FR2894859A1

FR2894859A1 - Longeron de voilure soude et son procede de fabrication

Info

Publication number: FR2894859A1
Application number: FR0512808A
Authority: FR
Inventors: Der Veen Sjoerd Van; Jean Christophe Ehrstrom; Henri Gerard; Francois Lemaitre
Original assignee: Alcan Rhenalu SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 2005-12-16
Filing date: 2005-12-16
Publication date: 2007-06-22
Also published as: BRPI0619906B1; CA2628929C; RU2008122898A; JP2009519174A; ATE473829T1; US20080265094A1; EP1960152A1; BRPI0619906A2; EP1960152B1; RU2431554C2; CA2628929A1; US8091828B2; JP4956547B2; CN101331002B; DE602006015518D1; WO2007068943A1; CN101331002A

Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'un élément structural destiné à la construction aéronautique, typiquement un longeron de voilure comprenant une âme et un ou plusieurs éléments raidisseurs adjacents, comprenant les étapes suivantes(i) on approvisionne au moins un premier et un second blocs métalliques, la limite d'élasticité en compression du premier bloc métallique étant supérieure à celle du second bloc métallique,(ii) on usine le premier bloc métallique de façon à obtenir une première pièce monolithique usinée qui comprend une première portion d'âme et au moins un élément raidisseur dont la hauteur est telle qu'une portion de raidisseur déborde de la première portion d'âme,(iii) on prépare par mise en forme du second bloc métallique au moins une seconde pièce comportant au moins une seconde portion d'âme pouvant coopérer avec la première portion d'âme pour former l'âme,(iv) on assemble la première pièce monolithiques et la seconde pièce en plaçant les première et seconde portions d'âme bout à bout sur toute leur longueur commune.L'invention permet de fabriquer des éléments structuraux bi-fonctionnels ou multifonctionnels comportant plusieurs pièces assemblées mais dont les raidisseurs ont une résistance mécanique supérieure à celle obtenue par les procédés traditionnels.

Description

2894859 Longeron de voilure soude et procede de fabrication Domaine de

l'invention

L'invention concerne un nouveau procede de fabrication pour des elements de structure a base d'aluminium, comportant au moins deux elements differents, par 10 assemblage de pieces mises en forme prealablement. L'invention est utile pour la fabrication d'elements de structure et en particulier de longerons pour construction aeronautique.

Etat de la technique 15 Les pieces a caracteristiques mecaniques variables dans 1'espace sont tres attractives pour la construction aeronautique. En effet, certaines pieces sont confrontees localement a des contraintes differentes qui appellent des solutions techniques localement differentes. Ainsi les longerons qui relient 1'extrados et 20 1'intrados de voilure sont soumis dans leur partie superieure principalement a des contraintes en compression et dans leur partie inferieure principalement a des contraintes en traction. Un longeron est ainsi essentiellement sollicite en flexion et cisaillement. Les pieces les plus adaptees aux contraintes en compression sont typiquement des pieces ayant une resistance mecanique statique elevee, et les 25 solutions techniques adoptees aujourd'hui pour 1'extrados utilisent des alliages d'aluminium de type 7XXX, tel que par exemple 1'alliage 7449 a 1'etat T79. Par contre, les pieces les plus adaptees aux contraintes en traction sont typiquement des pieces ayant une tolerance aux dommages elevee de fawn a eviter la propagation des fissures et les solutions techniques adoptees aujourd'hui pour l'intrados utilisent des 30 alliages d'aluminium de type 2XXX, tel que par exemple 1'alliage 2024A a 1'etat T351. Les ailes d'avions sont composees de nombreux elements generalement assembles per rivetage ou boulonnage. Une aile comporte generalement un longeron avant et un longeron arriere, et exceptionnellement un longeron central. La longueur du longeron est mesuree dans la direction longitudinale L (direction de 1'envergure de 1'avion) allant de 1'emplanture de I'aile a son extremite, sa hauteur est mesuree dans la direction transversale H allant de la partie inferieure de Palle a sa partie 5 superieure et 1'epaisseur du longeron est mesuree dans la direction E qui va du bord d'attaque de 1'aile a son bord de fuite. L'epaisseur du longeron est faible (generalement inferieure a 200 mm tandis que sa hauteur peut are importante (de 1'ordre de 1 a 2m pour les avions gros porteurs a proximite de 1'emplanture) et que sa longueur peut atteindre plusieurs metres. Vus en coupe transversale, les longerons 10 avant et arriere ont typiquement la forme d'un C tandis que le longeron central a typiquement la forme d'un I. Le longeron comporte une partie centrale appelee time et des extremites typiquement perpendiculaires a celle ci appelees semelles (ou talons). Le longeron est renforce a intervalles reguliers dans la longueur par des raidisseurs perpendiculaires a la direction longitudinale. Ces raidisseurs (aussi 15 appeles montants) peuvent titre obtenus par assemblage ou de fawn preferentielle par usinage clans la masse, ils constituent une surepaisseur locale. Un retardateur de fissures ( crack-stopper en anglais), parallele a la direction longitudinale et situe dans la partie inferieure du longeron peut titre present avec pour objectif d'eviter que les fissures crees dans la zone en traction ne se propagent. Comme le raidisseur, le 20 retardateur de fissures peut titre obtenu par assemblage ou de fawn preferentielle par usinage. Majoritairement les longerons sont obtenus par usinage integral a partir d'un seul bloc metallique ce qui permet des gains appreciables de productivite par rapport a un assemblage mecanique. Cependant un choix intermediaire doit alors titre fait 25 pour 1'alliage et 1'etat metallurgique de fawn a obtenir dans la partie superieure une resistance mecanique statique suffisante et dans la partie inferieure une tolerance aux dommages acceptable. Un choix classique aujourd'hui est d'utiliser 1'alliage 7010 ou 1'alliage 7040 a 1'etat T7651. Il serait cependant particulierement interessant de realiser un longeron bi- 30 fonctionnel etant dans sa partie superieure optimise pour les contraintes en compression et dans sa partie inferieure pour les contraintes en traction. En effet, une telle optimisation permettrait de reduire le poids de chacune des parties et done a priori de reduire le poids du longeron ce qui est un objectif fondamental de l'industrie aeronautique actuelle car it permet de reduire le coat d'exploitation des aeronefs. De plus, 1'allegement des aeronefs passe par 1'augmentation des contraintes appliquees a l'intrados et extrados. Un longeron non optimise limite les contraintes qui peuvent titre appliquees a 1'extrados et 1'intrados.

