WO2019186021A1 - Piece hybride stratifiee aluminium-composite - Google Patents

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WO2019186021A1
WO2019186021A1 PCT/FR2019/050580 FR2019050580W WO2019186021A1 WO 2019186021 A1 WO2019186021 A1 WO 2019186021A1 FR 2019050580 W FR2019050580 W FR 2019050580W WO 2019186021 A1 WO2019186021 A1 WO 2019186021A1
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aluminum
interest
aluminum alloy
composite
hybrid
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WO2019186021A9 (fr
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Uwe Schuster
Julien LAYE
Jean-Christophe Ehrstrom
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Constellium Issoire
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/01—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic
    • 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
    • C22C21/02—Alloys based on aluminium with silicon as the next major constituent
    • 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
    • C22C21/06—Alloys based on aluminium with magnesium as the next major constituent
    • C22C21/08—Alloys based on aluminium with magnesium as the next major constituent with silicon

Definitions

  • the field of the invention is that of laminated aluminum-composite hybrid parts of the FML (for Fiber Metal Laminate) type, in particular they may be those designated by the generic term GLARE (for GLAss REinforced in which the composite material is a mixture of resin and glass reinforcing fibers.
  • FML Fiber Metal Laminate
  • GLARE for GLAss REinforced in which the composite material is a mixture of resin and glass reinforcing fibers.
  • Figure i schematically illustrates an example of a hybrid piece i FML type according to an example of the prior art, comprising a stack of metal layers 2 of aluminum alloy between which are interposed composite layers 3 formed of a mixture of a polymer resin and reinforcing fibers.
  • the reinforcing fibers are then glass fibers.
  • Such laminated hybrid parts are increasingly used as structural elements in the aeronautical field, particularly in the skin of the fuselage or the leading edge of the empennage.
  • a laminated hybrid part of the GLARE3 type comprises metallic aluminum alloy layers 2024 in the metallurgical state T3 having a thickness of between 0.2 mm and 0.5 mm, between which composite layers are interposed. epoxy resin and fiberglass.
  • Patent application EP2085215 relates to a fiber-reinforced metal laminate comprising fiber-reinforced composite layers and thin metal foils, wherein the total metal volume fraction of the laminate is between vol. and 47% volume. %.
  • Patent application WO2013 / 133976 discloses 6xxx aluminum alloy products and their manufacturing processes.
  • the manufacturing processes include in particular a cold work hardening of at least 25% after dissolution.
  • the object of the invention is to remedy at least in part the drawbacks of the prior art, and more particularly to propose a laminated aluminum-composite hybrid part having better properties or mechanical characteristics and capable of being achieved at costs. reduced.
  • the object of the invention is a hybrid aluminum-composite part, comprising a stack of layers formed of an alternation of aluminum alloy metal layers and composite layers, characterized in that at least one one of the layers is a metal layer which has a thickness of less than 1 mm and is made of an aluminum alloy, said to be of interest, of the 6xxx family and comprising a mass percentage of silicon of between 0.6% and 1%, 5%, and a mass percentage of magnesium of between 0.4% and 1.2%, the weight percentage of silicon being greater than that of magnesium.
  • stack of layers formed from alternating layers of aluminum alloy and composite layers means a stack comprising at least two metal layers and a composite layer. interposed between the two metal layers or two composite layers and a metal layer interposed between the two composite layers.
  • the aluminum alloy of interest in the hybrid aluminum-composite part preferably comprises a mass percentage of silicon of between 0.6% and 1.1% and preferably of between 0.6% and 1.0%. and more preferably between 0.65% and 0.9%, and / or a mass percentage of magnesium of between 0.4% and 0.8%, and preferably between 0.5% and 0.7% .
  • the aluminum alloy of interest advantageously comprises a mass percentage of copper of between 0.01% and 0.9%, and / or a mass percentage of manganese of between 0.02% and 0.8%. .
  • the aluminum alloy of interest may be designated from the series 6011, 6111, 6005, 6010, and 6022, and preferably may be designated such as an alloy of the series 6111 .
  • the aluminum alloy of interest further comprises a mass percentage of iron of between 0% and 0.5%, and / or or a mass percentage of chromium of between 0% and 0.3%, and / or a weight percentage of zinc of between 0% and 1.5%, and / or a mass percentage of titanium of between 0% and 0%; 2%.
  • the layer of the aluminum alloy of interest is in the metallurgical state T4.
  • the thickness of the layer of the aluminum alloy of interest is between 0.05 mm and 0.9 mm, or even between 0.3 mm and 0.6 mm, or equal to 0.45 mm.
  • the thickness of the layer of the aluminum alloy of interest is between 0.05 mm and 0.9 mm, preferably between 0.7 and 0.9 mm, or equal to about 0.8 mm.
  • all the metal layers have a thickness of less than 1 mm and are made of the aluminum alloy of interest.
  • the invention also relates to an aircraft structural element comprising at least one aluminum-composite hybrid part as previously described.
  • Another object of the invention is a method for producing a hybrid aluminum-composite part comprising at least one step of machining at least one layer made of the aluminum alloy of interest, up to it has a thickness of less than 1 mm.
  • FIG. 1, already described, is a schematic and partial perspective view of a hybrid piece laminated according to an example of the prior art
  • FIG. 2A is a top view of an example of a laminated hybrid part according to one embodiment, forming a specimen for fatigue behavior tests
  • FIG. 2B is a graph illustrating the evolution of the length of a crack according to the number of cycles, for different specimens.
  • the indications relating to the chemical composition of the alloys are expressed as a percentage by weight based on the total weight of the alloy.
  • the designation of alloys follows the instructions of The Aluminum Association, as described in particular in the document entitled International Alloy Designations and Chemical Composition Limits for Wrought Aluminum and Wrought Aluminum Alloys and revised in January 2015.
  • the metallurgical states are as defined by the European standard EN 515 (1993).
  • the invention relates to a laminated hybrid part of the FML type with aluminum alloy metal layers.
  • the piece is said to be laminated insofar as it is formed of a stack of different layers. It is said to be hybrid in that it comprises at least one metallic material of aluminum alloy and at least one composite material.
  • the composite material is composed of a resin, for example a polymer resin, and reinforcing fibers such as, in particular, glass fibers.
