WO2015082779A2 - Produit en alliage aluminium-cuivre-lithium pour élément d'intrados a propriétés améliorées - Google Patents

Produit en alliage aluminium-cuivre-lithium pour élément d'intrados a propriétés améliorées Download PDF

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WO2015082779A2
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Definitions

  • the present invention generally relates to aluminum alloy products and, more particularly, to such products, their methods of manufacture and use, particularly in the aerospace industry.
  • Aluminum-lithium alloys are very interesting in this respect, since lithium can reduce the density of aluminum by 3% and increase the modulus of elasticity by 6% for each weight percent of lithium added.
  • No. 5,032,359 discloses a broad family of aluminum-copper-lithium alloys in which the addition of magnesium and silver, particularly between 0.3 and 0.5 percent by weight, makes it possible to increase the mechanical strength.
  • US Patent 5,198,045 discloses a family of alloys comprising (in% by weight) (2,4-3,5) Cu, (1,35-l, 8) Li, (0.25-0.65) Mg, (0.25-0.65) Ag, (0.08-0.25) Zr.
  • the wrought products made with these alloys combine a density of less than 2.64 g / cm and a compromise between strength and toughness of interest.
  • US Pat. No. 7,229,509 describes a family of alloys comprising (in% by weight) (2.5-5.5) Cu, (0.1-2.5) Li, (0.2-1.0) Mg, (0.2-0.8) Ag, (0.2-0.8) Mn, (up to 0.4) Zr or other affinants such as Cr, Ti, Hf, Se and V.
  • the examples presented were a compromise between strength and toughness improved but their density is greater than 2.7 g / cm 3 .
  • Patent EP 1,966,402 describes a non-zirconium-containing alloy for fuselage sheets of essentially recrystallized structure comprising (in% by weight) (2, 1-2,8) Cu, (1,1-1,7) Li (0.2-0.6) Mg, (0.1-0.8) Ag, (0.2-0.6) Mn.
  • EP 1,891,247 discloses an alloy for fuselage plates comprising (in% by weight) (3.0-3.4) Cu, (0.8-1.2) Li, (0.2-0.6 ) Mg, (0.2-0.5) Ag and at least one of Zr, Mn, Cr, Se, Hf and Ti, wherein the Cu and Li contents are Cu + 5/3 Li ⁇ 5.2.
  • No. 5,455,003 discloses a process for producing aluminum-copper-lithium alloys having improved strength and toughness properties at cryogenic temperature. This method applies in particular to an alloy comprising (in% by weight) (2.0-6.5) Cu, (0.2-2.7) Li, (0-4.0) Mg, (0- 4.0) Ag, (0-3.0) Zn.
  • the international application WO 2010/055225 describes a manufacturing method in which a bath of liquid metal comprising 2.0 to 3.5% by weight of Cu, 1.4 to 1.8% by weight of Li, O, is produced. 1 to 0.5% by weight of Ag, 0.1 to 1.0% by weight of Mg, 0.05 to 0.18% by weight of Zr, 0.2 to 0.6% by weight of Mn and at least one member selected from Cr, Se, Hf and Ti, the amount of the element, if selected, being from 0.05 to 0.3 wt% for Cr and for Se, 0.05 to 0.5% by weight for Hf and from 0.01 to 0.15% by weight for Ti, the remainder being aluminum and unavoidable impurities; casting a raw form from the bath of liquid metal and homogenizing said raw form at a temperature between 515 ° C and 525 ° C so that the time equivalent to 520 ° C for homogenization is between 5 and 20 hours.
  • the international application WO2011 / 141647 relates to an alloy based on aluminum comprising, in% by weight, 2.1 to 2.4% Cu, 1.3 to 1.6% Li, 0.1 to 0.5 % Ag, 0.2 to 0.6% Mg, 0.05 to 0.15% Zr, 0.1 to 0.5% Mn, 0.01 to 0.12% Ti, optionally at minus one element selected from Cr, Se, and Hf, the amount of the element, if selected, being from 0.05 to 0.3% for Cr and for Se, 0.05 to 0.5% for Hf, an amount of Fe and Si less than or equal to 0.1 each, and unavoidable impurities at a content less than or equal to 0.05 each and 0.15 in total.
  • the alloy allows the production of spun, rolled and / or forged products particularly suitable for the manufacture of aircraft wing-bottom elements.
  • AA2196 alloy comprising (in% by weight) (2.5-3.3) Cu, (1.4-2.1) Li, (0.25-0.8) Mg, is also known. , 25-0.6) Ag, (0.04-0.18) Zr and at most 0.35 Mn and the AA2296 alloy comprising (in% by weight) (2, 1-2.8) Cu, ( 1.3-1.9) Li, (0.20-0.8) Mg, (0.25-0.6) Ag, (0.04-0.18) Zr (0.05-050) Mn and the alloy AA2076 (2.0-2.7) Cu, (1.2-1.8) Li, (0.20-0.8) Mg, (0.15-0.40) Ag, ( 0.05-0.16) Zr (0.05-050) Mn.
  • Some parts for aeronautical construction require a compromise of particular properties that these alloys and known products do not achieve.
  • the parts used in the manufacture of aircraft wing bottoms require a very high toughness and mechanical strength nevertheless sufficient as well as fatigue properties, especially in advantageous spectrum fatigue. It is necessary that these properties are thermally stable, that is to say that they do not change significantly during aging treatment at a temperature such that 85 ° C. Get all of these properties simultaneously with the lowest possible density is a compromise of desirable properties.
  • a first subject of the invention is a method of manufacturing a rolled or forged product in which:
  • Mn 0.1 - 0.5 and Zr ⁇ 0.05 or Mn ⁇ 0.05 and Zr 0.10 - 0.16
  • Yet another object of the invention is the use of a product according to the invention as a structural element in the aeronautical construction and preferably as an aircraft wing surface element.
  • alloys are in accordance with the regulations of The Aluminum Association, known to those skilled in the art.
  • the density depends on the composition and is determined by calculation rather than by a method of measuring weight.
  • the values are calculated in accordance with the procedure of The Aluminum Association, which is described on pages 2-12 and 2-13 of "Aluminum Standards and Data".
  • the definitions of the metallurgical states are given in the European standard EN 515.
  • the static mechanical characteristics in other words the ultimate ultimate strength R m , the tensile yield strength R p0; 2 and the elongation at break A, are determined by a tensile test. according to standard EN 10002-1 or NF EN ISO 6892-1, the location to which the parts are taken and their meaning being defined by the EN 485-1 standard.
  • the stress intensity factor (K Q ) is determined according to ASTM E 399.
  • the ASTM E 399 gives in 9.1.3 and 9.1.4 criteria to determine if K Q is a valid value of ⁇ >
  • a Kic value is always a K Q value, the reciprocal being not true.
  • the criteria of paragraphs 9.1.3 and 9.1.4 of ASTM E399 are not always checked, however for a given specimen geometry, the K Q values presented are always comparable to each other. , the specimen geometry to obtain a valid value of K ⁇ c is not always accessible given the constraints related to the dimensions of the sheets.
  • the thickness of the specimen chosen is a thickness deemed suitable by those skilled in the art to obtain a valid value of K JC -
  • the values of the apparent tensile strength factor (K app ) and the tensile stress intensity factor (K c ) are as defined in ASTM E561.
