelle' ont ete obtenus par sciage a partir de tranches de [ingot, homogeneises pendant 12 heures a 470 C et pendant 24 heures a 475 C, prechauffes pendant 5 heures a 410 C et famines a chaud jusquta diverse epaisseurs indiquees dans le tableau 2. Les plaques ont subi ensuite un traitement thermique de mise en solution pendant 4 heures a 475 C puis une trempe et un procede de vieillissement a deux etapes, d'abord
pendant 4 heures a 120 C et ensuite pendant 13 heures a 165 C.
Les alliages mentionnes dans le Tableau 1 ont ete examines, pour
les differentes epaisseurs de plaque, indiques dans le Tableau 2.
s Tableau 2. Proprietes de resistance, d'allongement et de desquamation pour des plaques de differentes epaisseurs en alliages du Tableau 1 (S/2 = mi-epaisseur; S/4 = quart d'epaisseur); test EXCO a S/10 selon ASTM
G34, echantillons indiques pour classification EA-ED.
Epaisseur Alliage Rp-L Rm-L A-(ST) EXCO de plaque (MPa) (MPa) (%) (mm) S/4 Sl4 S/2
63,5 553 590 6 EC
503 553 EA
152 3 495 --:- 5-37 5 EA
152 3 * 480 528 EA
63,5 570 604 EA
515 550 EA
6 510 565 2 EA
152 7 476 529 3 EA
* vieilli a 120 C pendant 5 heures et ensuite a 165 C pendant 15 heures D'apres le tableau 2, les alliages du tableau 1 ont une bonne limite d'elasticite en compression (<< Rp >>) dans la direction L, de plus de 476 MPa, pour la plupart de plus de 500 MPa, tandis que la resistance a la rupture en traction (<< Rm >>) dans la direction L est superieure a 529 MPa pour tous les alliages et epaisseurs; un exemple a m8me une valeur superieure a 600 MPa pour 63,5 mm. L'allongement ST, en position S/2, pour tous les alliages excepte deux, est de 3 % ou plus, allant meme
jusqu'a 6%.
Les proprietes de desquamation vent EA et EC. Les tests de desquamation ont ete fan's selon ASTM G34 en position S/10. Les proprietes de desquamation vent similaires pour des etapes de similaires comme le montre le tableau 3, mais se degradent etonnamment si le premier traitement thermique plus long et le second traitement thermique est plus court. Tableau 3. Proprietes de desquamation (<< EXCO >>) d'alliages choisis du tableau 1, selon ASTM G34 (<< - >> signifie << non-mesure >>) Alliage Epaisseur 6h/120 C + Sh/120 C + 4h/120 C + 6h/155 C 12h/155 C 13h/165 C
63,5 EC EC -
3 110 EA EA
63,5 EC
EC EA EA
ED EA EA
63,5 EC EA
L'alliage 4 a ete teste avec une epaisseur de plaque de 110 mm. Les
resultats de tenacite et d'allongement vent montres dans le tableau 4.
Tableau 4. Proprietes de tenacite et d'allongement d'alliages choisis du tableau 1, toutes les plaques ont 110 mm d'epaisseur, et vent vieillies selon le procede a deux etapes, premier traitement thermique a 120 C pendant 4 heures, second traitement thermique a 165 C pendant 13 heures, alliage 5 avec une quantite de cuivre de 2,25 %, Kc mesure sur des echantillons conformes a la norme ASTM E399-90 C(T), epaisseur de 38,1 mm (1,5")
pour SL, les echantillons SL vent pris a mi-epaisseur (S/2).
Alliage Rp Kc
(S/2, ST) (S/2, ST) (S/2, SL)
1 465 5 26,9
3 461 5 26,8
4 465 5 27,1
453 2 24,1
6 472 1 19,5
7 482 3 26,4
Tou s les al l iag es menti onnes ci-dessus ont une note de de squamation de
EA, pour l'epaisseur de plaque de 110 mm choisie.
Enfin, les proprietes de corrosion sous contrainte (<< SCC >>)ont ete etudiees. En premier lieu, les alliages 1 et 4 ont ete testes avec une epaisseur de 152 mm. Deux procedes de vieillissement differents ont ete choisis selon le tableau 5. Le niveau de charge etait de 172 MPa. La direction du test est S-L. Des echantillons ont ete pris en position S/2. Le tableau 5 montre le nombre de jours avant qutune rupture ait lieu. On a mis fin au test apres 30 jours. << NF >> signifie qutil n'y a pas de rupture au bout de 30 jours, << 30 >> signifie une rupture apres 30 jours. Au total, au moins trots echantillons vent testes par variante. Le test a ete execute selon la
norme ASTM G47.
