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WO2007080267A1 - Tole en aluminium-cuivre-lithium a haute tenacite pour fuselage d'avion - Google Patents

Tole en aluminium-cuivre-lithium a haute tenacite pour fuselage d'avion Download PDF

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Publication number
WO2007080267A1
WO2007080267A1 PCT/FR2006/002733 FR2006002733W WO2007080267A1 WO 2007080267 A1 WO2007080267 A1 WO 2007080267A1 FR 2006002733 W FR2006002733 W FR 2006002733W WO 2007080267 A1 WO2007080267 A1 WO 2007080267A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
weight
less
sheet
alloy
zirconium
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2006/002733
Other languages
English (en)
Inventor
Bernard Bes
Hervé Ribes
Christophe Sigli
Timothy Warner
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Constellium Issoire SAS
Original Assignee
Alcan Rhenalu SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alcan Rhenalu SAS filed Critical Alcan Rhenalu SAS
Priority to CN200680047951.8A priority Critical patent/CN101341267B/zh
Priority to EP06841937A priority patent/EP1966402B1/fr
Priority to DE06841937T priority patent/DE06841937T1/de
Priority to CA2633420A priority patent/CA2633420C/fr
Priority to DE602006005846T priority patent/DE602006005846D1/de
Priority to US11/612,131 priority patent/US8771441B2/en
Publication of WO2007080267A1 publication Critical patent/WO2007080267A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Priority to US14/274,971 priority patent/US20140283958A1/en
Ceased legal-status Critical Current

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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C22C21/16—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with magnesium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/057—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with copper as the next major constituent

Definitions

  • the present invention generally relates to aluminum alloy products and, more particularly, to such products, their methods of manufacture and use, particularly in the aerospace industry.
  • AlLi Aluminum-lithium alloys
  • AlLi 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.
  • AlLi alloys are not yet used extensively in the aerospace industry because of the defects of the alloys developed until today, such as, for example, inadequate thermal stability, strong anisotropy and inadequate toughness.
  • the history of the development of AlLi alloys is described, for example, in the "Aluminum-lithium alloys" chapter of "Aluminum and Aluminum Alloys” (ASM Specialty Handbook, 1994).
  • the first aluminum-lithium alloys (Al-Zn-Cu-Li) were introduced in Germany in the 1920s, and were followed by the introduction of AA2020 alloy (Al-Cu-Li-Mn-Cd) at the end of the 1950s, and by the introduction of alloy 1420 (Al-Mg-Li) in the Soviet Union, in the mid-1960s.
  • the only industrial applications of the AA2020 alloy were the horizontal wings and stabilizers of the Vigilante RA5C aircraft.
  • the conventional composition of AA2020 alloy was (in percent by weight): Cu: 4.5, Li: 1.2, Mn: 0.5, Cd: 0.2. Among the reasons related to the limited applications of this alloy, it can be emphasized its low toughness.
  • zirconium is used instead of manganese as a control agent for the granular structure.
  • Blackenship declares: "Zirconium is the element of choice for the control of the granular structure in Al-Li-X alloys".
  • Pickens' List of Refining Additives actually mixes elements used for foundry grain refining (such as TiB2) and elements used to control grain structure during operations transformation, such as zirconium.
  • foundry grain refining such as TiB2
  • zirconium conventional grain refiners such as Cr, Mn, Ti, B, Hf, V, TiB 2 and mixtures thereof can be used ", it is clear from the development history of AlLi alloys that a bias related to the use of any element other than Zr for the control of the granular structure exists for the skilled person.
  • the Zr is used. It is likewise found in an alloy developed more recently (AA2050, see also WO2004 / 106570), the use of zirconium for grain refining, the addition of manganese to improve the toughness.
  • AA2297 alloy which contains lithium, copper and manganese, optionally magnesium but no silver for which zirconium is also used for refining grain.
  • No. 5,234,662 discloses a preferred composition of 1.6% by weight of Li, 3% by weight of Cu, 0.3% by weight of Mn and 0.12% by weight of Zr.
  • Alloys AA2050 and AA2297 were mainly available for thick plates, thicker than 0.5 inches (12.7 mm).
  • Another range of AlLi alloys, containing Zn has been described for example in US Patent No. 4,961,792 and US Patent No. 5,066,342, and developed in the early 1990s.
  • the metallurgy of these alloys can not be compared with the metallurgy of the "Weldalite®" alloys, since the incorporation of a significant amount of zinc, and in particular the combination of zinc and magnesium, completely modifies the properties of the alloy, for example in terms of mechanical strength and corrosion resistance.