  • the fatigue crack propagation test at ambient temperature was performed in accordance with ASTM E647.
  • the specimen was pre-cracked by fatigue loading in accordance with the recommendations of the standard. This practice makes it possible to start the propagation test on a straight crack, acute and remote from the mechanical cut.
  • the specimen was loaded cyclically with a constant load amplitude.
  • the present inventor has recorded the number of cycles performed under the conditions mentioned above in a crack size range such that the 6.5 MPaVm ⁇ AK ⁇ 16.6 MPaVm condition was met.
  • EN 12258 Unless otherwise specified, the definitions of EN 12258 apply.
  • a "structural element” or “structural element” of a mechanical construction is called a mechanical part for which the static and / or dynamic mechanical properties are particularly important for the performance of the structure, and for which a structural calculation is usually prescribed or realized.
  • These are typically elements whose failure is likely to endanger the safety of said construction, its users, its users or others.
  • these structural elements include the elements that make up the fuselage (such as fuselage skin (fuselage skin in English), stiffeners or stringers, bulkheads, fuselage (circumferential frames), wings (such as wing skin), stiffeners (stiffeners), ribs (ribs) and spars) and empennage including horizontal stabilizers and vertical stabilizers horizontal or vertical stabilizers, as well as floor beams, seat tracks and doors.
  • fuselage such as fuselage skin (fuselage skin in English
  • stiffeners or stringers such as fuselage skin
  • bulkheads fuselage (circumferential frames)
  • wings such as wing skin
  • stiffeners stiffeners (stiffeners), ribs (ribs) and spars
  • empennage including horizontal stabilizers and vertical stabilizers horizontal or vertical stabilizers, as well as floor beams, seat tracks and doors.
  • the crystallographic texture can be described by a mathematical function in 3 dimensions. This function is known in the art as Density Orientation Function (FDO). It is defined as the volume fraction of the material dV / V having an orientation g to dg:
  • FDO Density Orientation Function
  • ( ⁇ , ⁇ , ⁇ 2) are the Euler angles describing the orientation g.
  • the present inventor has calculated the FDO of each sheet by the spherical harmonic method from four pole figures measured by X-ray diffraction on a traditional texture goniometer. In the context of the invention the measurements of the pole figures were performed on samples cut at the mid-thickness of the sheets. Similarly, in order to obtain statistically representative measurements, the sample size was adapted to the grain size.
  • the texture index informs about the sharpness of the crystallographic texture without giving details on the nature of it. It is unity for a material with a random orientation distribution, but its value increases when the textures are more strongly marked.
  • the texture index I is calculated with the following equation:
  • Another way of simplifying the information of the FDO is the calculation of the volume fraction of crystallites which have a specific orientation. This is done by arbitrarily defining the reference orientation as well as an angle of maximum disorientation around this orientation. The FDO is then integrated into the domain thus defined, which makes it possible to deduce the relative volume of orientations contained in this domain with respect to the total volume.
  • the present inventor has used a 15 ° tolerance around the "copper”, “brass” and “S” orientations in order to describe the texture obtained.
  • the crystallographic orientations “copper”, “brass” and “S” are known to those skilled in the art and described for example in the reference document UF Kocks, CN Tomé, and H.-R. Wenk, "Texture and anisotropy: preferred orientations in polycrystals and their effect on materials properties". Cambridge University Press, 2000.
  • the orientations "copper”, “brass” and “S” are reproduced in the table below.
  • the products according to the invention are obtained by a process comprising the steps of casting, homogenization, hot deformation, dissolution, quenching, stress relief and tempering.
  • an alloy plate is cast according to the invention.
  • the copper content of the alloy for which the surprising effect is observed is between 1.8 and 2.6% by weight.
  • the copper content is at most 2.5%.
  • the maximum content of copper is 2.3% or preferably 2.2% by weight.
  • the copper content is at least 1.9 or advantageously 1.95% by weight.
  • the lithium content is between 1.3 and 1.8%.
  • the lithium content is at least 1.35 and preferably 1.4% by weight.
  • the lithium content is at most 1.65 or preferably 1.6% by weight.
  • the silver content is between 0 and 0.5% by weight. In an advantageous embodiment of the invention, the silver content is between 0.05 and 0.25% by weight. In one embodiment of the invention, which has the advantage of minimizing the density, the silver content is at most 0.05% by weight.
  • the magnesium content is between 0.1 and 0.5% by weight. Preferably, the magnesium content is at most 0.4% by weight. In an advantageous embodiment of the invention, the magnesium content is at least 0.2% by weight.
  • the present inventor has found that the desirable properties of the products according to the invention can be obtained in two embodiments with regard to the addition of manganese and zirconium.
  • manganese is added between 0.1 and 0.5% by weight and preferably between 0.2 and 0.4% by weight while limiting the zirconium content to less than 0.05% by weight. weight and preferably less than 0.04% by weight.
  • zirconium is added between 0.10 and 0.16% by weight and preferably between 0.11 and 0.15% by weight and the manganese content is limited to less than 0.05% by weight. weight and preferably less than 0.04% by weight.
  • the simultaneous addition of zirconium and manganese does not make it possible to obtain the properties of fatigue, toughness, mechanical strength of the products according to the invention.
  • the alloy also contains from 0.01 to 0.15% by weight of Ti and preferably from 0.02 to 0.10% by weight, in particular to control the grain size during casting. It is preferable to limit the content of unavoidable impurities in the alloy so as to achieve the most favorable damage tolerance properties.
  • the unavoidable impurities include iron and silicon, these elements have a content of less than 0.1% by weight each and preferably a content of less than 0.08% by weight and 0.06% by weight for iron and silicon, respectively, the other impurities have a content of less than 0.05% by weight each and 0.15% by weight in total.
  • the zinc content is less than 0.20% by weight and preferably less than 0.04% by weight.
  • the zinc content is less than 0.05% by weight
  • the silicon content is less than 0.08% by weight
  • the iron content is less than 0.08% by weight.
  • the density of the alloy at room temperature is less than 2.670 g / cm 3 .
  • the composition is adjusted to obtain a density at room temperature of less than 2.640 g / cm 3, more preferably less than 2.630 g / cm 3.
  • the plate is then homogenized.
  • the homogenization temperature is preferably between 480 and 540 ° C for 5 to 60 hours.
  • the homogenization temperature is between 490 ° C and 510 ° C.
  • the plate After homogenization, the plate is generally cooled to room temperature before being preheated to be hot deformed by rolling and / or forging. Preheating aims to achieve an initial deformation temperature preferably between 420 and 520 ° C and preferably of the order of 430 ° C to 460 ° C allowing the deformation of the raw form.
  • the hot deformation is carried out by rolling and / or forging.
  • the plate is essentially deformed by rolling so as to obtain a sheet.
  • the heat distortion temperature depends on the composition of the plate.
  • the heat distortion conditions are such that the final temperature deformation is at least 400 ° C and preferably at least 410 ° C.
  • the hot deformation conditions are such that the final temperature of hot deformation is at most 400 ° C., preferably at most 390 ° C., and preferably at most 380 ° C.
  • the product thus obtained is then put in solution preferably by heat treatment between 490 and 530 ° C for 15 min to 8 h, then quenched typically with water.
  • the product then undergoes a controlled pull of 1 to 6% and preferably of at least 2%, typically about 4%.