Tableau 5. Proprietes SCC pour une epaisseur de 152 mm pour deux alliages. Alliage Sh/120 C + 12h/165 C 4h/120 C + l5h/165 C
1 NF, NF, NF NF, NF, NF
, NF, NF NF, NF, NF
Enfin, on a teste les proprietes de corrosion sous contrainte de 5 autres alliages en utilisant des plaques epaisses de 125 mm. Des echantillons ont ete preleves dans la direction S-L a un niveau de charge de MPa. Le tableau 6 montre la composition chimique et les resultats de
ces alliages pour ce qui est de leurs proprietes de corrosion sous contrainte.
Tableau 6. Proprietes SCC des specimens S-L, ayant une epaisseur de 125
mm, Fe = 0,08, Si = O,04, etZr = 0,10.
Alliage Cu Mg Zn 4h/120 C + 13h/165 C
A 1,7 1,8 7,4 NF, NF, NF
B 2,3 1,8 7,5 NF, NF, NF
2,25 2,5 7,65 15, NF, NF
1,8 2,45 8,0 15, 20, NF
E 2,3 2,4 8,1 20, 25, NF
Comme on le peut constater a partir du tableau 6, la tenacite de l'alliage de ['invention est commandee par les teneurs en cuivre et en magnesium, tandis que le zinc influence en particulier les proprietes de traction. Les teneurs preferees en cuivre et en magnesium sont, respectivement, 1,6 % en
poids et 2,0 % en poids.
Ayant maintenant totalement decrit ['invention, il est evident pour l'homme du metier que de nombreux changements et modifications peuvent etre apporte, sane steloigner de la portee de ['invention telle que decrite. f r
Claims (22)
1. Procede de production d'un alliage Al-Zn-Cu-Mg a haute resistance, presentant une grande tolerance aux dommages et une resistance amelioree a la corrosion, caracterise en ce qu'il comprend les etapes suivantes: a) moulage d'un [ingot presentant la composition suivante (en pourcentage en poids): Zn: 5,5 - 9,5 Cu: 1,5 - 3,5 Mg: 1,5 - 3,5 Mn: < 0,25 Zr: < 0,25, de preference 0,06 - 0,16 Cr: < 0,10 Fe: < 0,25, de preference < 0,15 Si: < 0,25, de preference < 0,10 Ti: < 0,10 Hf et/ou V < 0,25, et d'autres elements presents chacun en une proportion de moins de 0,05 % et au total en une proportion de moins 0,15 %, le complement etant de l'aluminium, b) homogeneisation et/ou prechauffage du [ingot apres moulage c) travail a chaud et eventuellement travail a froid pour obtenir un produit travaille de plus de 50 mm d'epaisseur, d) traitement thermique de mise en solution, e) trempe du produit du traitement thermique de mise en solution, et f) vicillissement artificial du produit travaille et traite thermiquement, l'etape de vieillissement artificial comprenant un premier traitement thermique a une temperature de 105 a C pendant plus de deux heures a moins de 8 heures et un second traitement thermique a une temperature de plus de C mais inferieure a 170 C pendant plus de 5 heures a moins de 15 heures pour obtenir un produit presentant une limite d'elasticite de compression dans la direction L a S/4 d'au moins 475 MPa, une resistance finale a la traction d'au
moins 510 MPa et une elongation ST a S/2 d' au moins 3,0 %.
2. Procede selon la revendication 1, caracterise en ce que les etapes de vieillissement vent constituees de deux traitements thermiques, le premier traitement thermique etant effectue pendant 2 a heures a des temperatures de 105 a 135 C, et le second traitement thermique est effectue pendant 5 a 15 heures a des temperatures de
a 169 C.
3. Procede selon la revendication 1, caracterise en ce que le premier traitement thermique est effectue a des temperatures comprises entre
C et 125 C.
4. Procede selon la revendication 1, caracterise en ce quele premier traitement thermique est effectue pendant 2 a 5 heures a environ C.
5. Procede selon la revendication 1, caracterise en ce que le second traitement thermique est effectue a des temperatures de 161 C a
167 C.
6. Procede selon la revendication 1, caracterise en ce que le second
traitement thermique est effectue pendant environ 13 heures.