  • the alloys In order to use AlLi alloys for fuselage applications, the alloys must offer the same performance, or even better performance, in terms of mechanical strength, damage tolerance, as the alloys not containing Li currently used. In particular, resistance to crack propagation is an important issue in these applications, and this explains why alloys known for their high tolerance to damage, such as AA2524 and AA2056, are traditionally used. Other desirable properties include weldability and corrosion resistance. Due to the growing trend of reducing costly mechanical fastening operations in the aerospace industry, weldable alloys such as AA6013, AA6056 or AA6156 are being introduced for fuselage panels. High corrosion resistance is also desirable in order to replace plated products with cheaper bare products.
  • the yield strength anisotropy which, in turn, determines the anisotropy of the other mechanical properties, has been mentioned above.
  • the low yield strength at intermediate test directions such as for example at 45 ° to the rolling direction, is the most obvious manifestation of anisotropy.
  • the R curve test is a widely recognized means for characterizing the toughness properties.
  • the curve R represents the evolution of the critical effective stress intensity factor for crack propagation as a function of the effective crack extension, under increasing monotonic stress. It allows the determination of the critical load for unstable failure for any configuration relevant to cracked aircraft structures.
  • the values of the stress intensity factor and the crack extension are actual values as defined in ASTM E561.
  • a first subject of the invention is an aluminum-based alloy comprising 2.1 to 2.8% by weight of Cu, 1.1 to 1.7% by weight of Li, 0.1 to 0.8% by weight of Ag, 0.2 to 0.6% by weight of Mg, 0.2 to 0.6% by weight of Mn, an amount of Fe and Si of less than or equal to 0.1% by weight each, and unavoidable impurities at a content of less than or equal to 0.05% by weight each and 0.15% by weight in total, the alloy being substantially free of zirconium, which means that the zirconium content is less than 0, 04% by weight.
  • Another object of the invention is a method of manufacturing an aluminum alloy sheet having high strength and toughness, wherein:
  • said plate is hot-rolled and optionally cold-rolled into a sheet, with an initial rolling temperature of 450 to 490 ° C., (d) said sheet is dissolved at 480 to 520 ° C. for 15 minutes at 4 ° C. hours
  • Yet another object of the invention is a rolled, spun or forged product comprising an alloy according to
  • Yet another object of the invention is a structural element intended for aeronautical construction comprising a product according to the invention. Description of figures
  • Figures 1 to 5 relate to certain aspects of the invention described herein. These are illustrative and are in no way limiting.
  • Figure 3 Evolution of the cracking velocity in the T-L direction when the amplitude of the stress intensity factor varies.
  • Figure 4 Evolution of the cracking velocity in the LT direction when the amplitude of the stress intensity factor varies.
  • Figure 5 Relative evolution of R p o, 2 as a function of the orientation with respect to the rolling direction.
  • the static mechanical characteristics in other words the ultimate ultimate strength R m , the tensile yield strength RpO, 2 and the elongation at break A, are determined by a tensile test according to the EN 10002-1 standard, the location at which the parts are taken and their meaning defined by EN 485-1.
  • the cracking rate (using the da / dN - ⁇ K test) is determined according to ASTM E 647.
  • a curve giving the effective stress intensity factor as a function of the effective crack extension, known as the R curve. is determined according to ASTM E 561.
  • the critical stress intensity factor K c in other words the intensity factor which makes the crack unstable, is calculated from the curve R.
  • the factor of stress intensity K C o is also calculated by assigning the initial crack length at the beginning of the monotonic load, to the critical load. These two values are calculated for a specimen of the required form.
  • K app represents the K C o factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test.
  • K eff represents the K c factor corresponding to the specimen that was used to perform the R curve test.
  • ⁇ a ⁇ ff (max) represents the crack extension of the last point of the curve R, valid according to the ASTM E561 standard. The last point is obtained either at the time of the sudden rupture of the test piece, or possibly at the moment when the stress on the uncracked ligament exceeds on average the limit of elasticity of the material.
  • the crack size at the end of the pre-fatigue cracking stage is W / 3 for M (T) type specimens, where W is the width of the specimen as defined in ASTM E561.
  • the width of the specimen used in a toughness test may have a _
  • a "structural element” or “structural element” of a mechanical construction is called a mechanical part, the failure of which is likely to endanger the safety of the 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 "sheet” means a rolled product not exceeding 12.7 mm or 0.5 inches thick.