  • cold rolling is carried out with a reduction of between 5% and 15% before the controlled pulling step.
  • Known steps such as planing and / or shaping may optionally be performed before or after the controlled pull.
  • An income is produced at a temperature between 120 and 170 ° C for 5 to 100 h preferably between 140 and 160 ° C for 20 to 60 h.
  • the income is such that the equivalent time t (eq) at 155 ° C is between 20 and 40 hours and preferably between 25 and 35 hours.
  • the equivalent time t (eq) at 155 ° C is defined by the formula:
  • T in Kelvin
  • T ref is a reference temperature set at 428 K.
  • t (eq) is expressed in hours.
  • the formula giving t (eq) takes into account the heating and cooling phases.
  • the preferred metallurgical states are for the plates T8 states, more particularly T84 or T86.
  • the process according to the invention is used to manufacture rolled and / or forged products.
  • the method according to the invention is used to manufacture sheets.
  • the process according to the invention is particularly advantageous for obtaining laminated products of heat-stable Al-Cu-Li alloy, of low density and of tenacity and of high fatigue strength with, however, sufficient mechanical strength, for aeronautical applications.
  • plates having a thickness of at least 14 mm and preferably at least 20 mm and / or at most 100 mm and preferably at most 60 mm are advantageous.
  • the heavy plates obtained by the process according to the invention comprise, at mid-thickness, in the T84 state, for a thickness of between 20 mm and 50 mm.
  • a Kappa (LT) tenacity measured on test pieces of width W 406 mm, of at least 105 MPa after receipt and even after an aging of 3000 hours at 85 ° C,
  • the products according to the invention can be used as structural elements, in particular in aeronautical construction.
  • the products according to the invention are used as an aircraft wing surface element.
  • the alloys were cast in plate form. Their composition and their calculated density are given in Table 1.
  • the alloys 3 and 4 have a composition according to the invention.
  • the alloy 5 is a reference alloy already mentioned in the application WO201 1/141647.
  • the plates were homogenized for 12 hours at 508 ° C. (alloys 1 to 4) or 8 hours at 520 ° C. (alloy 5). After homogenization, the plates were heated and hot rolled. For alloys 1 to 4, two hot rolling conditions were tested. The details of the hot rolling conditions and the corresponding plate references are given in Table 2.
  • the sheets thus obtained were dissolved at 497 +/- 2 ° C (1 A to 4B) or 524 +/- 2 ° C (5A), quenched with water and triturated with a permanent elongation of approximately 4%. Different income conditions were tested on small samples.
  • the tests carried out made it possible to determine optimal conditions of income treatment for the T84 state of the industrial scale plates, thus the alloy sheets 1 and 2 were then subjected to an income of 40 hours at 140 ° C, the sheets in alloy 3 had an 80-hour income at 140 ° C and alloy sheets 4 had an income of 30 hours at 155 ° C and alloy sheets 5, whose optimal conditions had already been determined, 36 hours at 155 ° C.
  • the spectrum fatigue representative of the intrados conditions of a commercial airplane was measured according to the specification of an aircraft manufacturer on CCT type specimens, 12 mm thick, 700 mm long and 200 wide. mm having a notch of 30 mm.
  • the fatigue characterization specimens under spectrum have been taken to be centered 1 1 mm below the surface of the sheet. Spectrum fatigue results were obtained after fatigue pre-cracking until the crack reached 40 mm. The result obtained is the number of flights between 50 mm and 130 mm of crack propagation.
  • the test specimen was precured by fatigue loading in accordance with the recommendations of the standard.
  • For the propagation test the specimen was loaded cyclically with a constant load amplitude.
  • the sheets 3A and 4B present a compromise of particularly favorable properties.
  • the sheets 3A and 4B present a compromise of particularly favorable properties.
  • a toughness K app LT (W 406mm) of at least 105 MPaVm even after 3000 hours at 85 ° C
  • the sheets 1A and 2A have texture characteristics similar to the sheets according to the invention 3A and 4B However, their thermal stability is not satisfactory which could be related to the copper content.
  • the sheet A has a texture similar to the sheets according to the invention, but the simultaneous presence of manganese and zirconium seems to have a detrimental effect on the fatigue properties.
  • Sheet 4B has the advantage of a lower density than sheet 3A for comparable properties.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication produit laminé ou forgé dont l'épaisseur est comprise entre 14 et 100 mm, en alliage d'aluminium de composition, en % en poids, Cu : 1,8 - 2,6; Li : 1,3 - 1,8; Mg : 0,1 - 0,5; Mn : 0,1 - 0,5 et Zr < 0,05 ou Mn < 0,05 et Zr 0.10 - 0.16; Ag : 0 - 0,5; Zn < 0,20; Ti : 0,01 - 0,15; Fe : < 0,1;Si : < 0,1; autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste aluminium dont la densité est inférieure à 2,670 g/cm3 comprenant une homogénéisation, une déformation à chaud dont les conditions sont telles lorsque la teneur en manganèse est de 0,1 à 0,5 % en poids et la teneur en zirconium est inférieure à 0,05 % en poids la température finale de déformation à chaud est au moins 400 °C et lorsque la teneur en manganèse est inférieure à 0,05 % en poids et la teneur en zirconium est comprise entre 0,10 et 0,16 % en poids la température finale de déformation à chaud est au plus de 400 °C, une mise en solution, une trempe, une traction contrôlée et un revenu. Les produits susceptibles d'être obtenu par le procédé selon l'invention dont l'épaisseur est comprise entre 20 mm et 50 mm et dont la limite d'élasticité à mi-épaisseur Rpo,2(L) est au moins 390 MPa, la ténacité KappL-T (W= 406mm) est au moins 105 MPaVm même après vieillissement de 3000 heures à 85 °C et le nombre de cycles dans la condition 6,5 MPa√m<ΔK<16.6 MPa√m d'au moins 250 000 pour un essai de fatigue réalisé selon la norme ASTM E647 sur des éprouvettes de type CCT de largeur W= 160mm prélevées dans la direction L-T à ¼ épaisseur. Les produits selon l'invention sont particulièrement adaptés à la fabrication d'éléments d'intrados d'aile d'avion.

Description

PRODUIT EN ALLIAGE ALUMINIUM-CUIVRE-LITHIUM POUR
ELEMENT D'INTRADOS A PROPRIETES AMELIOREES
Domaine de l'invention
La présente invention concerne en général des produits en alliages d'aluminium et, plus particulièrement, de tels produits, leurs procédés de fabrication et d'utilisation, en particulier dans l'industrie aérospatiale.
Etat de la technique
Un effort de recherche continu est réalisé afin de développer des matériaux qui puissent simultanément réduire le poids et augmenter l'efficacité des structures d'avions à hautes performances. Les alliages aluminium-lithium (AlLi) sont très intéressants à cet égard, car le lithium peut réduire la densité de l'aluminium de 3 % et augmenter le module d'élasticité de 6 % pour chaque pourcent en poids de lithium ajouté.
Le brevet US 5,032,359 décrit une vaste famille d'alliages aluminium-cuivre- lithium dans lesquels l'addition de magnésium et d'argent, en particulier entre 0,3 et 0,5 pourcent en poids, permet d'augmenter la résistance mécanique. Le brevet US 5,198,045 décrit une famille d'alliages comprenant (en % en poids) (2,4-3,5)Cu, (l,35-l,8)Li, (0,25-0,65)Mg, (0,25-0,65)Ag, (0,08-0,25) Zr. Les produits corroyés fabriqués avec ces alliages combinent une densité inférieure à 2,64 g/cm et un compromis entre la résistance mécanique et la ténacité intéressant.