  • the laminated hybrid part is formed of a stack of different layers preferentially forming an alternation of N metal layers and Ni composite layers so that a composite layer is interposed between two metal layers, with N preferably greater or equal to 3.
  • the metal layers may also be called metal sheets.
  • At least one of the metal layers of the laminated hybrid part, and preferably all its metal layers, has a thickness less than imm, and is made of an aluminum alloy said to be of interest in the 6xxx family.
  • the 6xxx family is a family of Al-Si-Mg type aluminum alloys, that is to say that the main elements of alloys added to aluminum are silicon and magnesium.
  • the aluminum alloy of interest comprises a mass percentage of silicon of between 0.6% and 1.5% and a mass percentage of magnesium of between 0.4% and 1.2%.
  • the mass percentage of silicon is greater than that of magnesium.
  • the aluminum alloy of interest comprises a mass percentage of silicon comprised between 0, 6% and 1.1%, and preferably between 0, 6% and i, o%, and preferably still between 0.65% and 0.9%.
  • It preferably comprises a mass percentage of magnesium of between 0.4% and 0.8%, and preferably between 0.5% and 0.7%, more preferably still between 0.6% and 0.7%. .
  • the aluminum alloy of interest comprises a mass percentage of copper of between 0.01% and 0.9%, and preferably of between 0.4% and 0.8%, and of still preferably between 0.5% and 0.7%. It may comprise a mass percentage of manganese of between 0.02% and 0.8%, or even between 0.05% and 0.5%, preferably between 0.1% and 0.35%, and preferably still between 0.15% and 0.3%.
  • the aluminum alloy of interest comprises a mass percentage of iron of between 0% and 0.5%, and preferably at most equal to 0.4%, a mass percentage of chromium between 0% and 0.3%, and preferably at most equal to 0.04%, and preferably at most equal to 0.03%, a weight percentage of zinc of between 0% and 1.5%, and preferably at most equal to 0.15%, preferably less than 0.05% and a mass percentage of titanium of between 0% and 0.2%, and preferably at most equal to 0.05%, and preferably at most equal to at 0.03%.
  • the aluminum alloy of interest may be designated from the series 6011, 6111, 6005, 6010 and 6022.
  • it may be designated as an aluminum alloy of the type 6111, c. that is, the mass percentages of the alloying elements are (o, 6-i, i) Si and (o, 5-i, o) Mg, and that the mass percentage of the silicon is greater than that of the magnesium.
  • the alloy 6111 comprises in particular the following addition elements (o, 5-o, 9) Cu and (0.10- o, 45) Mn, and may comprise at most 0.40% by weight of iron, at most 0.10% by weight of chromium, at most 0.15% by weight of zinc, and at most 0.10% by weight of titanium.
  • Alloys 6011, 6111, 6005, 6010, 6056 and 6022 and in particular alloy 6111 are advantageous over other 6XXX aluminum alloys of higher nominal magnesium content, such as in particular alloy 6013, because they have a more advantageous corrosion resistance.
  • the Mg content is less than 0.95% by weight, preferably less than 0.85% by weight, and preferred way less than 0.75% by weight.
  • desensitization by income treatments such as that designated by T78 are advantageous especially when the Mg content is less than or equal to the Si content.
  • the 6xxx family is a family of heat-treated aluminum alloys, as well as alloys families 2xxx and 7xxx.
  • a heat-treated alloy is defined for aluminum by EN 12258-1 (2012) as an alloy that can be cured by a suitable heat treatment.
  • the aluminum alloy of interest can in particular be in the metallurgical state T6, that is to say that it has undergone a heat treatment to improve its mechanical properties. More precisely, the aluminum alloy of interest in the T6 state has undergone dissolution, quenching and then tempering steps. It can also be in the metallurgical state T4, that is to say that it has undergone dissolution, quenching and maturation steps at room temperature.
  • the metal layer or layers of the aluminum alloy of interest have a thickness, preferably uniform, less than imm, that is to say strictly less than imm.
  • the thickness is the dimension along an axis orthogonal to the plane formed by the length and width dimensions of a layer.
  • the thickness of the metal layer or layers is advantageously less than or equal to 0.9 mm, preferably less than or equal to 0.8 mm, preferably less than or equal to 0.7 mm, preferably less than or equal to 0.6 mm. preferably less than or equal to 0.5 mm.
  • the thickness of the metal layer (s) is advantageously greater than or equal to a low value of 0.05 mm and is preferably greater than or equal to 0.1 mm, preferably greater than or equal to 0.2 mm, preferably greater than or equal to 0.3mm, preferably greater than or equal to 0.4mm.
  • the thickness of the metal layer or layers may, in addition, be between 0.05 mm and 0.9 mm, preferably between 0.1 mm and 0.8 mm, preferably between 0.2 mm and 0 mm, 7mm, preferably between 0.3mm and 0.6mm, preferably between 0.4mm and 0.5mm.
  • the thickness of the metal layer or layers in the aluminum alloy of interest is advantageously equal to about 0.45 mm.
  • the thickness of the metal layer or layers may, in addition, be between 0, 6mm and 0.9mm, preferably between 0.7mm and 0.9mm, and advantageously equal to about 0.8mm.
  • the thickness of the composite layer or layers is advantageously between 0.1 mm and 0.8 mm, preferably between 0.2 and 0.5 mm. In one embodiment of the invention several layers of composite, typically two layers of composites are interposed between the metal layers.
  • the total volume fraction of metal of the hybrid part is at least 50%, preferably at least 60% and preferably at least 70%.
  • a total volume fraction of high metal is advantageous because it makes it possible to achieve high static mechanical properties in compression.
  • the present inventors have also noted that for aeronautical applications a total volume fraction of high metal is advantageous because it allows a better resistance of the parts to the lightning.
  • one or more metal layers of the laminated hybrid part are made of the aluminum alloy of interest.
  • the other metal layers may optionally be made of other aluminum alloys, for example aluminum alloy 2024-T3, of a thickness for example of between 0.2 and 0.5 mm, for example 0, 4mm, as is the case, for example, in Grade 3 GLARE pieces (see Alderliesten 2016 publication mentioned above).