  • the aluminum-copper-lithium-silver-magnesium-manganese alloy according to one embodiment of the invention advantageously has the following composition:
  • Table 1 Composition ranges of alloys according to
  • the invention (% by weight, the remainder being Al)
  • the alloy being substantially free of zirconium.
  • substantially free of zirconium it should be understood that the zirconium content should be less than 0.04% by weight, preferably less than 0.03% by weight, and even more preferably less than 0.01% by weight. % in weight.
  • the inventors have discovered that the low zirconium content makes it possible to improve the toughness of Al-Cu-Li-Ag-Mg-Mn alloys; in particular, the length of the curve R is significantly increased.
  • the use of manganese in place of zirconium to control the granular structure has several additional advantages such as obtaining a recrystallized structure and isotropic properties for a thickness of between 0.8 and 12.7 mm, or between 1/32 and 1/2 inch.
  • Iron and silicon generally affect toughness properties.
  • the amount of iron should be limited to 0.1% by weight (preferably 0.05% by weight) and the amount of silicon should be limited to 0.1% by weight (preferably 0.05% by weight).
  • the unavoidable impurities should be limited to 0.05% by weight each and 0.15% by weight in total. If the alloy has no other additive element, the rest is made of aluminum.
  • the inventors have discovered that if the copper content is greater than 2.8% or even 2.6% or even 2.5% by weight, the toughness properties may in some cases fall rapidly, whereas, if the copper is less than 2.1% or even 2.2% or even 2.3% by weight, the mechanical strength is too low.
  • lithium content With regard to the lithium content, a higher lithium content to 1.7% or even 1.6% or even 1.5% by 'weight leads to thermal stability problems. A lithium content of less than 1.1% or even 1.2% or even 1.3% by weight results in inadequate mechanical strength and lower density gain. It has been discovered by the inventors that, if the silver content is less than 0.1% or even 0.2% by weight, the mechanical strength obtained does not satisfy the desired properties. The silver content, however, must be kept below 0.8% or even 0.6% or even 0.4% by weight because a high amount of silver increases the density of the alloy and also its cost. .
  • the alloy according to the invention can be used to manufacture extruded, forged or rolled products.
  • the alloy according to the invention is used to manufacture sheets.
  • the products according to the invention have a very high tenacity.
  • Zr is a peritectigue element that is generally enriched at the grain center and depleted at the grain boundaries, while Mn, which is a eutectic element with a partition coefficient close to one, is distributed much more evenly. .
  • the different behavior of Zr and Mn during solidification could be related to the different effect observed in terms of toughness.
  • the recrystallization rate of the products according to the invention is greater than 80%.
  • the inventors have discovered that the homogenization temperature should preferably be between 480 and 520 ° C. for 5 to 60 hours, and even more preferably between 490 and 510 ° C. for 8 to 20 hours. In the course of the invention, the inventors have observed that homogenization temperatures above 520 ° C tended to reduce the toughness performance in some cases. The inventors believe that there is a relationship between the technical effect of the homogenization conditions and the behavior during the solidification described above.
  • the initial hot rolling temperature is preferably 450 to 490 ° C.
  • the hot rolling is preferably carried out to obtain a thickness of between about 4 and 12.7 mm.
  • a cold rolling step may optionally be added, if necessary.
  • the sheet obtained has a thickness of between 0.8 and 12.7 mm, and the invention is more advantageous for sheets of 1.6 to 9 mm thick, and even more advantageous. for sheets 2 to 7 mm thick.
  • the product according to the invention is then dissolved, preferably by heat treatment between 480 and 52O 0 C for 15 min to 4 h, and then quenched with water at room temperature.
  • the product then undergoes a controlled pull of 1 to 5% and preferably 2 to 4%. If the traction is greater than 5%, the mechanical properties may not be sufficiently improved and one may encounter industrial difficulties such as a high implementation, which would increase the cost of the product.
  • An income is produced at a temperature between 140 and 170 ° C. for 5 to 80 hours and, more preferably, between 140 and 155 ° C. for 20 to 80 hours. The lowest solution temperatures in this range generally favor high toughness.
  • the revenue step is divided into two steps: a pre-revenue step prior to a welding operation, and a final heat treatment of an element. welded structural.
  • the characteristics of the sheets obtained with the present invention comprise at least one of the following characteristics:
  • the tensile yield strength R p o, 2 in the direction L is preferably at least 390 MPa or even 400 MPa
  • the breaking strength R m in the direction L is preferably at least 410 MPa or even 420 MPa
  • the tensile yield strength R p o, 2 at 45 ° with respect to the direction of rolling is at least equal to the tensile yield strength R p o, 2 in the direction LT.