Le brevet US 7,229,509 décrit une famille d'alliages comprenant (en % en poids) (2,5-5,5)Cu, (0,1-2,5) Li, (0,2-1,0) Mg, (0,2-0,8) Ag, (0,2-0,8) Mn, (jusque 0,4) Zr ou d'autres affinants tels que Cr, Ti, Hf, Se et V. Les exemples présentés ont un compromis entre la résistance mécanique et la ténacité amélioré mais leur densité est supérieure à 2,7 g/cm3.
Le brevet EP 1,966,402 décrit un alliage ne contenant pas de zirconium destiné à des tôles de fuselage de structure essentiellement recristallisée comprenant (en % en poids) (2,l-2,8)Cu, (1,1-1,7) Li, (0,2-0,6) Mg, (0,1-0,8) Ag, (0,2-0,6) Mn.
Le brevet EP 1,891,247 décrit un alliage destiné à des tôles de fuselage comprenant (en % en poids) (3,0-3,4)Cu, (0,8-1,2) Li, (0,2-0,6) Mg, (0,2-0,5) Ag et au moins un élément parmi Zr, Mn, Cr, Se, Hf et Ti, dans lequel les teneurs en Cu et en Li répondent à la condition Cu + 5/3 Li < 5,2.
Le brevet US 5,455,003 décrit un procédé de production d'alliages aluminium- cuivre-lithium présentant des propriétés améliorées de résistance mécanique et ténacité à température cryogénique. Ce procédé s'applique notamment à un alliage comprenant (en % en poids) (2,0-6,5)Cu, (0,2-2,7) Li, (0-4,0) Mg, (0-4,0) Ag, (0-3,0) Zn.
La demande internationale WO 2010/055225 décrit un procédé de fabrication dans lequel on élabore un bain de métal liquide comprenant 2,0 à 3,5 % en poids de Cu, 1,4 à 1,8 % en poids de Li, 0,1 à 0,5 % en poids d'Ag, 0,1 à 1,0 % en poids de Mg, 0,05 à 0,18 % en poids de Zr, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn et au moins un élément choisi parmi Cr, Se, Hf et Ti, la quantité de l'élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Se, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,01 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables ; on coule une forme brute à partir du bain de métal liquide et on homogénéise ladite forme brute à une température comprise entre 515 °C et 525°C de façon à ce que le temps équivalent à 520 °C pour l'homogénéisation soit compris entre 5 et 20 heures. La demande internationale WO2011/141647 concerne un alliage à base d'aluminium comprenant, en % en poids, 2,1 à 2,4 % de Cu, 1,3 à 1,6% de Li, 0,1 à 0,5% de Ag, 0,2 à 0,6 % de Mg, 0,05 à 0,15 % de Zr, 0,1 à 0,5 % de Mn, 0,01 à 0,12 % de Ti, optionnellement au moins un élément choisi parmi Cr, Se, et Hf, la quantité de l'élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,3% pour Cr et pour Se, 0,05 à 0,5% pour Hf, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05 chacune et 0,15 au total. L'alliage permet la réalisation de produits filés, laminés et/ou forgés particulièrement adaptés à la fabrication d'éléments d'intrados d'aile d'avion.
L'article de Lee Chang-Soon et Al « Effect of microstructure and load ratio on fatigue crack growth behavior of advanced Al-Cu-Li-Mg-Ag alloys », Metals and Materials, Vol 3 N°l (1997) pp 51 - 59 décrit le comportement de croissance des fissures en fatigue de trois alliages Al-Cu-Li-Mg-Ag pour des rapports de chargement de 0, 1 et 0,75.
On connaît par ailleurs l'alliage AA2196 comprenant (en % en poids) (2,5- 3,3)Cu, (1,4-2,1) Li, (0,25-0,8) Mg, (0,25-0,6) Ag, (0,04-0,18) Zr et au plus 0,35 Mn et l'alliage AA2296 comprenant (en % en poids) (2,l-2,8)Cu, (1,3-1,9) Li, (0,20-0,8) Mg, (0,25-0,6) Ag, (0,04-0,18) Zr (0,05-050) Mn et l'alliage AA2076 (2,0-2,7)Cu, (1,2-1,8) Li, (0,20-0,8) Mg, (0,15-0,40) Ag, (0,05-0,16) Zr (0,05- 050) Mn.
Certaines pièces destinées à la construction aéronautique nécessitent un compromis de propriétés particulier que ces alliages et produits connus ne permettent pas d'atteindre. Notamment, les pièces utilisées dans la fabrication d'intrados d'aile d'avion nécessitent une ténacité très élevée et une résistance mécanique néanmoins suffisante ainsi que des propriétés en fatigue, notamment en fatigue sous spectre avantageuses. Il est nécessaire que ces propriétés soient stables thermiquement, c'est-à-dire qu'elles n'évoluent pas significativement lors d'un traitement de vieillissement à une température telle que 85 °C. Obtenir l'ensemble de ces propriétés simultanément avec la densité la plus basse possible constitue un compromis de propriétés désirables.
Il existe un besoin concernant un produit en alliage en Al-Cu-Li stable thermiquement, de faible densité et de ténacité et de résistance à la propagation des fissures en fatigue élevées avec cependant une résistance mécanique suffisante, pour des applications aéronautiques et en particulier pour des applications d'éléments de voilure intrados. Obj et de Γ invention
Un premier objet de l'invention est un procédé de fabrication d'un produit laminé ou forgé dans lequel :
(a) on coule une plaque en alliage de composition, en % en poids,
Cu : 1,8 - 2,6
Li : 1,3 - 1,8
Mg : 0,1 - 0,5
Mn : 0,1 - 0,5 et Zr < 0,05 ou Mn < 0,05 et Zr 0.10 - 0.16
Ag : 0 - 0,5
Zn < 0,20
Ti : 0,01 - 0,15
Fe : < 0,l
Si : < 0,1
autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste aluminium
dont la densité est inférieure à 2,670 g/cm3,
(b) on homogénéise ladite plaque à 480 à 540°C pendant 5 à 60 heures,
(c) on déforme à chaud par laminage et/ou forgeage ladite plaque les conditions de déformation à chaud étant telles lorsque la teneur en manganèse est de 0,1 à 0,5 % en poids et la teneur en zirconium est inférieure à 0,05 % en poids la température finale de déformation à chaud est au moins 400 °C ou lorsque la teneur en manganèse est inférieure à 0,05 % en poids et la teneur en zirconium est comprise entre 0,10 et 0,16 % en poids la température finale de déformation à chaud est au plus de 400 °C, pour obtenir un produit laminé et/ou forgé dont l'épaisseur est comprise entre 14 et 100 mm,
(d) on met en solution ledit produit à 490 à 530°C pendant 15 minutes à 8 heures, (e) on trempe avec de l'eau,
(f) on tractionne de façon contrôlée ledit produit avec une déformation permanente de 1 à 6 %,
(g) on réalise un revenu dudit produit par chauffage à 120 à 170°C pendant 5 à 100 heures.