On peut obtenir un tel resultat par assemblage de deux pieces a proprietes differentes, mais essentiellement homogenes a 1'interieur de chaque piece. L' assemblage peut titre effectue de maniere mecanique (par exemple par boulonnage ou rivetage). Cependant ce type d'assemblage est long et onereux car it demande le percage de nombreux orifices et necessite un appareillage sophistique. Par ailleurs le gain de poids obtenu grace a l'optimisation des pieces est en partie perdu par la necessite de recouvrement entre les pieces assemblees mecaniquement. Une autre methode consisterait a assembler le longeron par soudage. Parmi les techniques connues de soudage, le soudage par friction-malaxage (en anglais friction stir welding ou FSW) semble particulierement adapte a l'assemblage de pieces faites en alliages differents. La demande PCT WO 98/58759 (British Aerospace) decrit une billette hybride formee partir d'un alliage 2000 et d'un alliage 7000 par soudage par frictionmalaxage a partir de laquelle est usine un longeron. Cette demande decrit par ailleurs des longerons assembles par soudage par friction-malaxage et mentionne 1' interet d'optimiser chaque partie du longeron en fonction des contraintes locales. La description du longeron reste cependant tres schematique clans cette demande puisqu'elle est limitee a une vue en coupe transverse en forme de C. Il existe de nombreuses difficultes techniques associees au soudage par frictionmalaxage. D'abord et comme pour toutes les techniques de soudage, le soudage par frictionûmalaxage conduit a des modifications metallurgiques dans la zone soudee et dans les zones proches de la zone soudee affectees thermiquement qui peuvent modifier les proprietes mecaniques de ces zones. De nombreux brevets ou demandes de brevet tels que US 6,168,067, US 2004/0056075, US 6,902,444 decrivent des traitement thermiques anterieurs ou posterieurs au soudage, qui permettent de limiter les effets nefastes du soudage sur les proprietes mecaniques du joint. Ensuite, 1'epaisseur de la zone soudee est particulierement limitee en soudage par frictionmalaxage. Ainsi, 1'epaisseur maximale pouvant titre assemblge en soudage par faisceau d'electrons est de l'ordre de 100 mm tandis qu'elle est de l'ordre de 10 mm en soudage par friction-malaxage. Le soudage par friction-malaxage presente, par contre, 1'avantage de permettre d'obtenir de nombreuses geometries de joints soudes et de souder entre eux des 5 alliages differents. La demande de brevet EP 1 547 720 Al (Airbus UK) decrit une methode d'assemblage par soudage de deux pieces typiquement obtenues a partir d'alliages differents de fawn a realiser apres usinage une piece structurale pour des applications aeronautiques telle qu'un longeron. Afin de contourner la limitation en 10 epaisseur de la technique de soudage par friction-malaxage, une rainure est realisee dans 1'epaisseur des blocs en regard, ce qui permet leur assemblage et leur usinage ulterieur. Cependant cette rainure est a 1'origine d'un affaiblissement des raidisseurs qui component suivant l'usinage soit une cavite soit une encoche ce qui peut necessiter 1'ajout d'une piece de consolidation par rivetage. La realisation de cette 15 rainure constitue par ailleurs un surcout. La demande de brevet EP 1 571 079 Al (Airbus France) decrit un longeron presentant un evidemment dans la zone centrale. Ce longeron peut are realise par assemblage de deux pieces realisees dans des materiaux differents, reliees par une eclisse de jonction. 20 Le probleme que la presente invention cherche a resoudre est de proposer une nouvelle methode de fabrication d'un element structural bi-fonctionnel ou multifonctionnel comportant plusieurs pieces assemblies qui non seulement evite un affaiblissement des raidisseurs mais permet au contraire d'obtenir des raidisseurs d'une resistance mecanique superieure a celle obtenue par les procedes traditionnels. 25 Objet de 1'invention

