WO2006131627A1 - Tole en aluminium-cuivre-lithium a haute tenacite pour fuselage d'avion - Google Patents

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WO2006131627A1
WO2006131627A1 PCT/FR2006/001250 FR2006001250W WO2006131627A1 WO 2006131627 A1 WO2006131627 A1 WO 2006131627A1 FR 2006001250 W FR2006001250 W FR 2006001250W WO 2006131627 A1 WO2006131627 A1 WO 2006131627A1
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WO
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weight
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liquid metal
sheet
bath
Prior art date
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PCT/FR2006/001250
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Inventor
Bernard Bes
Hervé Ribes
Christophe Sigli
Timothy Warner
Original Assignee
Alcan Rhenalu
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Priority to EP06764718A priority patent/EP1891247B1/fr
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • 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.
  • Today, civilian aircraft fuselages are, for the most part, made of alloy sheet 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 or 7475, clad on each face with an aluminum alloy f lightly loaded 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 should 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.
  • US Patent 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 a high resistance at room temperature and at high temperatures. temperature, high ductility at room temperature and high temperature, extrusionability, controllability, 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.
  • US 5 211 910 discloses aluminum-based alloys containing Cu, Li, Zn, Mg and Ag which have favorable properties, such as a relatively low density, a 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 US 5,032,359 in order to reduce the cost.
  • US 5 455 003 discloses a process for producing aluminum-copper-lithium alloys which have improved strength and toughness at cryogenic temperatures.
  • the improved cryogenic properties are achieved by adjusting the composition of the alloy, together 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.
  • 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 LibMg c ⁇ gdZr AlbaI e wherein a, b, c, d, e and bal indicate the amount in% by weight of alloying components, and wherein 2.8 ⁇ a ⁇ 3.8,
  • 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:
  • 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 unstable rupture of pre-cracked wide panels, and a high resistance to corrosion.
  • An object of the present invention is a method of manufacturing an aluminum alloy sheet having a high toughness and mechanical strength, wherein: a) a liquid metal bath comprising 2.7 to 3 is produced; , 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 an element 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 remainder being aluminum and unavoidable impurities, with the additional requirement that the amount of Cu and Li be such that
  • 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 or such that Cu (% by weight) + 5/3 Li (% by 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. Description of figures
  • FIG. 1 Curve R in the direction T-L (specimen CCT760).
  • Figure 2 Curve R in the L-T direction (CCT760 specimen).
  • Figure 3 evolution of the cracking speed in the T-L direction when the amplitude of the stress intensity factor varies.
  • Figure 4 evolution of the cracking speed in the L-T direction when the amplitude of the stress intensity factor varies.
  • Figure 5 Curve R in the direction T-L (specimen CCT760) samples according to the invention having been obtained with different levels of strain by traction.
  • the static mechanical characteristics in other words the ultimate tensile strength Rm, the conventional yield stress at 0.2% elongation R p o, 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 C o is also calculated in attributing the initial crack length to 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 C o factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test.
  • K ⁇ ff represents the K 0 factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test.
  • ⁇ a e ff ⁇ max represents the crack extension of the last valid point of the R curve.
  • the crack size at the end of the fatigue pre-cracking stage is W / 3 for specimens of the type M (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 9 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 evaluate the relative toughness of samples whose static mechanical properties are different.
  • the overall energy at break E 9 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 the journal 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 min 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 the skin of
  • fuselage fuselage skin
  • stiffeners or stringers bulkheads
  • circumferential frames wings (such as wing skin)
  • stiffeners stringers or stiffeners
  • ribs ribs
  • longitudinal members spars
  • Preferred 3 0 to 3, 4 0.8 to 1, 2 o, o, 5 o, 2 to o, 6
  • the relationship between copper and lithium is preferably:
  • 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 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 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.
  • 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.
  • 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 to 530 ° C. for 5 to 60 hours.
  • the inventors have observed that homogenization temperatures above 530 ° C. can tend to reduce the tenacity performance in certain 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, 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 produced at a temperature of between 140 and 170 ° C. for 5 to 30 hours, which makes it possible to obtain a T8 state.