  • all the metal layers of the laminated hybrid part are made of the aluminum alloy of interest, in particular an aluminum alloy of the type 6111 for which the mass percentage of silicon is greater than that of magnesium, preferably the aluminum alloy is in the metallurgical state T6 or, more preferably still, in the metallurgical state T4, and has the same thickness less than imm, preferably a thickness of between 0.4 and 0.5 mm, typically a thickness equal to 0.45mm.
  • the laminated hybrid part comprises at least one composite layer preferably formed of a mixture of impregnating resin, for example an epoxy resin, and reinforcing fibers.
  • Each composite layer may be formed of a single layer, or even of several sub-layers, or pre-impregnated layers, in which the fibers, preferentially of the reinforcing fiber type, are all oriented in the same direction or, conversely, in different directions.
  • each composite layer may comprise a first unidirectional preimpregnated sheet in which the fibers, preferably of the reinforcing fiber type, are oriented along a longitudinal axis of the laminated hybrid part, for example the rolling axis, and a second sheet.
  • unidirectional prepreg in which the fibers, preferably glass fiber type, are oriented in another direction, for example orthogonal to the longitudinal axis.
  • all reinforcing fibers are oriented in the same direction, advantageously along the longitudinal axis of the laminated hybrid part.
  • the laminated hybrid part has a total thickness which depends on its application.
  • the total thickness may be of the order of a few millimeters to a few tens of millimeters. It can thus be equal to about 2 mm when the laminated hybrid part forms a fuselage skin. It may be of the order of 20 mm in the case of a reinforcing element of an aircraft door, or even in the case of a wing element.
  • the thickness may be uniform or may vary locally, for example by having a number of layers and / or metal sheets locally more or less important.
  • a structural element also called structural element, is 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 generally performed.
  • it may be a fuselage element, such as the fuselage skin, floor rails or seats, or even an element of the doors or a wing element, more particularly a lower section element. or wing extrados.
  • the metal layers of the aluminum alloy of interest having the desired thickness less than imm can be made for example by rolling and / or machining from metal layers of initially greater thickness, for example equal to at 2.5 mm.
  • the metal layers are hot rolled then cold to their final thickness.
  • the sheets are optionally hot-rolled and / or cold, and machined on one or both main faces to their final thickness.
  • a GLARE3 type aluminum-composite laminate hybrid part is formed of 2024 aluminum alloy metal layers in the metallurgical state T3 and having a thickness of 0.4 mm.
  • a laminated hybrid part comprising aluminum alloy metal layers of interest has improved fatigue properties, especially fatigue properties under spectrum, when the thickness of the metal layers. is less than imm.
  • such a hybrid laminated metal layer part of the aluminum alloy of interest type 6111-T4 with a thickness of 0.45 mm has fatigue properties under higher spectrum to the same hybrid laminated metal layer in the same aluminum alloy of interest type 6111-T4 but of a thickness equal to imm.
  • the fatigue strength properties are improved and, more specifically, the resistance to the propagation of fatigue cracks.
  • a laminated hybrid part comprising aluminum alloy metal layers of interest of the type 6111-T4 having a thickness equal to about 0.45 mm has properties in particular. fatigue equivalent or identical to a laminated hybrid part for which the metal layers are 2024-T3 alloy of lower thickness, for example equal to about 0.4mm.
  • T3 with a thickness of 0.4 mm presents a greater lightness because of the lower density of the aluminum alloy of interest of the type 6111, similar mechanical fatigue properties, and decreased costs associated with its manufacture.
  • FIG. 2A is a view from above of a stratified hybrid piece forming a test piece for fatigue behavior tests under the spectrum
  • FIG. 2B is a graph illustrating the evolution of the length 'a' of a crack according to the number n of cycles, for different stratified hybrid pieces.
  • the various laminated hybrid pieces here are test pieces formed of an alternation of 3 aluminum alloy metal layers and 2 composite glass fiber layers impregnated with an epoxy resin. They differ from each other by the type of aluminum alloy and the thickness of the metal layers.
  • a first reference specimen comprises alloy metal layers 2024 in the T3 state and of thickness equal to 0.4 mm and 0.45 mm thick composite layers.
  • the total volume fraction of metal was 57%.
  • a second specimen E2 comprises metal layers of aluminum alloy of interest type 6111 in the T4 state and with a thickness of 0.45 mm and composite layers with a thickness of 0.45 mm for total volume fraction.
  • 60% metal and
  • a third test piece E3 comprises metal layers of the aluminum alloy of interest type 6111 in the T4 state and imm thick and 0.45 mm thick composite layers for total volume fraction of metal of 77%.
  • the metal layers of the aluminum alloy of interest of the type 6111 of the E2 and E3 specimens are obtained by hot rolling to 4 mm and then i) cold-rolled up to 1 mm for the aluminum hybrid specimen.
  • the room Aluminum-composite hybrid E2 could be obtained by rolling directly up to 0.45mm, without necessarily going through a machining step.
  • the specimens are of the DCCT type, that is to say that two pre-cuts have been made by fatigue loading and arranged along the longitudinal axis, in accordance with the recommendations of the ASTM E647 (2013) standard Measurement of fatigue crack growth rates da / dN.
  • the fatigue crack propagation tests at ambient temperature were performed in accordance with the ASTM E647 (2013) standard.
  • the specimens are subjected to a standardized mini-twist spectrum (H. Lowak et al., "MINITWIST - A shartened version of Transport Standard Load Computer Program (TWIST)", NLRMP 79018 U, 1979).
  • TWIST Transport Standard Load Computer Program
  • the test piece E2 (two identical test pieces E2 have been tested and are represented on the graph) with metal layers in the aluminum alloy of interest of the type 6111 of equal thickness. at 0.45 mm has better fatigue behavior compared to the test piece E3 for which the metal layers of the aluminum alloy of interest type 6111 have a thickness of imm. Indeed, the test piece E2 has a growth rate da / dn lower than that of the test piece E3.
  • the fatigue behavior of the E2 test specimen therefore with metal layers in the aluminum alloy of interest of the type 6111 of thickness equal to 0.45 mm, is similar or equivalent to that of the test-tube And with 2024 alloy metal layers with a thickness of 0.4 mm.
  • the laminated hybrid part comprises its metal layers in the aluminum alloy of interest of the type 6111 in the T4 state, or even in the T6 state, and of thickness less than imm, for example equal to 0.45 mm.
  • imm for example equal to 0.45 mm.