L'invention a pour objet un procede de fabrication d'un element structural destine a la construction aeronautique, typiquement un longeron de voilure comprenant une 30 ame s'etendant substantiellement sur le plan (L,H), L etant la direction longitudinale et H etant la direction transversale, ladite ame ayant une longueur L1 et une hauteur H1, ledit element de structure etant destine a etre sollicite en flexion par un moment perpendiculaire audit plan (L, H), et un ou plusieurs elements raidisseurs adj acents, substantiellement perpendiculaires a ladite ame et s'etendant dans la direction transversale, comprenant les etapes suivantes (i) on approvisionne au moins un premier et un second blocs metalliques, la limite d'elasticite en compression dudit premier bloc metallique etant 5 superieure a celle dudit second bloc metallique, (ii) on usine ledit premier bloc metallique de fawn a obtenir une premiere piece monolithique usinee (S) qui comprend une premiere portion d'ame (51) de longueur L1 et de hauteur 114 inferieure A. H1 et au moins un element raidisseur (3) substantiellement perpendiculaire et adjacent a 10 ladite premiere portion d'ame et dont la hauteur H'l, sensiblement egale a H1, est telle qu'une portion de raidisseur, de hauteur H'l ù H4 deborde de ladite premiere portion d'ame (51), (iii) on prepare par mise en forme dudit second bloc metallique au moins une seconde piece (T) comportant au moins une seconde portion d'ame 15 (52) de longueur L1 et de hauteur H5 s'etendant dans la direction de la hauteur H jusqu'a une hauteur 115, telle que la somme H4 + H5 soit sensiblement egale a H1, (iv) on assemble la dite premiere piece monolithiques (S) et ladite seconde piece (T) en placant les portions d'ame (51) et (52) bout a bout sur toute 20 leur longueur commune L1, de telle sorte que ladite portion de raidisseur soit adjacente a ladite seconde portion d'ame. 25 L'invention a egalement pour objet un element structural integral susceptible d'etre obtenu par le procede precedent.

Un troisieme objet de l'invention est un element structural integral destine a la construction aeronautique, typiquement un longeron de voilure comprenant une ame 30 s'etendant substantiellement dans le plan (L,H), L etant la direction longitudinale allant de 1'emplanture de Palle a son extremite, et Hetant la direction transversale allant de la partie inferieure de 1'aile a sa partie superieure, ladite ame ayant une longueur L1 et une hauteur H1, et un ou plusieurs elements raidisseurs (3) adjacents et substantiellement perpendiculaires a ladite ame et s'etendant dans la direction transversale, caracterise en ce que a) ledit element structural comprend au moins une premiere piece monolithique (S) et une deuxieme piece (T), b) la limite d'elasticite en compression du bloc metallique utilise pour realiser l'element (S) est superieure a celle du bloc metallique utilise pour realiser 1'element (T), c) ladite premiere piece (S) comprend une premiere portion d'ame (51) substantiellement plane de longueur L1 et de hauteur 114 inferieure a H1 et au moins un element raidisseur (3) substantiellement perpendiculaire et adjacent a ladite premiere portion d'ame et dont la hauteur H'i sensiblement egale a H1, est telle qu'une portion de raidisseur de hauteur H'1 - 114 deborde de ladite premiere portion d'ame, d) ladite seconde piece (T) comportant au moins une seconde portion d'ame 15 (52) substantiellement plane de longueur L1 et de hauteur H5 telle que la somme H4 + 115 soit sensiblement egale a H1, e) ladite premiere piece monolithique (S) et ladite seconde piece (T) sont accolees de telle sorte que les portions d'ame (51) et (52) se trouvent bout a bout sur toute leur longueur commune L1 et que ladite portion de raidisseur debordant de 20 ladite premiere portion d'ame soit adjacente a ladite seconde portion d'ame.

Description des figures

La figure 1 montre de maniere schematique un longeron de voilure, 25 La figure 2 montre un exemple d'element structural selon l'invention. La figure 3 montre la piece (S) selon 1'invention usinee dans la piece ayant les limite d'elasticite en compression les plus elevees. La figure 4 montre la piece (T) selon l'invention destinee a etre assemblee par soudage avec la piece (S). 30 La figure 5 est une vue dans le plan (H,L) de 1'element structural de la Figure 2 Les figures 6a, 6b, 6c, 7a et 7b sont des vues en coupe selon les plans (F-F), (E-E), (D-D), (B-B) et (A-A), respectivement. 5 Les figures 8 et 9 sont des vues sur les deux faces d'un exemple de longeron selon 1' invention. La figure 10 est un exemple d'un autre mode de realisation d'element structural selon 1' invention. Description de 1' invention

a) Definitions La designation des alliages d'aluminium suit les regles de The Aluminum 10 Association, connues de 1'homme du metier. Les etats metallurgiques sont definis dans la norme europeenne EN 515. La composition chimique d'alliages d'aluminium normalises est definie par exemple dans la norme EN 573-3. Sauf mention contraire, les << caracteristiques mecaniques statiques , c'est-a-dire la resistance a la rupture Rm, la limite elastique Rpo,2, et 1'allongement a la rupture A, sont determinees par un 15 essai de traction selon la norme EN 10002-1, 1'endroit et le sens du prelevement des eprouvettes etant definis dans les normes EN 485-1 (produits lamines) ou EN 755-1 (produits files). La limite elastique en compression est mesuree par un essai selon la norme ASTM E9. Le facteur d'intensite de contrainte Kapp est determine selon la norme ASTM E561. La tenacite K est mesuree selon la norme ASTM E 399. La 20 vitesse de propagation de fissures en fatigue (essai dit da/dN) est mesure selon la norme ASTM E 647. Par << tolerance aux dommages >> on entend notamment la tenacite et la resistance a la propagation des fissures. Le terme usinage comprend tout procede d'enlevement de matiere tel que le tournage, le fraisage, le percage, 1'alesage, le taraudage, 1'electroerosion, la 25 rectification, le polissage. On appelle ici element de structure ou < element structural >> d' une construction mecanique une piece mecanique dont la defaillance est susceptible de mettre en danger la securite de ladite construction, de ses utilisateurs, de ses usagers ou d'autrui. 30 Pour un avion, ces elements de structure comprennent notamment les elements qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage (fuselage skin en anglais), les raidisseurs ou lisses de fuselage (stringers), les cloisons etanches (bulkheads), les cadres de fuselage (circumferential frames)), les ales (tels que la peau de voilure (wing skin), les raidisseurs (stringers ou stiffeners), les nervures (ribs) et longerons (spars)) et 1'empennage compose notamment de stabilisateurs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers), ainsi que les profiles de plancher (floor beams), les rails de sieges (seat tracks) et les pones.