  • the income 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 conventional yield strength R p o, 2 in the direction L is preferably at least 440 MPa, preferably at least 450 MPa or even at least 460 MPa.
  • the resistance to breaking Rm in the direction L is preferably at least 470 MPa, preferably at least 480 MPa or even at least 490 MPa.
  • K app in the direction TL is preferably at least 110 MPa Vm and preferably at least 130 MPaVm or even at least 140 MPaVm;
  • K app in the LT direction is at least
  • K ⁇ ff in the TL direction is at least
  • K eff in the LT direction is at least 170
  • the crack extension of the last valid point of the curve R in the TL direction is preferably at least 30 mm and preferably at least 40 mm;
  • the crack extension of the last valid point of the curve R in the LT direction is preferably at least 50 mm.
  • 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 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 given in FIGS. 1 and 2, for directions T-L and LT, respectively.
  • FIG. 1 clearly shows that the crack extension of the last valid point of the curve R ( ⁇ a e ff (max)) is much greater for the samples of the invention than for the sample E # 1, E # 3 , E # 31 and E # 4.
  • 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.
  • 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 GI10. 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

Un alliage à base d'aluminium de faible masse volumique utile dans une structure d'aéronef pour les applications de tôle de fuselage qui a une résistance mécanique élevée, une haute ténacité et une haute résistance à la corrosion, comprenant en % en poids, 2,7 à 3,4 de Cu, 0,8 à 1,4 de Li, 0,1 à 0,8 de Ag, 0,2 à 0,6 de Mg et un élément tel que Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti ou une combinaison de ceux-ci, dont la quantité, en % en poids, est de 0,05 à 0,13 pour Zr, 0,05 à 0,8 pour Mn, 0,05 à 0,3 pour Cr et Sc, 0,05 à 0,5 pour Hf et 0,05 à 0,15 pour Ti. La quantité de Cu et de Li est déterminée selon la formule Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) < 5,2.

Description

TOLE EN ALUMINIUM-CUIVRE-LITHIUM A HAUTE TENACITE POUR
FUSELAGE D'AVION
Domaine de l' invention
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.
Etat de la technique
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, manœuvre, 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 .
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 .
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.
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.
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 manœuvres et de rafales de vent, spécialement dans la direction longitudinale, mais également autour de l'aile, dans toutes les 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 df 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 cœur. 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.
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 Al 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.
Le brevet US 5 032 359 (Martin Marietta) décrit une famille d' alliages basée sur des alliages aluminium-cuivre-magnésium-argent auxquels du lithium a été ajouté, dans des gammes spécifiques et qui présentent une résistance élevée à température ambiante et à haute température, une ductilité élevée à températures ambiante et à haute température, une aptitude à l'extrusion, une _forgeabilité, et de bonnes propriétés de soudabilité et de réponse au vieillissement naturel. Les exemples décrivent des produits extrudés. Aucune information n'est fournie quant à la ténacité, au comportement en fatigue ou à la résistance à la corrosion. Dans un mode de réalisation préféré, l'alliage a pour composition de 3,0 à 6,5 % de cuivre, de 0,05 à 2,0 % de magnésium, de 0,05 à 1,2 % d'argent, de 0,2 à 3,1 % de lithium, de 0,05 à 0,5 % d'un élément choisi parmi le zirconium, le chrome, le manganèse, le titane, le bore, l'hafnium, le vanadium, le diborure de titane et les mélanges de ces derniers.
Le document US 5 122 339 (Martin Marietta) est une continuation de la demande précédente. Il est décrit en outre une utilisation d'alliages similaire en tant qu'alliages de soudage ou en tant qu'alliages soudés.