Un autre objet de l'invention est produit laminé et/ou forgé susceptible d'être obtenu par le procédé selon l'invention dont l'épaisseur est comprise entre 20 mm et 50 mm et dont la limite d'élasticité à mi-épaisseur RpO,2(L) est au moins 390 MPa, la ténacité KappL-T (W= 406mm) est au moins 105 MPaVm même après vieillissement de 3000 heures à 85 °C et le nombre de cycles dans la condition 6,5 MPaVm<AK<l 6.6 MPaVm d' au moins 250 000 pour un essai de fatigue réalisé selon la norme ASTM E647 sur des éprouvettes de type CCT de largeur W=160mm prélevées dans la direction L-T à ¼ épaisseur ou dont l'épaisseur est comprise entre 14 mm et 100 mm caractérisé en ce que à mi-épaisseur la fraction volumique des grains ayant une texture laiton est comprise entre 25 et 40 % et l'indice de texture est compris entre 12 et 18.
Encore un autre objet de l'invention est l'utilisation d'un produit selon l'invention comme élément de structure dans la construction aéronautique et de préférence comme élément d'intrados d'aile d'avion.
Description des figures
Figure 1 : Vitesse de propagation de fissures en fatigue da/dN mesurées selon la norme E647 Description 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. La densité dépend de la composition et est déterminée par calcul plutôt que par une méthode de mesure de poids. Les valeurs sont calculées en conformité avec la procédure de The Aluminium Association, qui est décrite pages 2-12 et 2-13 de « Aluminum Standards and Data ». 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 ultime Rm, la limite d'élasticité en traction Rp0;2 et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1 ou NF EN ISO 6892-1, l'emplacement auquel les pièces sont prises et leur sens étant définis par la norme EN 485-1.
Le facteur d'intensité de contrainte (KQ) est déterminé selon la norme ASTM E 399. Ainsi, la proportion des éprouvettes définie au paragraphe 7.2.1 de cette norme est toujours vérifiée de même que la procédure générale définie au paragraphe 8. La norme ASTM E 399 donne aux paragraphes 9.1.3 et 9.1.4 des critères qui permettent de déterminer si KQ est une valeur valide de Κκ> Ainsi, une valeur Kic est toujours une valeur KQ la réciproque n'étant pas vraie. Dans le cadre de l'invention, les critères des paragraphes 9.1.3 et 9.1.4 de la norme ASTM E399 ne sont pas toujours vérifiés, cependant pour une géométrie d'éprouvette donnée, les valeurs de KQ présentées sont toujours comparables entre elles, la géométrie d'éprouvette permettant d'obtenir une valeur valide de K\c n'étant pas toujours accessible compte tenu des contraintes liées aux dimensions des tôles. Dans le cadre de l'invention, l'épaisseur de l'éprouvette choisie est une épaisseur jugée adaptée par l'homme du métier pour obtenir une valeur valide de KJC- Les valeurs du facteur d'intensité de contrainte apparent à la rupture (Kapp) et du facteur d'intensité de contrainte à la rupture (Kc) sont telles que définies dans la norme ASTM E561.
L'essai de propagation de fissure en fatigue à température ambiante a été réalisé en conformité avec la norme ASTM E647. Le présent inventeur a utilisé une éprouvette de type CCT de largeur W= 160mm prélevée dans la direction L-T à ¼ épaisseur et d'épaisseur B = 5 mm. L'éprouvette a été pré-fissurée par un chargement en fatigue en accord avec les recommandations de la norme. Cette pratique permet de démarrer l'essai de propagation sur une fissure droite, aiguë et éloignée de l'entaille mécanique. Pour l'essai de propagation l'éprouvette a été chargée de façon cyclique avec une amplitude de charge constante. La fréquence d'essai a aussi été maintenue constante pendant l'essai, tout comme le rapport de charge R=0,1.
Le présent inventeur a enregistré le nombre de cycles réalisés sous les conditions mentionnées ci-dessus dans un intervalle de taille de fissure tel que la condition 6,5 MPaVm<AK<16.6 MPaVm était respectée.
Sauf mention contraire, les définitions de la norme EN 12258 s'appliquent.
On appelle ici « élément de structure » ou « élément structural » d'une construction mécanique une pièce mécanique pour laquelle les propriétés mécaniques statiques et/ou dynamiques sont particulièrement importantes pour la performance de la structure, et pour laquelle un calcul de structure est habituellement prescrit ou réalisé. Il s'agit typiquement d'éléments dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité de ladite construction, de ses utilisateurs, de ses usagers ou d' autrui. Pour un avion, ces éléments de structure comprennent notamment les éléments qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage (fuselage skin en anglais), les raidisseurs ou lisses de fuselage (stringers), les cloisons étanches (bulkheads), les cadres de fuselage (circumferential frames), les ailes (tels que la peau de voilure (wing skin), les raidisseurs (stringers ou stiffeners), les nervures (ribs) et longerons (spars)) et l'empennage composé notamment de stabilisateurs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers), ainsi que les profilés de plancher (floor beams), les rails de sièges (seat tracks) et les portes.
La texture cristallographique peut être décrite par une fonction mathématique en 3 dimensions. Cette fonction est connue dans le métier comme Fonction de Densité des Orientations (FDO). Elle est définie comme la fraction volumique du matériau dV/V ayant une orientation g à dg près :
Figure imgf000010_0001
où (φΐ, Φ, φ2) sont les angles d'Euler décrivant l'orientation g. Le présent inventeur a calculé la FDO de chaque tôle par la méthode des harmoniques sphériques à partir de quatre figures de pôles mesurés par diffraction de rayons X sur un goniomètre de textures traditionnel. Dans le cadre de l'invention les mesures des figures de pôles ont été réalisées sur des échantillons découpés à la mi-épaisseur des tôles. De même, dans le but d'obtenir des mesures statistiquement représentatives, la taille des échantillons a été adaptée à la taille de grain.
Il est possible de simplifier l'information contenue dans la FDO. Ceci est fait couramment dans le métier afin de décrire des aspects choisis de la distribution des orientations dans le matériau. Un exemple de cette pratique est l'indice de texture appelé « I ». L'indice de texture informe sur l'acuité de la texture cristallographique sans donner de détails sur la nature de celle-ci. Il est égal à l'unité pour un matériau possédant une distribution des orientations aléatoire, mais sa valeur augmente lorsque les textures sont plus fortement marquées. L'indice de texture I est calculé avec l'équation suivante :
Figure imgf000010_0002
Une autre façon de simplifier l'information de la FDO est le calcul de la fraction volumique de cristallites qui possèdent une orientation spécifique. Pour ce faire, on définit de façon arbitraire l'orientation de référence ainsi qu'un angle de désorientation maximale autour de cette orientation. On intègre ensuite la FDO dans le domaine ainsi défini, ce qui permet de déduire le volume relatif d'orientations contenues dans ce domaine par rapport au volume total. Le présent inventeur a utilisé une tolérance de 15° autour des orientations « cuivre », « laiton » et « S » dans le but de décrire la texture obtenue. Les orientations cristallographiques « cuivre », « laiton » et « S » sont connues de l'homme du métier et décrites par exemple dans le document de référence de U. F. Kocks, C. N. Tomé, et H.-R. Wenk, « Texture and anisotropy: preferred orientations in polycrystals and their effect on materials properties ». Cambridge University Press, 2000. Les orientations « cuivre », « laiton » et « S » sont reproduites dans le tableau ci-dessous.