Le terme < longeron >> designe ici les elements longitudinaux , c'est a dire dans la direction de 1'envergure, de Palle et des elements de 1'empennage. Par << piece massive >> ou < element massif > on entend ici une piece ou un element ne cornportant pas d'orifice ou d'evidemment. Le terme element de structure monolithique ou piece monolithique >> se refere ici a un element de structure ou une piece qui a ete obtenu, le plus souvent par usinage, a partir d'un seul bloc de demi-produit lamine, file, forge ou rnoule, sans assemblage, tel que rivetage, soudage, collage, avec une autre piece. Duns le cadre de cette description, un element structural integral > signifie un element structural dont la structure a ete concue pour atteindre une continuite de matiere sur la plus grande partie possible afin de reduire le nombre de points d'assemblage mecanique. Un element structural integral >> peut titre realise soit par usinage en profondeur, soit par 1'utilisation d'elements mis en forme par exemple par extrusion, forgeage ou moulage, soit par soudage d'elements structuraux. Une a structure assemblee mecaniquement >> signifie une structure dans laquelle les toles minces ou fortes en fonction de la destination de 1'element de structure (par exemple un element de fuselage ou un element d'aile) sont fixees, habituellement par rivetage, sur des raidisseurs et/ou des cadres (qui peuvent titre fabriques par usinage a partir de produits extrudes ou lamines). Le terme << element de structure bi-fonctionnel ou multi-fonctionnel >> se refere 25 ici principalement aux fonctions conferees par les caracteristiques metalIurgiques du produit et non pas par sa forme geometrique.

b) Description detainee de 1'invention

30 Selon l'invention, le probleme est resolu par le procede de fabrication d'un element structural destine a la construction aeronautique, typiquement un longeron de voilure comprenant une ame s'etendant substantiellement sur le plan (L,H), L etant la direction longitudinale et H etant la direction transversale, ladite ame ayant une longueur L1 et une hauteur H1, ledit element de structure etant destine a etre sollicite en flexion par un moment perpendiculaire audit plan (L, H), et un ou plusieurs elements raidisseurs adjacents, substantiellement perpendiculaires a ladite ame et s'etendant dans la direction transversale, comprenant les etapes suivantes (i) on approvisionne au moins un premier et un second blocs metalliques, la limite d'elasticite en compression dudit premier bloc metallique etant superieure a celle dudit second bloc metallique, (ii) on usine ledit premier bloc metallique de fawn a obtenir une premiere piece monolithique usinee (S) qui comprend une premiere portion d'ame (51) de longueur L1 et de hauteur H4 inferieure a H1 et au moins un element raidisseur (3) substantiellement perpendiculaire et adjacent A. ladite premiere portion d'ame et dont la hauteur HI, sensiblement egale a H1, est telle qu'une portion de raidisseur, de hauteur H'1ù H4 deborde de ladite premiere portion d'ame (51), (iii) on prepare par mise en forme dudit second bloc metallique au moins une seconde piece (T) comportant au moins une seconde portion d'ame (52) de longueur Ll et de hauteur H5 s'etendant dans la direction de la hauteur H jusqu'a une hauteur H5, telle que la somme H4 + H5 soit sensiblement egale a H1, (iv) on assemble la dite premiere piece monolithiques (S) et ladite seconde piece (T) en placant les portions d'ame (51) et (52) bout a bout sur toute leur longueur commune L1, de telle sorte que ladite portion de raidisseur soit adjacente a ladite seconde portion d'ame.

Les blocs metalliques sont avantageusement en alliage d'aluminium, et ils proviennent de maniere preferee de toles fortes, c'est a dire de toles d'une epaisseur superieure ou egale a 12 mm, obtenues a partir d'alliages d'aluminium a durcissement structural. Dans une realisation avantageuse de l'invention, ledit premier bloc metallique est obtenu a partir d'un alliage d'aluminium de la serie 7XXX, et plus preferentiellement un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 7040, 7140, 7055, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449. Dans une autre realisation avantageuse de l'invention, ledit premier bloc metallique est obtenu a partir d'un alliage d'aluminium contenant du lithium, et plus preferentiellement un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 et 2199. Dans une autre realisation avantageuse de l'invention, au moins une piece monolithique (T) est obtenue a partir d'un alliage d'aluminium de serie 2XXX et plus preferentiellement un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2022, 2024, 2024A, 2027, 2056, 2139 ou un alliage d'aluminium contenant du lithium compris dans le groupe constitue de 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 et 2199. Les procedes de mise en forme pouvant etre utilises lors de 1'etape (iii) comprennent le laminage, le filage, le matricage, le forgeage et l'usinage. De maniere pr&f&ree, l'etape (iii) est realisee par usinage. L'assemblage realise lors de 1'etape (iv) peut etre effectue par toute methode appropriee notamment le boulonnage, le rivetage, le collage et le soudage. Les methodes de soudage permettent d'obtenir un element structural integral ce qui est avantageux pour la presente invention, elles comprennent le soudage oxyacetylenique avec metal d'apport, le soudage a rare avec electrodes non fusibles (TIG), le soudage a 1'arc avec fil electrodes fusibles ou soudage semi-automatique (MIG-MAG), le soudage laser, le soudage plasma, le soudage par faisceau d'electrons, le soudage par friction-malaxage (en anglais Friction Stir Welding (FSW)). Dans une realisation avantageuse de l'invention, la technique d'assemblage utilisee est le soudage par friction-malaxage. Dans le cas d'un assemblage par soudage, un traitement thermique peut are realise, avant et/ou apres usinage et/ou apres assemblage sur la (les) piece(s) (S) et/ou sur la (les) piece(s) (T), de fawn a obtenir 1'etat metallurgique final le plus approprie pour les pieces et pour la zone soudee. Un traitement mecanique des soudures, par exemple par grenaillage, peut are effectue. Une &tape finale dans laquelle on urine 1'element structural issu de 1'etape (iv) de fawn a obtenir un element structural integral definitif peut optionnellement etre realisee. Cette &tape permet de corriger les eventuels defauts crees par le soudage et d'atteindre les cotes exactes de 1'element structural integral pour son montage dans la structure de 1'a&ronef.