Le document US 5 211 910 (Martin Marietta) décrit les alliages à base d'aluminium contenant du Cu, du Li, du Zn, du Mg et de l'Ag qui possèdent des propriétés favorables, comme une masse volumique relativement faible, un module élevé, des combinaisons résistance mécanique/ductilité élevées, une forte réponse au vieillissement naturel avec et sans écrouissage antérieur, et un module élevé après revenu avec ou sans écrouissage antérieur. Les alliages ont pour composition de 1 à 7% de Cu, de 0,1 à 4% de Li, de 0,01 à 4% de Zn, de 0,05 à 3% de Mg, de 0,01 à 2 % d'Ag, de 0,01 à 2 % d'un élément choisi parmi Zr, Cr, Mn, Ti, Hf, V, Nb, B et TiB2, le reste étant de l'Ai conjointement avec ses impuretés inévitables . Cette invention décrit comment des additions de Zn peuvent être utilisées pour réduire la teneur en Ag présents dans les alliages enseignés dans le document US 5 032 359 de façon à de réduire le coût.
Le document US 5 455 003 (Martin Marietta) décrit un procédé de production d' alliages aluminium-cuivre- lithium qui présentent une résistance mécanique et une ténacité améliorées à des températures cryogéniques. Les propriétés cryogéniques améliorées sont atteintes en ajustant la composition de l'alliage, conjointement avec les paramètres de traitement tels que la quantité d' écrouissage et le revenu. Le produit est utilisé pour des réservoirs cryogéniques dans des véhicules de lancement spatial.
Le document US 5 389 165 (Reynolds) décrit un alliage à base d'aluminium utile dans des structures d'aéronef et aérospatiales qui a une faible masse volumique, une résistance mécanique élevée et une haute ténacité et qui a pour formule: CuaLibMgcΑgdZreAlbai dans laquelle a, h, c, d, e et bal indiquent la quantité en % en poids de composants d'alliage, et dans laquelle 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 :
Cu (% en poids) + 1,5 Li (% en poids) < 5,4.
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. Le document US 2004/0071586 (Alcoa) divulgue un alliage Al-Cu-Mg comprenant de 3 à 5 % en poids de Cu, de 0,5 à 2 % en poids de Mg et de 0,01 à 0,9 % en poids de Li. D'après cette demande de brevet, la ténacité des alliages pour lesquels un ajout de Li compris entre 0,2 et 0,7 % en poids est améliorées de façon significative par rapport à des alliages semblables contenant soit pas de Li soit une quantité de Li plus élevée.
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. Objet de l'invention
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.
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 0C pendant 5 à 30 heures.
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 Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) < 5,2 .
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. Description des figures
Figure 1 : Courbe R dans le sens T-L (éprouvette CCT760) .
Figure 2 : Courbe R dans le sens L-T (éprouvette 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 4 : évolution de la vitesse de fissuration dans le sens L-T lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie.
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.
Description détaillée de l'invention
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.
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 Rpo,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.
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. Kβff représente le facteur K0 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.
La ténacité a été également évaluée dans les sens T-L à l'aide de l'énergie globale à rupture E9 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 E9 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 « Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet », paru dans la revue Materials Research & Standards, Avril 1964, p. 151- 155. L'éprouvette utilisée pour l'essai de ténacité Kahn est décrite, par exemple, dans le « Metals Handbook », 8th Edition, vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242.
Par « tôle », on veut dire ici un produit laminé n'excédant pas 12 min d'épaisseur.
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
U) 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 stabilisateuMM C Crs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers) , ainsi que les profilés de plancher (floor beams) , les rails de sièges (seat tracks) et les portes.
L' alliage aluminium - cuivre - lithium - argent- magnésium selon un mode de réalisation de l'invention a de manière avantageuse la composition suivante :
Tableau 1 Gammes de composition d'alliages (% en poids, le reste étant du Al
Cu Li Ag Mg
Large 2, 7 à 4 0,8 à 1, 4 o, 1 à o, 8 o, 2 à 6
Préférée 3, 0 à 3, 4 0,8 à 1, 2 o, à o, 5 o, 2 à o, 6
Plus 3, 1 à 3, 3 0,9 à 1, 1 o, à o, 4 o, 2 à 0, 4 préférée
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
Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) < 5,2 et en assurant une vitesse de refroidissement pendant la trempe suffisamment élevée, par exemple en trempant à l'eau froide.
Pour les compositions préférée et plus préférée du tableau 1, la relation entre le cuivre et le lithium est de préférence :
Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) < 5.
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.
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. 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.
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) .
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. 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.
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. 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. 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.
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.