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Abstract

L'invention porte sur une pièce hybride aluminium-composite comportant un empilement de couches formé d'une alternance de couches métalliques en alliage d'aluminium et de couches composites, caractérisé en ce qu'au moins l'une des couche est une couche métallique qui présente une épaisseur inférieure à 1 mm et est réalisée en un alliage d'aluminium, dit d'intérêt, de la famille 6xxx et comprenant un pourcentage massique de silicium compris entre 0,6% et 1,5%, et un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 1,2%, le pourcentage massique du silicium étant supérieur à celui du magnésium. L'invention a également pour objets un élément de structure d'aéronef comportant au moins ladite pièce hybride aluminium-composite ainsi qu'un procédé de réalisation de ladite pièce hybride aluminium-composite tel qu'il comprend au moins une étape d'usinage d'au moins une couche réalisée en l'alliage d'aluminium d'intérêt, jusqu'à ce qu'elle présente une épaisseur inférieure à 1 mm.

Description

PIECE HYBRIDE STRATIFIEE ALUMINIUM-COMPOSITE
DOMAINE TECHNIQUE
[ooi] Le domaine de l’invention est celui des pièces hybrides stratifiées aluminium- composite de type FML (pour Fiber Métal Laminate, en anglais), en particulier il peut s’agir de celles désignées par le terme générique GLARE (pour GLAss REinforced, en anglais) dans lesquelles le matériau composite est un mélange de résine et des fibres de renfort en verre.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
[002] La figure i illustre schématiquement un exemple de pièce hybride stratifiée i de type FML selon un exemple de l’art antérieur, comprenant un empilement de couches métalliques 2 en alliage d’aluminium entre lesquelles sont interposées des couches composites 3 formées d’un mélange d’une résine polymère et de fibres de renfort.
[003] Dans le cas des pièces hybrides stratifiées désignées sous le terme GLARE, les fibres de renfort sont alors des fibres de verre. De telles pièces hybrides stratifiées sont de plus en plus utilisées comme éléments de structure dans le domaine aéronautique, notamment au niveau de la peau du fuselage ou du bord d’attaque de l’empennage.
[004] L’article de RC. Alderliesten intitulé Fatigue of Fibre Métal Laminates,
Reference Module in Materials Science and Materials Engineering, 2016, indique ainsi des exemples de différents types de pièces hybrides stratifiées de type GLARE. A titre d’exemple, une pièce hybride stratifiée de type GLARE3 comporte des couches métalliques en alliage d’aluminium 2024 à l’état métallurgique T3 présentant une épaisseur comprise entre 0,2mm et 0,5mm, entre lesquelles sont interposées des couches composites en résine époxy et fibres de verre.
[005] La demande de brevet EP2085215 concerne un stratifié métallique à fibres comprenant des couches composites renforcées par des fibres et des feuilles métalliques minces, dans lequel la fraction volumique totale en métal du stratifié est compris entre o vol. et 47% volume. %. [006] La demande de brevet WO2015/183080 concerne un stratifié comprenant une première feuille métallique et une couche adhésive liée à la première feuille métallique, dans lequel stratifié la relation suivante applique: 1 <(Emetal * tmetal) / (Eadh * TADH) <15 (1) , dans lequel Emetal = module d'Young en traction de la première feuille métallique tmetal = épaisseur de la première feuille métallique Eadh = de module de traction de Young de la couche adhésive TADH = épaisseur de la couche d'adhésif, la couche adhésive pouvant comprendre des fibres de renforcement.
[007] La demande de brevet WO2013/133976 décrit des produits en alliage d'aluminium 6xxx et leur procédés de fabrication. Les procédés de fabrication comprennent en particulier un écrouissage à froid d'au moins 25% après la mise en solution.
[008] Il existe cependant un besoin de disposer de pièces hybrides stratifiées notamment de type GLARE présentant des propriétés améliorées et/ou susceptibles d’être réalisées à coûts réduits.
EXPOSÉ DE L’INVENTION
[009] L’invention a pour objectif de remédier au moins en partie aux inconvénients de l’art antérieur, et plus particulièrement de proposer une pièce hybride stratifiée aluminium-composite présentant de meilleures propriétés ou caractéristiques mécaniques et susceptible d’être réalisée à coûts réduits. Pour cela, l’objet de l’invention est une pièce hybride aluminium-composite, comportant un empilement de couches formé d’une alternance de couches métalliques en alliage d’aluminium et de couches composites, caractérisé en ce qu’au moins l’une des couches est une couche métallique qui présente une épaisseur inférieure à i mm et est réalisée en un alliage d’aluminium, dit d’intérêt, de la famille 6xxx et comprenant un pourcentage massique de silicium compris entre o,6% et 1,5%, et un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 1,2%, le pourcentage massique du silicium étant supérieur à celui du magnésium.
[0010] On entend par « empilement de couches formé d’une alternance de couches métalliques en alliage d’aluminium et de couches composites » un empilement comprenant au minimum deux couches métalliques et une couche composite intercalée entre les deux couches métalliques ou deux couches composites et une couche métallique intercalée entre les deux couches composites.
[oon] Certains aspects préférés mais non limitatifs de cette pièce hybride stratifiée sont les suivants. L’alliage d’aluminium d’intérêt de la pièce hybride aluminium- composite comprend préférentiellement un pourcentage massique de silicium compris entre o,6% et 1,1%, et de préférence compris entre o,6% et i,o%, et de préférence encore compris entre 0,65% et 0,9%, et/ou un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 0,8%, et de préférence compris entre 0,5% et 0,7%.
[0012] L’alliage d’aluminium d’intérêt comprend avantageusement un pourcentage massique de cuivre compris entre 0,01% et 0,9%, et/ou un pourcentage massique de manganèse compris entre 0,02% et 0,8%.
[0013] Dans un mode de réalisation, l’alliage d’aluminium d’intérêt peut être désigné parmi les séries 6011, 6111, 6005, 6010, et 6022, et de préférence peut être désigné tel qu’un alliage de la série 6111.
[0014] Dans un autre mode de réalisation compatible avec l’un quelconque des modes précédents, l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend, en outre, un pourcentage massique de fer compris entre 0% et 0,5%, et/ou un pourcentage massique de chrome compris entre 0% et 0,3%, et/ou, un pourcentage massique de zinc compris entre 0% et 1,5%, et/ou un pourcentage massique de titane compris entre 0% et 0,2%.