La Figure 1 montre un exemple d'une vue en perspective d'une partie de longeron en forme de C. La longueur L1 du longeron est mesuree dans la direction longitudinale L allant de 1'emplanture de 1'aile a son extremite, sa hauteur H1 est mesuree dans la direction transversale H allant de la partie inferieure de l'aile a sa partie superieure et l l'epaisseur El du longeron est mesuree dans la direction E qui va du bord d'attaque de 1'aile a son bord de fuite. Cette partie de longeron comporte une semelle inferieure (1), une semelle superieure (2) et une dine (5). Les semelles inferieure et superieure sont typiquement planes et s'etendent dans un plan typiquement parallele au plan (E,L) dans la direction E jusqu'a epaisseur El et dans la direction L jusqu'a la longueur L1. L'ame (5) est typiquement plane et s'etend substantiellement sur le plan (L,H) dans la direction H jusqu'a la hauteur Hl et dans la direction L jusqu'a la longueur L1. Regulierement espaces des raidisseurs (3) renforcent fame (5). Les raidisseurs (3) sont des elements substantiellement perpendiculaires a fame (5), qui s'etendent dans la direction transversale H jusqu'a une hauteur voisine de H'l voisine de H1 et dans la direction E jusqu'a une epaisseur E2 en general inferieure ou egale a El. Les hauteurs H1 et H'l different essentiellement en raison de l'epaisseur des semelles. Les formes des differents raidisseurs peuvent varier au sein d'une meme piece. Certains raidisseurs peuvent are destines A. etre fixes aux nervures et avoir une forme appropriee a cet usage. Pour un element structural realise par usinage, it y a continuite de matiere entre les raidisseurs (3) et fame (5). Un retardateur de fissures (4) peut de fawn optionnelle etre ajoute a une distance H2 de la semelle inferieure, generalement plus faible que la distance H3 entre ce retardateur de fissures et la semelle superieure. Ce retardateur de fissure optionnel (4) a pour objectif d'eviter que des fissures apparues dans la partie inferieure, la plus soumise aux contraintes en traction, ne se propagent dans la partie superieure. Pour un element structural realise par usinage, it y a continuite de matiere entre le retardateur de fissure (4) et fame (5).

La Figure 2 montre une vue en perspective d'une partie de longeron (30) comprenant deux raidisseurs selon 1' invention. Cette partie n'est pas limitative et peut etre prolongee de fawn a comporter le nombre n de raidisseurs necessaires a la fabrication du longeron complet. Dans cet exempie, le longeron selon 1'invention comprend deux pieces, une premiere piece monolithique (S) et une seconde piece (T) ayant ete assemblees. L'ame (5) est constituee de deux portions d'ame (51) et (52) provenant des pieces (S) et (T), respectivement, et positionnees bout a bout sur toute leur longueur commune Ll, cooperant ainsi pour former fame (5). D'une maniere preferee, fame de cette piece selon l'invention est massive. Les pieces (S) et (T) sont decrites individuellement par les figures 3 et 4. Selon 1'invention, la piece (S) est realisee a partir d'un bloc ayant une limite d'elasticite en compression plus elevee que celle du bloc utilise pour realiser la piece (T). Avantageusement, la piece (T) peut etre realisee a partir d'un bloc ayant un facteur d'intensite de contrainte Kapp plus eleve que celui du bloc utilise pour realiser la piece (S). Dans une realisation avantageuse de l'invention, la piece (S) est en alliage r tandis que la piece (T) est en alliage 2, 1'alliage r etant favorable pour l'obtention de caracteristiques mecaniques statiques elevees et 1'alliage T etant favorable pour l'obtention de tolerance aux dommages elevee. Les raidisseurs (3) font partie integralement de la piece monolithique (S) de fawn a obtenir les caracteristiques mecaniques les plus favorables pour 1'assemblage. La figure 3 montre ainsi que les raidisseurs (3) substantiellement perpendiculaires et adjacents a la portion d'ame (51) debordent de ladite portion d'ame (51) dans la direction H. Typiquement, 1'element raidisseur (3) s'etend dans la direction de la hauteur H jusqu'a une hauteur H'1 voisine de H1. La portion d'ame (51) s'etend dans la direction H jusqu'a une hauteur H4 a partir de la semelle superieure (2) de telle fawn qu'une portion de raidisseur, de hauteur H'l ù H4 deborde de la portion d'ame (51). D'une maniere preferee, la distance H4 est superieure a Hl/2 de facon a avoir une ame majoritairement constituee par 1'element presentant la resistance en compression la plus elevee. Dans une realisation avantageuse de 1'invention, les raidisseurs (3) sont integralement constitues d'alliage 6. A 1'extremite des raidisseurs (3), une prolongation (31) qui s'etend dans la direction E jusqu'a une hauteur voisine de El peut de fawn optionnelle faciliter la fixation sur la piece (T). I1 est particulierement avantageux d'avoir un raidisseur avant une limite d'elasticite en compression elevee car les contraintes s'appliquant sur les raidisseurs sont principalement des contraintes en compression liees aux forces tendant a rapprocher 1'extrados et l'intrados et aux tensions diagonales. Dans le cas optionnel ou 1'element structural selon l'invention contient un retardateur de fissure (4), celui ci est de fawn preferee usine dans la piece (S). La Figure 4 montre la piece (T) dont la portion d'ame (52) est de longueur L1 et de hauteur H5 telle que la somme H4 + H5 soit sensiblement egale a H1, I1 existe 3 zones distinctes de contact entre les pieces (T) et (S) : la zone (21) ou les portions d'ame (51) de la piece (S) et (52) de la piece (T) sont en contact bout a bout selon la direction L, la zone (22) ou ladite portion du raidisseur (3) debordant de la portion d'ame (51) est en contact avec la portion d'ame (52) de la piece (T) selon la direction H et la zone (23) ou 1'extremite du raidisseur de la piece (S) est en contact avec la semelle inferieure (1) de la piece (T) selon la direction E. Un cordon de soudure, obtenu de preference par soudage par friction-malaxage, a ete realise dans les zones (21), (22) et (23). La soudure de la zone (21) correspond a une soudure bout a bout dans la direction L et a une soudure en T au passage de chaqueraidisseur, les soudures des zones (22) et (23) correspondent a des soudures en (T) dans les directions H et E, respectivement.