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 0C pendant 5 à 60 heures. Les inventeurs ont observé que les températures d'homogénéisation supérieures à 530 0C peuvent tendre à réduire la performance de ténacité dans certains cas.
Avant le laminage à chaud, les plaques sont chauffées à 490 à 530 0C 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 préfèrentiellement de l'eau froide. 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 œuvre élevée ainsi que des difficultés de mise en forme, ce qui augmenterait le coût du produit.
Un revenu est réalisé à une température comprise entre 140 et 1700C 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 1550C 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.
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 .
Les caractéristiques des tôles obtenues selon l'invention sont à l'état T8 :
- La limite d'élasticité conventionnelle Rpo,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 Vm et préférentiellement d'au moins 130 MPaVm ou même d'au moins 140 MPaVm ;
Kapp dans la direction L-T est d' au moins
150 MPaVm et préférentiellement d'au moins 170 MPa Vm ; KΘff dans la direction T-L est d' au moins
130 MPaVm et préférentiellement d'au moins 150 MPaVm ; Keff dans la direction L-T est d'au moins 170
MPa Vm ou même d'au moins 190 MPa Vm et préférentiellement d'au moins 230 MPaVm ;
Δaeff(max)f 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)f 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. 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.
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.
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.
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.
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%.
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%. La tôle de l'invention n'induit généralement aucun problème particulier pendant des opérations ultérieures de traitement de surface classiquement utilisées en construction aéronautique.. 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.
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.
Exemples
Exemple 1
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.
Tableau 2
Figure imgf000027_0001
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.
0 Tableau 3 : Masse volumique des alliages testés
Figure imgf000027_0002
Le procédé utilisé pour la fabrication des échantillons de référence A a 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.
Tableau 4 Conditions des étapes consécutives de transformation
Figure imgf000029_0001
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.
Après revenu, on a coupé les échantillons aux dimensions souhaitées. Le tableau 5 fournit la référence des différents échantillons et de leurs dimensions . Tableau 5 : Dimensions finales des échantillons
Figure imgf000030_0001
Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rpo,2/ la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 6.
Tableau 6 :
Figure imgf000031_0001
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. Les courbes R de certains échantillons selon 1' invention et des échantillons E de référence sont fournies sur les figures 1 et 2, pour les directions T- L et L-T, respectivement. La figure 1 montre clairement que l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R (Δaeff(max) ) est beaucoup plus grande pour les échantillons de l'invention que pour l'échantillon E#l, E#3, E#31 et E#4. Ce paramètre est au moins aussi critique que les valeurs Kapp du fait que, comme expliqué dans la description de l'art antérieur, la longueur de la courbe R est un paramètre important pour la conception du fuselage. La figure 2 montre la même tendance, bien que la direction L-T donne intrinsèquement un meilleur résultat. La courbe R de l'échantillon F#3 n'a pas pu être mesurée dans la direction L-T car la charge maximale de la machine a été atteinte. Le tableau 7 résume les résultats des essais de ténacité. Pour les tôles selon l'invention, la valeur de Kapp dans le sens T-L est supérieure à 110 MPa Vin et même supérieure à 130 MPa Vm tandis que pour les échantillons E en alliage 2098 de référence la valeur de Kapp dans le sens T-L est inférieure à 110
MPaVm à part pour l'échantillon E#3 qui a subit une étape spéciale de recuit avant mise en solution. Tableau 7 : Résultats des essais de ténacité
Figure imgf000033_0001
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.
Tableau 8 : Données de résumé de la courbe R
Figure imgf000034_0001
Les figures 3 et 4 montrent l'évolution de la vitesse de fissuration da/dN (en mm/cycle) dans l'orientation T-L et L-T, respectivement, pour différents niveaux de facteur d' intensité de contrainte (ΔK) . La largeur de l'échantillon était de 400 mm (éprouvette CCT 400) et R = 0,1. On n'observe pas de différence majeure entre les échantillons E et F. La vitesse de fissuration de l'échantillon F est dans la même gamme que dans celle typiquement obtenue pour l'alliage 2056 (Echantillon B) et inférieure à celle obtenue pour l'alliage 6156 (Echantillon D).