[0015] Avantageusement, la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est à l’état métallurgique T4.
[0016] Préférentiellement, l’épaisseur de la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est comprise entre 0,05 mm et 0,9 mm, voire même comprise entre 0,3 mm et 0,6 mm, ou encore égale à 0,45 mm. Dans un mode de réalisation alternatif, l’épaisseur de la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est comprise entre 0,05 mm et 0,9 mm, préférentiellement comprise entre 0,7 et 0,9 mm, ou encore égale à environ 0,8 mm.
[0017] Dans un mode de réalisation préféré, toutes les couches métalliques présentent une épaisseur inférieure à 1 mm et sont réalisées en l’alliage d’aluminium d’intérêt. [0018] L’invention a également pour objet un élément de structure d’aéronef comportant au moins une pièce hybride aluminium-composite telle que précédemment décrite.
[ooi9] Un autre objet de l’invention est un procédé de réalisation d’une pièce hybride aluminium-composite comportant au moins une étape d’usinage d’au moins une couche réalisée en l’alliage d’aluminium d’intérêt, jusqu’à ce qu’elle présente une épaisseur inférieure à 1 mm.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
[0020] D'autres aspects, buts, avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée suivante de formes de réalisation préférées de celle-ci, donnée à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
la figure î, déjà décrite, est une vue en perspective, schématique et partielle, d’une pièce hybride stratifiée selon un exemple de l’art antérieur ;
la figure 2A est une vue de dessus d’un exemple de pièce hybride stratifiée selon un mode de réalisation, formant une éprouvette pour des tests de comportement en fatigue, et la figure 2B est un graphe illustrant l’évolution de la longueur d’une fissure en fonction du nombre de cycles, pour différentes éprouvettes.
EXPOSÉ PÉT A T T , T É DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
[0021] Sur les figures et dans la suite de la description, les mêmes références représentent les éléments identiques ou similaires. De plus, les différents éléments ne sont pas représentés à l’échelle de manière à privilégier la clarté des figures. Par ailleurs, les différents modes de réalisation et variantes ne sont pas exclusifs les uns des autres et peuvent être combinés entre eux. Sauf indication contraire, les termes « sensiblement », « environ », « de l’ordre de » signifient à io% près. Par ailleurs, l’expression « comportant un » doit être comprise comme « comportant au moins un », sauf indication contraire.
[0022] De plus, les indications relatives à la composition chimique des alliages sont exprimées en pourcentage massique basé sur la masse totale de l’alliage. La désignation des alliages suit les instructions de The Aluminium Association, telles que décrites notamment dans le document intitulé International Alloy Désignations and Chemical Composition Limits for Wrought Aluminium and Wrough Aluminium Alloys et révisé en janvier 2015. Par ailleurs, les états métallurgiques sont tels que définis par la norme européenne EN 515 (1993).
[0023] L’invention porte sur une pièce hybride stratifiée de type FML à couches métalliques en alliage d’aluminium. La pièce est dite stratifiée dans la mesure où elle est formée d’un empilement de différentes couches. Elle est dite hybride dans la mesure où elle comporte au moins un matériau métallique en alliage d’aluminium et au moins un matériau composite. Le matériau composite est composé d’une résine, par exemple une résine polymère, et de fibres de renfort telles que notamment des fibres de verres.
[0024] Ainsi, la pièce hybride stratifiée est formée d’un empilement de différentes couches formant préférentiellement une alternance de N couches métalliques et de N-i couches composites de sorte qu’une couche composite est intercalée entre deux couches métalliques, avec N de préférence supérieur ou égal à 3. Les couches métalliques peuvent être également appelées tôles métalliques.
[0025] Au moins l’une des couches métalliques de la pièce hybride stratifiée, et de préférence toutes ses couches métalliques, présente une épaisseur inférieure à imm, et est réalisée en un alliage d’aluminium dit d’intérêt de la famille 6xxx.
[0026] D’une manière générale, la famille 6xxx, selon la terminologie de The Aluminium Association, est une famille d’alliages d’aluminium de type Al-Si-Mg, c’est-à-dire que les principaux éléments d’alliage ajoutés à l’aluminium sont le silicium et le magnésium.
[0027] L’alliage d’aluminium d’intérêt comprend un pourcentage massique de silicium compris entre 0,6% et 1,5% et un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 1,2%. De plus, le pourcentage massique du silicium est supérieur à celui du magnésium. Par supérieur ou inférieur, on entend supérieur strictement, ou inférieur strictement. De plus, lorsqu’un pourcentage massique est compris dans une gamme, les bornes de la gamme sont incluses. [0028] De préférence, l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend un pourcentage massique de silicium compris entre o,6% et 1,1%, et de préférence compris entre o,6% et i,o%, et de préférence encore compris entre 0,65% et 0,9%. Il comprend, de préférence, un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 0,8%, et de préférence compris entre 0,5% et 0,7%, plus préférentiellement encore entre 0,6 et 0,7%.
[0029] De préférence, l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend un pourcentage massique de cuivre compris entre 0,01% et 0,9%, et de préférence compris entre 0,4% et 0,8%, et de préférence encore compris entre 0,5% et 0,7%. Il peut comprendre un pourcentage massique de manganèse compris entre 0,02% et 0,8%, voire compris entre 0,05% et 0,5%, de préférence compris entre 0,1% et 0,35%, et de préférence encore compris entre 0,15% et 0,3%.
[0030] De préférence, l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend un pourcentage massique de fer compris entre 0% et 0,5%, et de préférence au plus égal à 0,4%, un pourcentage massique de chrome compris entre 0% et 0,3%, et de préférence au plus égal à 0,04%, et de préférence au plus égal à 0,03%, un pourcentage massique de zinc compris entre 0% et 1,5%, et de préférence au plus égal à 0,15%, préférentiellement inférieur à 0,05% et un pourcentage massique de titane compris entre 0% et 0,2%, et de préférence au plus égal à 0,05%, et de préférence au plus égal à 0,03%.