Figure imgf000011_0001
D'une manière inattendue, l'inventeur a découvert que la combinaison de certaines compositions d'alliages Al-Cu-Li avec des conditions précises de transformation thermo-mécaniques permettait d'obtenir des produits ayant une texture cristallographique particulière, ayant pour conséquence un compromis très favorable entre résistance mécanique, ténacité, résistance à la propagation des fissures en fatigue et stabilité thermique dont la densité est inférieure à 2,670 g/cm .
Les produits selon l'invention sont obtenus par un procédé comprenant les étapes de coulée, homogénéisation, déformation à chaud, mise en solution, trempe, détensionnement et revenu.
Tout d'abord on coule une plaque en alliage selon l'invention.
La teneur en cuivre de l'alliage pour lequel l'effet surprenant est observé est comprise entre 1,8 et 2,6% en poids. De préférence la teneur en cuivre est au plus de 2,5 %. Dans un mode de réalisation de l'invention la teneur maximale en cuivre est 2.3% ou préférentiellement 2,2% en poids. Préférentiellement la teneur en cuivre est au moins 1,9 ou avantageusement 1,95 % en poids.
La teneur en lithium est comprise entre 1,3 et 1,8%. Avantageusement la teneur en lithium est au moins 1,35 et de préférence 1,4 % en poids. Préférentiellement la teneur en lithium est au plus 1,65 ou de préférence 1,6 % en poids.
La teneur en argent est comprise entre 0 et 0,5% en poids. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, la teneur en argent est comprise entre 0,05 et 0,25 % en poids. Dans un mode de réalisation de l'invention, qui présente l'avantage de minimiser la densité, la teneur en argent est au plus de 0,05 % en poids.
La teneur en magnésium est comprise entre 0,1 et 0.5% en poids. Préférentiellement la teneur en magnésium est au plus de 0,4 % en poids. Dans un mode de réalisation avantageux de l'invention la teneur en magnésium est au moins de 0,2 % en poids.
Le présent inventeur a constaté que les propriétés désirables des produits selon l'invention peuvent être obtenues dans deux modes de réalisation pour ce qui concerne l'addition de manganèse et de zirconium.
Dans un premier mode de réalisation on ajoute du manganèse entre 0,1 et 0,5 % en poids et de préférence entre 0,2 et 0,4 % en poids tout en limitant la teneur en zirconium à moins de 0,05 % en poids et de préférence moins de 0,04 % en poids. Dans un second mode de réalisation on ajoute du zirconium entre 0,10 et 0,16 % en poids et de préférence entre 0,11 et 0,15 % en poids et on limite la teneur en manganèse à moins de 0,05 % en poids et de préférence moins de 0,04 % en poids. L'addition simultanée de zirconium et de manganèse ne permet pas d'obtenir les propriétés de fatigue, ténacité, résistance mécanique des produits selon l'invention.
L'alliage contient également de 0,01 à 0,15 % en poids de Ti et de préférence de 0,02 à 0,10 % en poids de façon notamment à contrôler la taille de grain lors de la coulée. II est préférable de limiter la teneur des impuretés inévitables de l'alliage de façon à atteindre les propriétés de tolérance aux dommages les plus favorables. Les impuretés inévitables comprennent le fer et le silicium, ces éléments ont une teneur inférieure à 0,1 % en poids chacun et de préférence une teneur inférieure à 0,08 % en poids et 0,06 % en poids pour le fer et le silicium, respectivement, les autres impuretés ont une teneur inférieure à 0,05 % en poids chacune et 0,15 % en poids au total. Par ailleurs la teneur en zinc est inférieure à 0,20 % en poids et de préférence inférieure à 0,04 % en poids. Dans un mode de réalisation de l'invention la teneur en zinc est inférieure à 0,05 % en poids, la teneur en silicium est inférieure à 0,08 % en poids et la teneur en fer est inférieure à 0,08 % en poids. La densité de l'alliage à température ambiante est inférieure à 2,670 g/cm3. De préférence, la composition est ajustée de façon à obtenir une densité à température ambiante inférieure à 2,640 g/cm3, de manière encore plus préférée inférieure à 2,630 g/cm3.
La plaque est ensuite homogénéisée. La température d'homogénéisation est de préférence située entre 480 et 540°C pendant 5 à 60 heures. De manière préférée, la température d'homogénéisation est comprise entre 490 °C et 510°C.
Après homogénéisation, la plaque est en général refroidie jusqu'à température ambiante avant d'être préchauffée en vue d'être déformée à chaud par laminage et/ou forgeage. Le préchauffage a pour objectif d'atteindre une température initiale de déformation de préférence comprise entre 420 et 520 °C et de manière préférée de l'ordre de 430 °C à 460 °C permettant la déformation de la forme brute.
La déformation à chaud est effectuée par laminage et/ou forgeage. De façon préférée la plaque est essentiellement déformée par laminage de façon à obtenir une tôle.
La température de déformation à chaud dépend de la composition de la plaque. Dans le mode de réalisation dans lequel la teneur en manganèse est de 0,1 à 0,5 % en poids et la teneur en zirconium est inférieure à 0,05 % en poids, les conditions de déformation à chaud sont telles que la température finale de déformation à chaud est au moins 400 °C et de préférence au moins 410 °C. Dans le mode de réalisation dans lequel la teneur en manganèse est inférieure à 0,05 % en poids et la teneur en zirconium est comprise entre 0,10 et 0,16 % en poids, les conditions de déformation à chaud sont telles que la température finale de déformation à chaud est au plus de 400°C, préférentiellément au plus de 390 °C et de préférence au plus de 380 °C.
Le produit ainsi obtenu est ensuite mis en solution de préférence par traitement thermique entre 490 et 530 °C pendant 15 min à 8 h, puis trempé typiquement avec de l'eau.
Le produit subit ensuite une traction contrôlée de 1 à 6 % et préférentiellément d'au moins 2%, typiquement d'environ 4%. Dans un mode de réalisation de l'invention, on réalise un laminage à froid avec une réduction comprise entre 5% et 15% avant l'étape de traction contrôlée. Des étapes connues telles que le planage et/ou la mise en forme peuvent être optionnellement réalisées avant ou après la traction contrôlée.
Un revenu est réalisé à une température comprise entre 120 et 170°C pendant 5 à 100 h préférentiellément entre 140 et 160°C pendant 20 à 60 h. De préférence le revenu est tel que le temps équivalent t(eq) à 155 °C soit compris entre 20 et 40 heures et de préférence entre 25 et 35 heures. Le temps équivalent t(eq) à 155 °C est défini par la formule :
Figure imgf000014_0001
où T (en Kelvin) est la température instantanée de traitement, qui évolue avec le temps t (en heures), et Tref est une température de référence fixée à 428 K. t(eq) est exprimé en heures. La constante Q/R = 11400 K est dérivée de l'énergie d'activation pour la diffusion du Li Q = 95000 J/mol. La formule donnant t(eq) tient compte des phases de chauffage et de refroidissement.
Les états métallurgiques préférés sont pour les tôles les états T8, plus particulièrement T84 ou T86. La combinaison de propriétés désirables : une faible densité, une ténacité et une résistance à la propagation des fissures en fatigue élevées, une stabilité thermique et une résistance mécanique suffisantes est difficile à obtenir simultanément. Dans le cadre de l'invention, il est possible de manière surprenante de combiner une faible densité avec un compromis de propriétés très avantageux.