La figure 5 est une vue dans le plan (H,L) de la partie de longeron (30) de la figure 2. Les positions des coupes detainees dans les figures 6 et 7 sont representees sur la figure 5. La figure 6a est une coupe dans le plan (E,L) a la position (F-F) d'un longeron selon un exemple de 1'invention. I1 s'agit d'une vue dans la direction de la semelle inferieure (1) dont le contour est represents. Dans ce plan, le raidisseur (3) provient de la piece (S) tandis que la portion d'ame (52) provient de la piece (T). Une soudure realisee dans la zone (22) dans la direction H contribue a 1'assemblage des pieces (S) et (T). La figure 6b est une coupe dans le plan (E,L) a la position (E-E) d'un longeron selon un exemple de 1'invention. 11 s'agit d'une vue dans la direction de la semelle inferieure (1) dont le contour est represents. A cette position, la portion d'ame (51) et le raidisseur (3) proviennent tous deux de la piece (S). La figure 6c est une coupe dans le plan (E,L) a la position (D-D) du retardateur de fissures (4) d'un longeron selon un exemple de l'invention. Il s'agit d'une vue dans la direction de la semelle inferieure (1) dont le contour est represents. Le retardateur de fissures (4) et le raidisseur (3) proviennent tous deux de la piece (S). La figure 7a est une coupe dans le plan (E,H) a la position (A-A) d'un longeron selon un exemple de l'invention. I1 s'agit d'une vue dans la direction d'un raidisseur (3) dont le contour est represents. La piece (S) est en contact bout A. bout avec la piece (T) dans la zone (21). La figure 7b est une coupe dans le plan (Eli) a la position (B-B) d'un raidisseur (3), d'un longeron selon un exemple de 1'invention. Cette coupe permet de montrer que le raidisseur (3) provient de la piece (S) et qu'il est soude a la piece (T) dans trois zones differentes : (21), (22) et (23), dans les directions L, Het E.

Dans le cas de soudage par friction-malaxage, un avantage technique supplementaire de [invention est obtenu grace a la soudure (21). En effet, les soudures obtenues par soudage par friction-malaxage agissent comme retardateur de fissure, A. la maniere du retardateur de fissure (4). Cet effet de la soudure par friction-5 malaxage est decrit par exemple par R. John (R. John, K.V. Jata, K. Sadananda, International Journal of Fatigue 25 (2003) 939-948). La soudure (21) permet done d'eviter que des fissures creees dans la piece (T) ne se propagent dans la piece (S). Le cordon de soudure obtenu par friction-malaxage (21) peut permettre de ne pas utiliser de retardateur fissure. Les fissures apparaissent en general dans la semelle 10 inferieure et se propagent dans fame. Le cordon de soudure obtenu par friction- malaxage (21) est positionne suffisamment loin de la semelle inferieure de fawn a ce que les contraintes ne soient pas trop fortes et suffisamment proche cependant de fawn A. arreter rapidement les fissures, avantageusement la position choisie est proche de la ligne neutre de 1'aile. D'une maniere preferee, la distance H4 est 15 comprise entre (2/3)*H1 et (5/6)*H1. Les figures 8 et 9 montrent sur les deux faces un exemple de piece selon [invention comportant 8 raidisseurs (3). Les soudures (22) pour chaque raidisseur sont montrees sur la figure 9. Dans une realisation avantageuse de [invention, [element structural ne 20 comporte que deux pieces monolithiques, une piece (S) et une piece (T), assemblees par soudage. Dans un autre mode de realisation de [invention, la piece (T) est formee de deux pieces (Ta) et (Tb), assemblees de fawn avantageuse par soudage. Ce mode de realisation est economique car it permet de realiser la piece (T) en utilisant un 25 minimum de materiau de forme brute, par exemple en alliage T. La figure 10 montre un exemple de piece realisee selon ce mode. La piece (Ta) comprend la portion d'ame (52), les pieces (Ta) et (Tb) cooperent pour former la semelle inferieure (1). Une soudure supplementaire dans la direction longitudinale L (24), parallele a la soudure (21) et perpendiculaire aux soudures (22) et (23) est realisee de maniere a 30 assembler les pieces (Ta) et (Tb). Dans un mode de realisation avantageux, la piece (Ta) est assemblee avec la piece (S) avant [assemblage de (Tb) avec (Ta) et (S) et les soudures sont done realisees dans I'ordre (21), (22), (24) et (23).