[0031] De préférence, l’alliage d’aluminium d’intérêt peut être désigné parmi les séries 6011, 6111, 6005, 6010 et 6022. De préférence, il peut être désigné comme étant un alliage d’aluminium du type 6111, c’est-à-dire que les pourcentages massiques des éléments d’alliage sont (o,6-i,i)Si et (o,5-i,o)Mg, et que le pourcentage massique du silicium est supérieur à celui du magnésium. L’alliage 6111 comporte notamment des éléments d’addition suivants (o,5-o,9)Cu et (0,10- o,45)Mn, et peut comporter au plus 0,40% en poids de fer, au plus 0,10% en poids de chrome, au plus 0,15% en poids de zinc, et au plus 0,10% en poids de titane. Les alliages 6011, 6111, 6005, 6010, 6056 et 6022 et en particulier l’alliage 6111 sont avantageux par rapport à d’autres alliages d’aluminium 6XXX de teneur nominale en magnésium plus élevées, tel que notamment l’alliage 6013, car ils présentent une résistance à la corrosion plus avantageuse. Avantageusement la teneur en Mg est inférieure à 0,95 % en poids, de préférence inférieure à 0,85 % en poids et de manière préférée inférieure à 0,75 % en poids. Pour les alliages 6XXX, dont la teneur en Cu est au moins de 0.3% de cuivre, des traitements de désensibilisation par sur revenu tels que celui désigné par T78 sont avantageux notamment quand la teneur en Mg est inférieure ou égale à la teneur en Si.
[0032] D’une manière générale, la famille 6xxx est une famille d’alliages d’aluminium à traitement thermique, au même titre que les alliages des familles 2xxx et 7xxx. Un alliage à traitement thermique est défini, pour l’aluminium, par la norme EN 12258-1 (2012) comme étant un alliage qui peut être durci par un traitement thermique approprié. L’alliage d’aluminium d’intérêt peut notamment être à l’état métallurgique T6, c’est-à-dire qu’il a subi un traitement thermique permettant d’améliorer ses propriétés mécaniques. Plus précisément, l’alliage d’aluminium d’intérêt à l’état T6 a subi des étapes de mise en solution, de trempe, puis de revenu. Il peut également être à l’état métallurgique T4, c’est-à-dire qu’il a subi des étapes de mise en solution, de trempe et de maturation à température ambiante.
[0033] La ou les couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt présentent une épaisseur, de préférence uniforme, inférieure à imm, c’est-à-dire strictement inférieure à imm. L’épaisseur est la dimension suivant un axe orthogonal au plan formé par les dimensions de longueur et de largeur d’une couche. Ainsi, l’épaisseur de la ou des couches métalliques est avantageusement inférieure ou égale à 0,9mm, de préférence inférieure ou égale à 0,8mm, de préférence inférieure ou égale à 0,7mm, de préférence inférieure ou égale à 0,6mm, de préférence inférieure ou égale à 0,5mm. L’épaisseur de la ou des couches métalliques est avantageusement supérieure ou égale à une valeur basse de 0,05mm et est de préférence supérieure ou égale à 0,1mm, de préférence supérieure ou égale à 0,2mm, de préférence supérieure ou égale à 0,3mm, de préférence supérieure ou égale à 0,4mm.
[0034] L’épaisseur de la ou des couches métalliques peut, de plus, être comprise entre 0,05mm et 0,9mm, de préférence comprise entre 0,1mm et 0,8mm, de préférence comprise entre 0,2mm et 0,7mm, de préférence comprise entre 0,3mm et 0,6mm, de préférence comprise entre 0,4mm et 0,5mm. L’épaisseur de la ou des couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt est avantageusement égale à 0,45mm environ. [0035] Dans un mode de réalisation alternatif, l’épaisseur de la ou des couches métalliques peut, de plus, être comprise entre o,6mm et 0,9mm, de préférence comprise entre 0,7mm et 0,9mm, et avantageusement égale à 0,8mm environ.
[0036] L’épaisseur de la ou des couches composites est avantageusement comprise entre 0,1 mm et 0,8 mm, de préférence entre 0,2 et 0,5 mm. Dans un mode de réalisation de l’invention plusieurs couches de composite, typiquement deux couches de composites sont intercalées entre les couches métalliques.
[0037] Dans un mode de réalisation avantageux de l’invention la fraction volumique totale de métal de la pièce hybride est au moins 50%, de préférence au moins 60% et de manière préférée au moins 70%. Une fraction volumique totale de métal élevée est avantageuse car elle permet d’atteindre des propriétés mécaniques statiques en compression élevées. Les présents inventeurs ont également noté que pour les applications aéronautiques une fraction volumique totale de métal élevée est avantageuse car elle permet une meilleure résistance des pièces à la foudre.
[0038] Ainsi, une ou plusieurs couches métalliques de la pièce hybride stratifiée sont réalisées en l’alliage d’aluminium d’intérêt. Les autres couches métalliques peuvent éventuellement être réalisées en d’autres alliages d’aluminium, par exemple en l’alliage d’aluminium 2024-T3, d’une épaisseur par exemple comprise entre 0,2 et 0,5mm, par exemple 0,4mm, comme c’est le cas par exemple dans les pièces GLARE de nuance 3 (cf. publication d’Alderliesten 2016 mentionnée précédemment). De préférence, toutes les couches métalliques de la pièce hybride stratifiée sont réalisées en l’alliage d’aluminium d’intérêt, notamment en un alliage d’aluminium du type 6111 pour lequel le pourcentage massique de silicium est supérieur à celui du magnésium, préférentiellement l’alliage d’aluminium est à l’état métallurgique T6 ou, plus préférentiellement encore à l’état métallurgique T4, et présentent une même épaisseur inférieure à imm, préférentiellement une épaisseur comprise entre 0,4 et 0,5mm, typiquement une épaisseur égale à 0,45mm.
[0039] La pièce hybride stratifiée comporte au moins une couche composite préférentiellement formée d’un mélange de résine d’imprégnation, par exemple une résine époxy, et de fibres de renfort. Chaque couche composite peut être formée d’une unique couche, voire de plusieurs sous-couches, ou nappes pré-imprégnées, dans lesquelles les fibres, préférentiellement de type fibres de renfort, sont orientées toutes dans la même direction ou, au contraire, dans des directions différentes. Ainsi, chaque couche composite peut comporter une première nappe pré-imprégnée unidirectionnelle dans laquelle les fibres, préférentiellement de type fibres de renfort, sont orientées suivant un axe longitudinal de la pièce hybride stratifiée, par exemple l’axe de laminage, et une deuxième nappe pré-imprégnée unidirectionnelle dans laquelle les fibres, préférentiellement de type fibres de verre, sont orientées dans une autre direction, par exemple de manière orthogonale à l’axe longitudinal. Dans un mode de réalisation avantageux, toutes fibres de renfort sont orientées dans la même direction, avantageusement selon l’axe longitudinal de la pièce hybride stratifiée.