Le procédé selon l'invention est utilisé pour fabriquer des produits laminés et/ou forgés. D'une manière avantageuse, le procédé selon l'invention est utilisé pour fabriquer des tôles. Le procédé selon l'invention est particulièrement avantageux pour obtenir des produits laminés en alliage Al-Cu-Li stables thermiquement, de faible densité et de ténacité et de résistance en fatigue élevée avec cependant une résistance mécanique suffisante, pour des applications aéronautiques. Parmi les produits laminés, les tôles fortes dont l'épaisseur est au moins de 14 mm et de préférences d'au moins 20 mm et/ou au plus 100 mm et de préférence au plus 60 mm sont avantageuses.
Avantageusement, les tôles fortes obtenues par le procédé selon l'invention comprennent à mi-épaisseur à l'état T84 pour une épaisseur comprise entre 20 mm et 50 mm
une limite d'élasticité Rp0j2 dans le sens L d'au moins 390 MPa et de préférence d'au moins 395 MPa et
une ténacité Kapp(L-T) mesurée sur des éprouvettes de largeur W= 406 mm, d'au moins 105 MPa rn après revenu et même après un vieillissement de 3000 heures à 85 °C,
un nombre de cycles dans la condition 6,5 MPa m<AK<16.6 MPaVrn d'au moins 250 000 et de préférence d'au moins 280 000 pour un essai de fatigue réalisé selon la norme ASTM E647 sur des éprouvettes de type CCT de largeur W= 160mm prélevées dans la direction L-T à ¼ épaisseur. Le présent inventeur a constaté que la présence de Zr ou de Mn, associée à une température de déformation à chaud adaptée agissent tous deux sur le contrôle de la texture ce qui permet d'obtenir une texture telle que à mi-épaisseur la fraction volumique des grains ayant une texture laiton est comprise entre 25 et 40 % et l'indice de texture est compris entre 12 et 18. Cette texture particulière associée à la composition permet d'atteindre simultanément des performances en résistance mécanique, ténacité fatigue et stabilité thermique très avantageuses.
Les produits selon l'invention peuvent être utilisés en tant qu'élément de structure, notamment dans la construction aéronautique. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, les produits selon l'invention sont utilisés comme élément d'intrados d'aile d'avion.
EXEMPLES Exemple 1
5 alliages ont été coulés sous forme de plaque. Leur composition et leur densité calculée sont données dans le Tableau 1. Les alliages 3 et 4 ont une composition selon l'invention. L'alliage 5 est un alliage de référence déjà mentionné dans la demande WO201 1/141647.
Tableau 1 : Composition chimique ( % en poids) et densité calculée
Figure imgf000016_0001
Les plaques ont été homogénéisées 12h à 508 °C (alliages 1 à 4) ou 8h à 520 °C (alliage 5). Après homogénéisation, les plaques ont été réchauffées et laminées à chaud. Pour les alliages 1 à 4 deux conditions de laminage à chaud ont été testées. Le détail des conditions de laminage à chaud et les références des tôles correspondantes est donné dans le Tableau 2.
Tableau 2. Conditions de laminage à chaud.
Figure imgf000017_0001
Les tôles ainsi obtenues ont été mises en solution à 497 +/- 2 °C (1 A à 4B) ou 524 +/- 2 °C (5A), trempées avec de l'eau et tractionnées avec un allongement permanent d'environ 4%. Différentes conditions de revenu ont été testées sur des échantillons de taille modeste.
Tableau 3 . Caractéristiques mécaniques obtenues après différents essais de revenu
Référence Traction Température Temps Rm RP 0,2 El Kq
°C h Mpa Mpa % MpaVm
1A 4% 140 20 378 299 10,6 48,01
1A 4% 140 40 433 363 10,1 51 ,93
1A 4% 140 80 477 419 11 ,4 40,12
1A 4% 140 160 507 461 12,4 28,66
1 B 4% 140 20 375 291 11 ,3 48,25
1 B 4% 140 40 424 351 11 ,2 52,29
1 B 4% 140 80 478 422 11 ,2 39,46
1 B 4% 140 160 506 462 12,3 29,00
2A 4% 140 20 419 321 13,4 52,79
2A 4% 140 40 460 380 13,1 52,60
2A 4% 140 80 511 458 10,8 43,23
2A 4% 140 160 537 500 10,3 34,45
2B 4% 140 20 410 307 15,4 2B 4% 140 40 448 365 11 53,51
2B 4% 140 80 502 447 10,9 41 ,72
2B 4% 140 160 528 488 11 ,3 34,59
3A 4% 140 20 369 274 17,1 44,95
3A 4% 140 40 402 322 14,5 52,26
3A 4% 140 80 451 393 12,6 57, 1 1
3A 4% 140 160 487 449 11 ,2 48,95
3B 4% 140 20 341 250 22,7 43,45
3B 4% 140 40 370 292 20,2 50,13
3B 4% 140 80 423 365 14,9 53,64
3B 4% 140 160 462 423 12,4 44,39
4A 4% 155 13 379 289 13,8 48,89
4A 4% 155 18 394 313 13,6 50,82
4A 4% 155 30 426 360 11 55,09
4A 4% 155 60 461 415 11 ,1 46,16
4B 4% 155 13 390 306 14 49,29
4B 4% 155 18 405 329 11 ,1 51 ,80
4B 4% 155 30 437 377 11 ,3 52,55
4B 4% 155 60 475 433 1 1 ,9 44,33
Les essais effectués ont permis de déterminer des conditions optimales de traitement de revenu pour l'état T84 des tôles d'échelle industrielle, ainsi les tôles en alliage 1 et 2 ont ensuite subi un revenu de 40 heures à 140 °C, les tôles en alliage 3 ont subi un revenu de 80 heures à 140 °C et les tôles en alliage 4 ont subi un revenu de 30 heures à 155 °C et les tôles en alliages 5, dont les conditions optimales avaient déjà été déterminées ont subi un revenu de 36 heures à 155 °C.
Les résultats obtenus sur les tôles d'échelle industrielle sont donnés dans le tableau 4
On a mesuré les caractéristiques mécaniques statiques des tôles dans le sens L ainsi que la ténacité sur des éprouvettes de largeur 406 mm et d'épaisseur B = 6,35 mm, dans le sens L-T. Les caractéristiques mécaniques statiques et la ténacité ont été mesurées à mi-épaisseur. De plus, on a mesuré la fatigue sous spectre représentative des conditions intrados d'un avion commercial selon la spécification d'un fabriquant d'avion sur des éprouvettes de type CCT, d'épaisseur 12 mm, de longueur 700 mm et de largeur 200 mm ayant une entaille de 30 mm. Les éprouvettes de caractérisation de fatigue sous spectre ont été prélevées de façon à être centrées 1 1 mm sous la surface de la tôle. Les résultats de fatigue sous spectre ont été obtenus après une préfissuration par fatigue jusqu'à ce la fissure atteigne 40 mm. Le résultat obtenu est le nombre de vols entre 50 mm et 130 mm de propagation de fissure.