Selon un exemple de 1'invention, une plaque en alliage a est coulee selon les methodes connues de 1'homme du metier. De preference, 1'alliage a est un alliage a durcissement structural permettant d'obtenir des caracteristiques mecaniques statiques (R02, Rm) elevees. Dans une realisation avantageuse de l'invention cet alliage a est un alliage d'aluminium de la serie 7XXX, et plus preferentiellement un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 7040, 7055, 7140, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449. Dans une autre realisation avantageuse de l'invention, cet alliage a est un alliage d'aluminium contenant du lithium, et plus preferentiellement un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2094, 2195, 2196 et 2199. La plaque obtenue est homogeneisee, rechauffee, laminee a chaud, mise en solution, trempee et eventuellement tractionnee selon des conditions connues de 1'homme du metier, de facon a obtenir une tole forte ayant les dimensions souhaitees. La tole forte obtenue est alors usinee de facon a obtenir une piece (S). Par ailleurs, on coule une plaque en alliage d'aluminium T selon les methodes connues de 1'homme de metier. De preference, 1'alliage d'aluminium T est un alliage d'aluminium presentant des caracteristiques de tolerance aux dommages, telles que la tenacite ou la resistance a la propagation des fissures en fatigue, elevees. Dans une realisation avantageuse de l'invention, 1'alliage d'aluminium T est un alliage d'aluminium de la serie 2XXX et plus preferentiellement un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2024, 2024A, 2056, 2098. La plaque en alliage d'aluminium T est homogeneisee, transformee a chaud et eventuellement a froid de facon a obtenir une tole forte ayant les dimensions souhaitees. La tole forte en alliage T est alors usinee de facon a obtenir la piece (T). Dans un autre exemple selon 1'invention, la piece (T) est obtenue par extrusion a partir d'une billette en alliage T.

Les pieces (S) et (T) sont alors positionnees rune par rapport a l'autre de facon a ce que les portions d'ame (51) et (52) cooperent pour former fame (5) et maintenues en place par un dispositif approprie. Les soudures (21) : soudure bout a bout entre les portions d'ame (51) et (52) des pieces (S) et (T) dans la direction L, (22) : soudure en T entre le raidisseur (3) et la portion d'ame de la piece (T) (51), et (23) : soudure en T entre le raidisseur (3) et la semelle (1) de la piece (T), sont alors realisees par soudage par friction-malaxage. En general, it n'y a qu'une soudure du type (21) dont la longueur est la longueur de la piece finale tandis qu'il y a une soudure de type (22) et une soudure de type (23) par raidisseur. Dans une realisation avantageuse de l'invention, le soudage par friction-malaxage est utilise pour realiser ces soudures. L'ordre dans lequel sont realisees les soudures (21), (22) et (23) n'est pas critique, cependant les inventeurs ont constate qu'il etait avantageux de realiser les soudures dans l'ordre (21), (22) et (23). Apres assemblage, un usinage final de la piece assemblee (30) est effectue de facon a obtenir les dimensions exactes souhaitees. D'une maniere preferee, 1'element structural obtenu par le procede selon l'invention est un longeron de voilure.

Dans une autre realisation avantageuse, 1'element structural obtenu par le procede selon l'invention est un composant de fuselage

Claims

Revendications

1. Procede de fabrication d'un element structural destine a la construction aeronautique, typiquement un longeron de voilure comprenant une ame s'etendant substantiellement sur le plan (L,H), L etant la direction longitudinale et H etant la direction transversale, ladite ame ayant une longueur L1 et une hauteur H1, ledit element de structure etant destine a titre sollicite en flexion par un moment perpendiculaire audit plan (L,H), et un ou plusieurs elements raidisseurs adjacents, substantiellement perpendiculaires a ladite ame et s'&tendant dans la direction transversale, comprenant les &tapes suivantes (i) on approvisionne au moins un premier et un second blocs metalliques, la limite d'&lasticite en compression dudit premier bloc metallique etant sup&rieure a celle dudit second bloc metallique, (ii) on usine ledit premier bloc metallique de fawn a obtenir une premiere piece monolithique usinee (S) qui comprend une premiere portion d'ame (51) de longueur L1 et de hauteur 1-14 inferieure a H1 et au moins un element raidisseur (3) substantiellement perpendiculaire et adjacent a ladite premiere portion d'ame et dont la hauteur H'1, sensiblement &gale a H1, est telle qu'une portion de raidisseur, de hauteur H'l û H4 deborde de ladite premiere portion d'ame (51), (iii) on prepare par mise en forme dudit second bloc metallique au moins une seconde piece (T) comportant au moins une seconde portion d'ame (52) de longueur L1 et de hauteur 1-15 s'etendant dans la direction de la hauteur H jusqu'a une hauteur 1-15, telle que la somme H4 + H5 soit sensiblement &gale a H1, (iv) on assemble la dite premiere piece monolithiques (S) et ladite seconde piece (T) en placant les portions d'ame (51) et (52) bout a bout sur toute leur longueur commune L1, de telle sorte que ladite portion de raidisseur soit adjacente a ladite seconde portion d'ame.

2. Procede de fabrication selon la revendication 1 dans lequel la methode d'assemblage utilisee lors de l'etape (iv) est le soudage.