[0040] La pièce hybride stratifiée présente une épaisseur totale qui dépend de son application. Ainsi, dans le cadre d’une utilisation comme élément de structure d’un aéronef, l’épaisseur totale peut être de l’ordre de quelques millimètres à quelques dizaines de millimètres. Elle peut ainsi être égale à 2mm environ lorsque la pièce hybride stratifiée forme une peau de fuselage. Elle peut être de l’ordre de 20mm dans le cas d’un élément de renfort d’une porte d’aéronef, voire dans le cas d’un élément de voilure. L’épaisseur peut être uniforme ou peut varier localement, par exemple en comportant un nombre de couches et/ou de tôles métalliques localement plus ou moins important.
[0041] Selon la norme EN 12258-1 (2012), un élément de structure, également appelé élément structural, est une pièce mécanique pour laquelle les propriétés mécaniques statiques et/ou dynamiques sont particulièrement importantes pour les performances de la structure et pour laquelle un calcul de structure est généralement réalisé. Dans le domaine aéronautique, il peut s’agir d’un élément de fuselage, comme la peau de fuselage, des rails de plancher ou de sièges, voire un élément des portes ou encore un élément de voilure, plus particulièrement un élément d’intrados ou d’extrados de voilure.
[0042] Les couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt présentant l’épaisseur désirée inférieure à imm peuvent être réalisées par exemple par laminage et/ou par usinage à partir de couches métalliques d’épaisseur initialement supérieure, par exemple égale à 2,5 mm. Selon un premier mode de réalisation, les couches métalliques sont laminées à chaud puis à froid jusqu’à leur épaisseur finale. Selon un autre mode de réalisation, les tôles sont optionnellement laminées à chaud et/ou à froid, et usinées sur l’une ou les deux faces principales jusqu’à leur épaisseur finale.
[0043] Habituellement, une pièce hybride stratifiée aluminium-composite de type GLARE3 selon l’art antérieur est formée de couches métalliques en alliage d’aluminium 2024 à l’état métallurgique T3 et d’épaisseur pouvant être égale à 0,4mm. La présence d’au moins une couche métallique en l’alliage d’aluminium d’intérêt et, de préférence, du type 6111 à l’état T6 ou à l’état T4, permet de réaliser une pièce hybride stratifiée plus légère qu’une pièce de type GLARE3, à volume de couches métalliques équivalent, dans la mesure où l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 présente une masse volumique inférieure à celle de l’alliage 2024.
[0044] De plus, les inventeurs ont constaté qu’une pièce hybride stratifiée comportant des couches métalliques en alliage d’aluminium d’intérêt présente des propriétés en fatigue améliorées, notamment les propriétés en fatigue sous spectre, lorsque l’épaisseur des couches métalliques est inférieure à imm. A ce titre, comme décrit plus loin, une telle pièce hybride stratifiée à couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111-T4 d’une épaisseur de 0,45mm présente des propriétés de résistance en fatigue sous spectre supérieure à une même pièce hybride stratifiée à couches métalliques en le même alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111-T4 mais d’une épaisseur égale à imm. Ainsi, à mesure que l’épaisseur des couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt est diminuée, les propriétés de résistance en fatigue sont améliorées et, plus précisément, la résistance à la propagation des fissures en fatigue.
[0045] Il apparaît d’ailleurs, de manière surprenante, qu’une pièce hybride stratifiée comportant des couches métalliques en alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111- T4 d’une épaisseur égale à 0,45mm environ présente des propriétés en fatigue équivalentes, voire identiques, à une pièce hybride stratifiée pour laquelle les couches métalliques sont en alliage 2024-T3 d’épaisseur plus faible, par exemple égale à 0,4mm environ.
[0046] Aussi, il apparaît qu’une pièce hybride stratifiée dont les couches métalliques sont en alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111-T4 d’une épaisseur de 0,45mm environ, au lieu d’être en alliage 2024-T3 d’une épaisseur de 0,4mm comme c’est le cas des pièces hybrides stratifiées de type GLARE3, présente une plus grande légèreté du fait de la densité plus faible de l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111, des propriétés mécaniques en fatigue similaires, et des coûts diminués associés à sa fabrication.
[0047] A cet égard, il est en effet possible, pour une même épaisseur totale de la pièce hybride stratifiée et à propriétés en fatigue équivalentes, d’utiliser moins de couches métalliques. Cela se traduit alors par une diminution du nombre de couches métalliques nécessaires, réduisant ainsi, d’une part les coûts associés à la réalisation des différentes couches métalliques, et d’autre part le temps et les efforts de manipulation des différentes couches, et donc les coûts associés, lors de la phase d’empilement de couches du procédé de fabrication de la pièce hybride stratifiée.
[0048] La figure 2A est une vue de dessus d’une pièce hybride stratifiée formant une éprouvette pour des essais du comportement en fatigue sous spectre, et la figure 2B est un graphe illustrant l’évolution de la longueur‘a’ d’une fissure en fonction du nombre n de cycles, pour différentes pièces hybrides stratifiées.
[0049] Les différentes pièces hybrides stratifiées sont ici des éprouvettes formées d’une alternance de 3 couches métalliques en alliage d’aluminium et de 2 couches composites en fibres de verre imprégnées d’une résine époxy. Elles diffèrent entre elles par le type d’alliage d’aluminium et l’épaisseur des couches métalliques.