On a également mesuré la vitesse de propagation de fissures en fatigue selon la norme E647 sur des éprouvettes de type CCT de largeur W= 160mm prélevée dans la direction L-T à ¼ épaisseur et d'épaisseur B= 5 mm. L'éprouvette a été préfissurée par un chargement en fatigue en accord avec les recommandations de la norme. Pour l'essai de propagation l'éprouvette a été chargée de façon cyclique avec une amplitude de charge constante. La fréquence d'essai a aussi été maintenue constante pendant l'essai, tout comme le rapport de charge R=0,1.
Tableau 4 - Essais mécaniques sur les tôles industrielles
Figure imgf000019_0001
La stabilité thermique a été testée par un traitement de 3000 heures à 85 °C. L'écart avec les valeurs obtenues à l'issue du revenu est présenté dans le Tableau 5. Seuls certaines tôles ont pu être testées mais pour un même alliage et un même traitement de revenu on s'attend à ce que la stabilité thermique soit semblable quelles que soient les conditions de laminage à chaud. Le présent inventeur est donc convaincus que la stabilité thermique des tôles 1B et 2B serait significativement moins favorable que celle des tôles 3 A et 4B
Tableau 5 Effet d'une exposition thermique de 3000h 85°C
Figure imgf000020_0001
Ainsi les tôles 3A et 4B présentent un compromis de propriétés particulièrement favorables. En particulier
- Une limite d'élasticité Rp0i2(L) supérieure à 390 MPa
Une ténacité KappL-T (W= 406mm) d'au moins 105 MPaVm même après 3000 heures à 85 °C
Une fatigue sous spectre supérieure à 6700 vols
Un nombre de cycles dans la condition 6,5 MPaVm<AK<16.6 MPaVm d'au moins 250 000 Le présent inventeur a caractérisé la texture de ces tôles particulièrement favorables et ont constaté qu'elles présentent des caractéristiques communes.
Les caractéristiques de texture sont données dans le tableau 6.
Tableau 6 - Résultat des mesures de texture
fraction fraction fraction
volumique volumique volumique Indice de
de texture de texture de texture texture
cuivre (%) laiton (%) S (%)
1A 8,2 32,3 39,0 16,1
1B 7,0 36,9 38,6 20,1 2A 9,6 32,6 35,7 15,0
2B 5,7 34,3 41 ,7 21 , 1
3A 6,3 31 ,6 32,0 14,8
3B 3,4 14,9 15,9 3,6
4A 7,7 36,7 39,2 19,5
4B 8,7 29,8 38,5 15,4
5A 6,4 35,2 36,4 16,4
En particulier leur fraction volumique de grains de texture laiton est comprise entre 25 et 40 % et leur indice de texture est compris entre 12 et 18. Les tôles 1A et 2A présentent des caractéristiques de texture voisines des tôles selon l'invention 3 A et 4B, cependant leur stabilité thermique n'est pas satisfaisante ce qui pourrait être lié à la teneur en cuivre. De même la tôle 5 A présente une texture voisine des tôles selon l'invention mais la présence simultanée de manganèse et de zirconium semble avoir un effet néfaste sur les propriétés en fatigue. La tôle 4B présente l'avantage d'une densité plus faible que la tôle 3A pour des propriétés comparables.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication d'un produit laminé ou forgé dans lequel :
(a) on coule une plaque en alliage de composition, en % en poids,
Cu : 1,8 - 2,6
Li : 1,3 - 1,8
Mg : 0,1 - 0,5
Mn : 0,1 - 0,5 et Zr < 0,05 ou Mn < 0,05 et Zr 0.10 - 0.16
Ag : 0 - 0,5
Zn < 0,20
Ti : 0,01 - 0,15
Fe : < 0,1
Si : < 0,1
autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste aluminium
dont la densité est inférieure à 2,670 g/cm3,
(b) on homogénéise ladite plaque à 480 à 540°C pendant 5 à 60 heures,
(c) on déforme à chaud par laminage et/ou forgeage ladite plaque les conditions de déformation à chaud étant telles lorsque la teneur en manganèse est de 0,1 à 0,5 % en poids et la teneur en zirconium est inférieure à 0,05 % en poids la température finale de déformation à chaud est au moins 400 °C ou lorsque la teneur en manganèse est inférieure à 0,05 % en poids et la teneur en zirconium est comprise entre 0,10 et 0,16 % en poids la température finale de déformation à chaud est au plus de 400 °C, pour obtenir un produit laminé et/ou forgé dont l'épaisseur est comprise entre 14 et 100 mm,
(d) on met en solution ledit produit à 490 à 530°C pendant 15 minutes à 8 heures,
(e) on trempe avec de l'eau,
(f) on tractionne de façon contrôlée ledit produit avec une déformation permanente de 1 à 6 %, (g) on réalise un revenu dudit produit par chauffage à 120 à 170°C pendant 5 à 100 heures.
Procédé selon la revendication 1 dans lequel la teneur en cuivre dudit alliage est comprise entre 1 ,9 et 2,3 % en poids.
Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel la teneur en lithium dudit alliage est comprise entre 1 ,4 et 1,6 % en poids.
Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel la teneur en magnésium dudit alliage est comprise entre 0, 1 et 0,4 % en poids.
Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel la teneur en manganèse dudit alliage est inférieure à 0,04 % en poids et dont la teneur en zirconium dudit alliage est comprise entre 0,11 et 0,15 % en poids.
Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 5 dans lequel la teneur en argent dudit alliage est comprise entre 0,05 et 0,25 % en poids.
Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 6 dans lequel la teneur en zinc dudit alliage est inférieure à 0,05 % en poids, la teneur en silicium dudit alliage est inférieure à 0,08 % en poids et la teneur en fer dudit alliage est inférieure à 0,08 % en poids.
Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 7 revenu est tel que le temps équivalent t(eq) à 155 °C est compris entre 20 et 40 heures et de préférence entre 25 et 35 heures. Le temps équivalent t(eq) à 155 °C étant défini par la formule :
Figure imgf000024_0001
où T (en Kelvin) est la température instantanée de traitement, qui évolue avec le temps t (en heures), et Tref est une température de référence fixée à 428 K. t(eq) est exprimé en heures.
9. Produit laminé et/ou forgé dont l'épaisseur est comprise entre 14 et 100 mm, susceptible d'être obtenu par le procédé selon une quelconque des revendications là 8 caractérisé en ce que à mi-épaisseur la fraction volumique des grains ayant une texture laiton est comprise entre 25 et 40 % et l'indice de texture est compris entre 12 et 18.
10. Produit laminé et/ou forgé susceptible d'être obtenu par le procédé selon une quelconque des revendications 1 à 8 dont l'épaisseur est comprise entre 20 mm et 50 mm et dont la limite d'élasticité à mi-épaisseur Rp0>2(L) est au moins 390 MPa, la ténacité Kap L-T (W= 406mm) est au moins 105 MPaVm même après vieillissement de 3000 heures à 85 °C et le nombre de cycles dans la condition 6,5 MPa m<AK<16.6 MPaVm d'au moins 250 000 pour un essai de fatigue réalisé selon la norme ASTM E647 sur des éprouvettes de type CCT de largeur W=160mm prélevées dans la direction L-T à ¼ épaisseur.
1 1. Utilisation d'un produit selon une quelconque des revendications 9 et 10 comme élément de structure dans la construction aéronautique et de préférence comme élément d'intrados d'aile d'avion.
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