7. Procede selon l'une quelconque des revendications 1 a 6,
caracterise en ce que la resi stance amelioree a la corrosion consiste en des proprietes de desquamation (<< EXCO >>) de EB ou mieux selon ASTM G34.
8. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, caracteriseencequela quantite de Mg est comprise entre 1,5 , et 2,5, de preference entre 1,6 et 2,3, mieux encore entre 1,9 et 2,1, en
% en poids.
9. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, dans lequel la quantite de Cu est comprise entre 1,5 et 2,5, de preference entre 1,6 et 2,3, mieux encore entre 1,85 et 2,1, en % en poids
10. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, caracteriseen ce que la quantite de Mg depend de la quantite de Zn, et est telle que [Mg] soit comprise entre 2,4 - 0,1 [Zn] et 1,5 +
0,1 [Zn].
11. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, caracteriseencequela quantite de Zn est comprise entre 5,9
et 6,2, ou entre 6,8 et 7,1, ou entre 7,8 et 8,1, en % en poids.
12. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, caracterise en ce que l'alliage Al-Zn-Cu-Mg a haute resistance est choisi dans ['ensemble forme par AA7010, AA7x50,
AA7040, AA7020, AA7x75, AA7349, AA7x55, AA7x85.
13. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, caracterise en ce que, apres homogeneisation et/ou prechauffage du [ingot apres moulage, on travaille le [ingot a chaud et, eventuellement, a un travail a froid, pour obtenir un produit travaille
de 60 a 220 mm, le travail consistent, de preference, a un laminage.
14. Procede selon l'une quelconque des revendications
precedentes, caracterise en ce que, apres homogeneisation et/ou prechauffage du [ingot apres moulage, on travaille le [ingot a chaud et, eventuellement, a un travail a froid, pour obtenir un produit travaille de 60 a 160 m, de preference de 110 a 160 mm, le travail consistent,
de preference, a un laminage.
15. Produit en plaque en alliage Al-Zn-Cu-Mg a haute resistance, caracterise en ce qu'il est prepare selon un procede decrit dans l'une , ,
quelconque des revendications 1 a 14, et en ce qu'il presente une
epaisseur de plus de 50 mm, de preference de plus de 60 mm.
16. Produit en plaque selon la revendication 15, caracterise en ce
que ledit produit en plaque est une piece de structure d'un avion.
17. Produit en plaque selon la revendication 15, caracterise en ce que ledit produit en plaque est une barre ou un longeron d'une aile d'avion.
18. Produit en plaque selon la revendication 15, caracterise en ce que ledit produit en plaque est le revetement superieur d'une aile
d'avion.
19. Piece de structure d'avion epaisse d' au moins 50 mm, et de preference de 50 a 160 mm, caracterise en ce qu'elle est fabriquee a partir d'un produit lamine prepare a partir d'un alliage constitue de, en % en poids: Zn 5,5 a 9,5 Cu 1,5 a 3,5 Mg 1,5 a 3,5 Mn < 0,25 Zr < 0,25, de preference de 0,06 a 0,16 Cr < 0,10 Fe < 0,25, de preference < 0,15 Si < 0,25, de preference < 0,10 Ti < 0,10 Hf et/ou V < 0,25 autres elements present chacun en une proportion de moins de 0,05 % et au total en une proportion de moins de 0,15 %, le complement etant en aluminium, g) et traite par traitement thermique de mise en solution, trempe et vieillissement constitue d'un premier traitement thermique a une temperature comprise entre 105 C et 135 C, durant plus 1 4 de deux heures et moins de 8 heures, et d'un second traitement thermique a une temperature superieure a 135 C, mais inferieure a 170 C, durant plus de 5 heures et moins de 15 heures, le produit presentant une limite d'elasticite en compression dans la direction L a S/4 d' au moins 475MPa, une resistance a la rupture a la traction d'au moins 510 MPa et un
allongement ST a S/2 d'au moins 3,0%.
20. Piece de structure d'avion selon la revendication 20, caracterise en ce que la resistance amelioree a la corrosion a des proprietes de desquamation (<< EXCO >>) de EB ou mieux selon ASTM G34.
21. Piece de structure d'avion selon la revendication 20, caracterise en ce qu'il
formele revetement superieur d'une aile d'avion.
22. Piece de structure d'avion selon la revendication 20, caracterise en ce qu'il forme un longeron ou une barre d'une aile
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