[0050] Ainsi, une première éprouvette de référence Et comporte des couches métalliques en alliage 2024 à l’état T3 et d’épaisseur égale à 0,4mm et des couches composites d’épaisseur 0,45 mm. La fraction volumique totale de métal était de 57%. Une deuxième éprouvette E2 comporte des couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 à l’état T4 et d’épaisseur égale à 0,45mm et des couches composites d’épaisseur 0,45 mm pour fraction volumique totale de métal de 60%., et une troisième éprouvette E3 comporte des couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 à l’état T4 et d’épaisseur imm et des couches composites d’épaisseur 0,45 mm pour fraction volumique totale de métal de 77 %. Les couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 des éprouvettes E2 et E3 sont obtenues par laminage à chaud jusqu’à 4mm puis i) laminées à froid jusqu’à 1 mm pour l’éprouvette en pièce hybride aluminium- composite E3 ou ii) laminées à froid jusqu’à 2,5mm et usinées jusqu’à 0,45mm pour l’éprouvette en pièce hybride aluminium-composite E2. En variante, la pièce hybride aluminium-composite E2 pourrait être obtenue par laminage directement jusqu’à 0,45mm, sans passer nécessairement par une étape d’usinage.
[0051] En référence à la fîg.2A, les différentes éprouvettes présentent une largeur W=i4omm et une longueur L=58omm. Les éprouvettes sont de type DCCT, c’est-à- dire que deux préfissures ont été réalisées par chargement en fatigue et disposées suivant l’axe longitudinal, en accord avec les recommandations de la norme ASTM E647 (2013) intitulée Measurement of fatigue crack growth rates da/dN. Chaque préfissure est positionnée à une distance L0= 220mm à partir d’une extrémité longitudinale et présente une forme circulaire d’un diamètre 2b de 3mm avec deux entailles latérales de sorte que la fissure présente une largeur initiale 2a de 5mm suivant l’axe transversal.
[0052] Les tests de propagation de fissure en fatigue à température ambiante ont été réalisés en conformité avec la norme ASTM E647 (2013). Les éprouvettes sont soumises à un spectre mini-twist normalisé (H. Lowak et al. « MINITWIST - A shartened version of TWIST (Transport Wing Standard load computer programme) », NLRMP 79018 U, 1979). Les tests sont effectués jusqu’à ce que l’une des deux conditions suivantes soit atteinte, parmi une longueur de fissure égale à 40mm et un nombre de cycles égal à 150000.
[0053] En référence à la fig.2B, l’éprouvette E2 (deux éprouvettes E2 identiques ont été testées et sont représentées sur le graphe) à couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 d’épaisseur égale à 0,45mm présente un meilleur comportement en fatigue par rapport à l’éprouvette E3 pour laquelle les couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 présentent une épaisseur de imm. En effet, l’éprouvette E2 présente une vitesse de croissance da/dn inférieure à celle de l’éprouvette E3. De plus, il apparaît de manière surprenante que le comportement en fatigue de l’éprouvette E2, donc à couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 d’épaisseur égale à 0,45mm, est similaire ou équivalent à celui de l’éprouvette Et à couches métalliques en alliage 2024 d’épaisseur égale à 0,4mm.
[0054] Aussi, il est donc particulièrement avantageux que la pièce hybride stratifiée selon un mode de réalisation comporte ses couches métalliques en l’alliage d’aluminium d’intérêt du type 6111 à l’état T4, voire à l’état T6, et d’épaisseur inférieure à imm, par exemple égale à 0,45mm. En effet, on obtient une pièce dont le comportement en fatigue sous spectre est identique à celui d’une pièce à couches métalliques en alliage 2024 à l’état T3 et d’épaisseur égale à 0,4mm. Comme mentionné précédemment, la pièce hybride stratifiée est alors plus légère, présente une très bonne résistance à la fatigue et peut être réalisée à des coûts de fabrication réduits.
[0055] Des modes de réalisation particuliers viennent d’être décrits. Différentes variantes et modifications apparaîtront à l’homme du métier.

Claims

REVENDICATIONS
1. Pièce hybride aluminium-composite, comportant un empilement de couches formé d’une alternance de couches métalliques en alliage d’aluminium et de couches composites, caractérisé en ce qu’au moins l’une des couches est une couche métalliques présentant une épaisseur inférieure à 1 mm et est réalisée en un alliage d’aluminium, dit d’intérêt, de la famille 6xxx et comprenant un pourcentage massique de silicium compris entre o,6% et 1,5%, et un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 1,2%, le pourcentage massique du silicium étant supérieur à celui du magnésium.
2. Pièce hybride aluminium-composite selon la revendication 1, dans lequel l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend un pourcentage massique de silicium compris entre 0,6% et 1,1%, et de préférence compris entre 0,6% et 1,0%, et de préférence encore compris entre 0,65% et 0,9%, et/ou un pourcentage massique de magnésium compris entre 0,4% et 0,8%, et de préférence compris entre 0,5% et 0,7%.
3. Pièce hybride aluminium-composite selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend un pourcentage massique de cuivre compris entre 0,01% et 0,9%, et/ou un pourcentage massique de manganèse compris entre 0,02% et 0,8%.
4. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’alliage d’aluminium d’intérêt peut être désigné parmi les séries 6011, 6111, 6005, 6010, et 6022, et de préférence peut être désigné tel qu’un alliage de la série 6111.
5. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel l’alliage d’aluminium d’intérêt comprend, en outre, un pourcentage massique de fer compris entre 0% et 0,5%, et/ou un pourcentage massique de chrome compris entre 0% et 0,3%, et/ou un pourcentage massique de zinc compris entre 0% et 1,5%, et/ou un pourcentage massique de titane compris entre 0% et 0,2%.
6. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est à l’état métallurgique T4.
7. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l’épaisseur de la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est comprise entre 0,05 mm et 0,9 mm.
8. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel l’épaisseur de la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est comprise entre 0,3 mm et 0,6 mm.
9. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des
revendications 1 à 7, dans lequel l’épaisseur de la couche en l’alliage d’aluminium d’intérêt est comprise entre 0,7 mm et 0,9 mm.
10. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel toutes les couches métalliques présentent une épaisseur inférieure à 1 mm et sont réalisées en l’alliage d’aluminium d’intérêt.
11. Pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la fraction volumique totale de métal est au moins 50%, de préférence au moins 60% et de manière préférée au moins 70%.
12. Elément de structure d’aéronef comportant au moins une pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications précédentes.
13. Procédé de réalisation d’une pièce hybride aluminium-composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 11, comportant au moins une étape d’usinage d’au moins une couche réalisée en l’alliage d’aluminium d’intérêt, jusqu’à ce qu’elle présente une épaisseur inférieure à 1 mm.
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