La résistance à la corrosion intergranulaire a été testée selon la norme ASTM GIlO. 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#l 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.
Exemple 2
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 0C. Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rpo,2, la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 9. Tableau 9 :
Propriétés mécaniques des échantillons laboratoire ayant différents taux de déformation permanente
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 Rn, (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.
Tableau 10 :
Résultats du Kahn test effectué sur les échantillons laboratoire ayant différents taux de déformation permanente
Figure imgf000037_0001
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 E9 diminue lentement jusqu'à une déformation permanente de 5% et diminue de façon plus brutale pour une déformation permanente de 6% .
Exemple 3
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 RPO,2Λ la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 11.
Tableau 11 : Propriétés mécaniques des échantillons industriels ayant différents taux de déformation permanente
Figure imgf000038_0001
Les courbes R obtenues pour les deux échantillons dans la direction T-L sont présentées sur la figure 5. Le tableau 12 résume les résultats des courbes R. L' échantillon ayant subit une déformation permanente de 1,8% présente une résistance mécanique plus faible que celle de l'échantillon ayant subit une déformation permanente de 3,4%. Par ailleurs, une ténacité très élevée a été observée pour les deux échantillons. Tableau 12 :
Résultats des essais de ténacité effectués sur les échantillons industriels ayant différents taux de déformation permanente.
Figure imgf000039_0001
Exemple 4 0
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 5 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 0 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 5 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.
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.
Tableau 13 : Propriétés mécaniques des joints soudés
Figure imgf000041_0001
Exemple 5
Dans cet exemple l'influence de la teneur en Zr et Mn sur les caractéristiques mécaniques statiques et la ténacité a été évaluée.
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. Tableau 14 :
Composition chimique (% en poids) des alliages contenant du Mn
Référence Si Fe Cu Mn Mg Zr Li Ag Ti de coulée
L 0 ,03 0 ,05 3, 3 0 ,31 0,32 0 ,05 0 ,99 0,32 0,02
M 0 ,03 0 ,05 3, 3 0 ,30 0,33 0 ,11 0 ,98 0,35 0,02
Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur ténacité. La limite d'élasticité Rpo,2c la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont 0 fournis dans le tableau 15 et les résultats des essais de ténacité dans le tableau 16.
Tableau 15 :
Propriétés mécaniques des échantillons provenant d' alliages contenant du Mn
Figure imgf000042_0001
5
Tableau 16 :
Résultats des essais de ténacité pour les alliages contenant du Mn
Figure imgf000042_0002
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) .

Claims

REVENDICATIONS
1. 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 5300C 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.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la dite épaisseur finale est comprise entre 2 et 12 mm.
3. Procédé selon une quelconque des revendications 1 ou 2 dans lequel la teneur en cuivre dudit bain de métal liquide est comprise entre 3,0 et 3,4% en poids.
4. Procédé selon la revendication 3 dans lequel la teneur en cuivre dudit bain de métal liquide est comprise entre 3,1 et 3,3% en poids.
5. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel la teneur en lithium dudit bain de métal liquide est comprise entre 0,8 et 1,2% en poids.
6. Procédé selon la revendication 5 dans lequel la teneur en lithium dudit bain de métal liquide est comprise entre 0,9 et 1,1% en poids.
7. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 6 dans lequel la teneur en argent dudit bain de métal liquide est comprise entre 0,2 et 0,5% en poids.
8. Procédé la revendication 7 dans lequel la teneur en argent dudit bain de métal liquide est comprise entre 0,2 et 0,4% en poids.
9. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 8 dans lequel la teneur en magnésium dudit bain de métal liquide est inférieure à 0,4% en poids.
10. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 9 dans lequel la teneur en zirconium dudit bain de métal liquide est comprise entre 0,05 et 0,13% en poids et la teneur en scandium est comprise entre 0,02 et 0,3% en poids.
11. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 10 dans lequel la teneur en zirconium dudit bain de métal liquide est comprise entre 0,09 et 0,13% en poids.
12. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 11 dans lequel la teneur en manganèse dudit bain de métal liquide est inférieure à 0, 05 % en poids.
13. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 12 dans lequel l' écrouissage à froid total après trempe est compris entre 2,5 et 4%.
14. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 13 dans lequel la dite déformation permanente obtenue par traction contrôlée est comprise entre 2,5 et 4%.
15. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 14 dans lequel ledit revenu est réalisé par chauffage à 140-155 0C pendant 10 à 30 heures .
16. Procédé de fabrication d'une tôle selon la revendication 1, dans lequel
a) on élabore un bain de métal liquide comprenant 3,0 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,2 % en poids de Li,
0,2 à 0,5 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi dans parmi Zr, Mn Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,09 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 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) < 5,0 ; 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 0C pendant une durée de 5 à 60 heures ; d) on lamine ladite plaque en une tôle ayant une épaisseur finale comprise entre 2 et 9 mm ; e) on met en solution en solution ladite tôle à une température comprise entre 490 et 530 0C pendant une durée de 15 mn à 2 heures, et on trempe ladite tôle; f) on tractionne de façon contrôlée ladite tôle avec une déformation permanente de 2,5 à 4 % ; g) on réalise un revenu de ladite tôle par chauffage à 140 à 155 0C pendant 10 à 30 heures.
17. Produit laminé, extrudé et/ou forgé en alliage en 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 de 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 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.
18. Produit laminé, extrudé et/ou forgé selon la revendication 17, ayant une épaisseur comprise entre 0,8 et 12 mm et de préférence entre 2 et 12 mm.
19. Produit selon la revendication 17 ou la revendication 18 dans lequel la teneur en Cu est supérieure à 3,0 % en poids, la teneur en Li est inférieure à 1,2% en poids, la teneur en Ag est comprise entre 0,2 et 0,5% en poids, la teneur en Zr, s'il est choisi, est supérieure à 0,09% en poids, et dans lequel la quantité de Cu et de Li soit telle que Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) < 5,0.
20. Tôle en alliage d'aluminium produite par le procédé selon une quelconque des revendications 1 à 16, caractérisé en ce qu'à l'état T8 :
(a) sa limite d'élasticité conventionnelle mesurée à 0,2% d'allongement dans le sens L est d'au moins
440 MPa, et
(b) sa ténacité Kapp, mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (avec 2ao = 253 mm), est d'au moins
110 MPaVm dans le sens T-L, et (c) son extension de fissure Δaeff(max) du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est d'au moins 30 mm.
21. Tôle en alliage d'aluminium produite par le procédé selon une quelconque des revendications 1 à 16, caractérisé en ce qu'à l'état T8:
(a) sa limite d'élasticité conventionnelle testée à 0,2% d'allongement dans le sens L est d'au moins 460 MPa, et (b) sa ténacité Kapp, mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (avec 2ao = 253 mm), est d'au moins
130 MPaVm dans le sens T-L, et
(c) son extension de fissure Δaeff(max) du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est d'au moins 40 mm.
22. Elément de structure incorporant au moins un produit selon une quelconque des revendications 17 à 21 ou fabriqué à partir d'un tel produit.
23. Elément de structure selon la revendication 22 caractérisé en ce qu'il s'agit d'un panneau de fuselage d' aéronef.
24. Elément de structure selon la revendication 22 par rapport aux revendications 17 à 19 caractérisé en ce qu'il s'agit d'un raidisseur.
25. Elément de structure selon une quelconque des revendications 22 à 24 comprenant une construction soudée dans laquelle le coefficient d' efficacité du joint est supérieur à 70%.
26 Elément de structure selon la revendication 25 dans lequel ladite construction soudée est soudée par soudage par friction-malaxage.
27. Panneau de fuselage selon la revendication 23, dont le poids est de 1 à 10 % inférieur au poids d'un panneau de fuselage de propriété comparable dont les tôles sont dans un alliage sélectionné dans le groupe formé par les alliages 2024, 2056, 2098, 7475 et 6156.
28. Elément de structure selon la revendication 22, dont le poids est de 1 à 10 % inférieur au poids d'un élément de structure de propriété comparable dont les tôles sont dans un alliage sélectionné dans le groupe formé par les alliages 2024, 2056, 2098, 7475 et 6156.
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