3. Procede de fabrication selon la revendication 2 dans lequel la methode de soudage utilisee est le soudage par friction-malaxage.

4. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 3 dans laquelle les alliages utilises pour realiser les pieces (S) et (T) sont differents.

5. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 4 dans lequel lesdits blocs metalliques sont en alliage d'aluminium.

6. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 5 dans lequel ledit premier bloc metallique est obtenu a partir d'un alliage d'aluminium de la serie 7XXX.

7. Procede de fabrication selon la revendication 6 dans lequel ledit premier bloc metallique est obtenu a partir d'un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 7040, 7140, 7055, 7085, 7149, 7249, 7349, 7449.

8. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 5 dans lequel ledit premier bloc metallique est obtenu a partir d'un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 et 2199.

9. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 8 dans lequel au moins une piece monolithique (T) est obtenue a partir d'un alliage d'aluminiurn de serie 2XXX.

10. Procede de fabrication selon la revendication 9 dans lequel au moins une piece monolithique (T) est obtenue a partir d'un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2022, 2024, 2024A, 2027, 2056, 2139.

11. Procede de fabrication selon la revendication 9 dans lequel au moins une piece monolithique (T) est obtenue a partir d'un alliage d'aluminium compris dans le groupe constitue de 2050, 2094, 2098, 2195, 2196 et 2199.

12. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 11 dans lequel 1'ensemble des elements raidisseurs (3) est integralement realise dans le bloc metallique presentant les limite d'elasticite en compression la plus &levee.

13. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 12 dans lequel l'element structural est obtenu par soudage de deux pieces monolithiques (S) et (T).

14. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications I a 13 dans lequel 1'element structural est un longeron de voilure.

15. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 13 dans lequel 1'element structural est un composant de fuselage.

16. Procede de fabrication selon une quelconque des revendications 1 a 15 dans lequel un traitement thermique est realise avant et/ou apres usinage et/ou apres assemblage sur la (les) piece(s) (S) et/ou sur la (les) piece(s) (T).

17. Procede selon une quelconque des revendications 1 a 16 comportant une &tape finale dans laquelle on usine l'element structural integral issu de (iv) de facon a obtenir un element structural integral definitif

18. Element structural integral susceptible d'etre obtenu par un procede selon une quelconque des revendications 1 a 17.

19. Element structural integral destine a la construction aeronautique, typiquement un longeron de voilure comprenant une ame s'etendant substantiellement dans le plan (L,H), L etant la direction longitudinale allant de 1'emplanture de 1'aile a son extremite, et H etant la direction transversale allant de la partie inferieure de 1'aile a sa partie superieure, ladite dine ayant une longueur L1 et une hauteur H1, et un ou plusieurs elements raidisseurs (3) adjacents et substantiellement perpendiculaires a ladite ame et s'etendant dans la direction transversale, caracterise en ce quea) ledit element structural comprend au moins une premiere piece monolithique (S) et une deuxieme piece (T), b) la limite d'elasticite en compression du bloc metallique utilise pour realiser 1'element (S) est superieure a celle du bloc metallique utilise pour realiser 1'element (T), c) ladite premiere piece (S) comprend une premiere portion d'ame (51) substantiellement plane de longueur LI et de hauteur H4 inferieure a H1 et au moins un element raidisseur (3) substantiellement perpendiculaire et adjacent a ladite premiere portion d'ame et dont la hauteur H'1 sensiblement egale a H1, est telle qu'une portion de raidisseur de hauteur H'l - H4 deborde de ladite premiere portion d'ame, d) ladite seconde piece (T) comporte au moins une seconde portion d'ame (52) substantiellement plane de longueur L1 et de hauteur 115 telle que la somme H4 + H5 soit sensiblement egale a Hl, e) ladite premiere piece monolithique (S) et ladite seconde piece (T) sont accolees de telle sorte que les portions d'ame (51) et (52) se trouvent bout a bout sur toute leur longueur commune L1 et que ladite portion de raidisseur debordant de ladite premiere portion d'ame soit adjacente a ladite seconde portion d'ame.

20. Element structural integral selon la revendication 19 dans lequel les elements monolithiques (S) et (T) sont assembles par soudage et preferentiellement par soudage par friction-malaxage.

21. Element structural integral selon la revendication 19 ou 20 comprenant une semelle inferieure (1) et une semelle superieure (2) superieure typiquement planes et s'etendant dans un plan typiquement parallele au plan (E,L) dans la direction E jusqu'a l'epaisseur El et dans la direction L jusqu'a la longueur Ll.

22. Element structural selon la revendication 21 dans lequel ledit au moins un raidisseur (3) comporte a son extremite une prolongation (31) qui s'etend dans la direction E jusqu'a une epaisseur sensiblement egale a El.

23. Element structural selon la revendication 22 dans lequel les elements monolithiques (S) et (T) sont assembles par au moins trois types de soudure : au mains une soudure bout a bout (21) parallele a la direction L permettant d'assembler les portions d'ame (51) et (52), au moins une soudure en T (22) parallele a la direction H permettant d'assembler les elements (3) et (52), au moins une soudure en T (23) permettant d'assembler les elements (1) et (31).

24. Element structural selon une quelconque des revendications 21 a 23 dans lequel une piece (Ta) comprend la portion d'ame (52) et coopere avec une piece (Tb) pour former la semelle inferieure (1).

25. Element structural selon une quelconque des revendications 19 a 24 dans lequel la piece monolithique S comprend un retardateur de fissure (4) dans un plan (E, L).

26. Utilisation d'un element structural selon une quelconque des revendications 19 a 25 pour la fabrication d'un aeronef.