  • the difference between the tensile yield strength R p o, 2 at 45 ° with respect to the direction of rolling and the tensile yield strength R p o, 2 in the direction TL defined by (Rp 0 , 2 (TL) - R p0, 2 (45 °)) / R p0, 2 (TL) is between + 5% and -5% and preferably between + 3% and -3%.
  • K app in the direction TL is preferably at least 100 MPaVm and preferably at least 120 MPaVm;
  • - K ef f in the direction TL is at least 120 MPaVm and preferably at least
  • the crack extension of the last valid point of the curve R in the direction TL is preferably at least 60 mm and preferably at least 80 mm;
  • the recrystallization rate of the sheets according to the invention is greater than 80%.
  • the shaping of the products according to the invention can advantageously be carried out by stretch-forming, deep-drawing, pressing, spinning, profile rolling or folding, these techniques being known to those skilled in the art.
  • all known and possible riveting, bonding and welding techniques suitable for aluminum alloys can be used, if desired.
  • the products according to the invention can be attached to stiffeners or frames, for example by riveting, gluing or welding.
  • the inventors have discovered that if welding is chosen, it may be preferable to use low temperature welding techniques, which help to ensure that the thermally affected area is as limited as possible. In this respect, laser welding and friction stir welding often give particularly satisfactory results.
  • the products according to the invention before or after shaping, can advantageously be subjected to an income to confer improved static mechanical properties. This income can also advantageously be conducted on an assembled structural element if desired.
  • the products according to the invention are preferably used for the manufacture structural elements for aeronautical construction.
  • a structural element, formed of a sheet according to the invention and stiffeners or frames, these stiffeners or frames being preferably made of extruded profiles, can be used in particular for the manufacture of aeronautical fuselage as well as any other use where the present properties could be advantageous.
  • a fuselage panel is produced comprising at least one sheet according to the invention.
  • the inventors have discovered that the products of the invention offer a particularly favorable compromise between the static mechanical properties, the high tenacity and the density.
  • high tensile and high yield strength sheets generally have low toughness.
  • the properties of high tenacity, and in particular the very long curve R favor the industrial application to aircraft fuselage parts.
  • the density of the products is less than about 2.69 g / cm 3 and preferably less than about 2.66 g / cm 3 .
  • the products of the invention generally do not induce any particular problem during subsequent surface treatment operations conventionally used in aeronautical construction, in particular for mechanical or chemical polishing, or treatments intended to improve the adhesion of the polymer coatings. Resistance to intergranular corrosion of the products' of the invention is generally high; for example, only pits are generally detected when the metal is subjected to a corrosion test.
  • a sheet of the invention may be used without being plated on either side with an aluminum alloy lightly loaded with alloying elements.
  • Example A is a reference AA2098 alloy.
  • the chemical compositions of the various alloys tested are given in Table 2.
  • the granular structure of the samples was characterized from microscopic observation of cross sections after anodic oxidation, under polarized light, or after chromatic attack.
  • a recrystallization rate was determined. The recrystallization rate is defined as the surface fraction occupied by recrystallized grains. For samples B, C and D the recrystallization rate was 100%. For samples A # 1 and A # 2, the recrystallization rate was less than 20%.
  • the samples were mechanically tested to determine their static mechanical properties as well as their resistance to crack propagation. Tensile yield strength, ultimate strength and elongation at break are given in Table 5. Table 5: Mechanical Properties of Samples
  • the static mechanical properties of the samples according to the invention are comparable to those of a conventional 2XXX damage tolerant alloy, and are lower than those of high strength alloys such as 7475 or 2098 (A).
  • the resistance of the comparative alloy B is lower than that of the alloy according to the invention (C), which may be related to the absence of silver in the comparative alloy B.
  • the inventors consider that that the lower copper content and zirconium content of the sample according to the invention explain the lower strength compared to alloy 2098 (sample A).
  • the anisotropy of the sample C according to the invention is very weak as illustrated in FIG. 5 which represents the normalized evolution of the elastic limit as a function of the orientation.
  • the tensile strength limit at 45 ° is slightly greater than the tensile yield strength in the TL direction, the difference between these values, defined by (R p0 , 2 (TL) - R p0 , 2 ( 45 °)) / Rp 0 , 2 (TL) is thus -0.3%. In comparison, this difference is 13.2% for the reference sample A # 2 (AA2098).
  • the sample C according to the invention has high toughness properties.
  • FIGS. 1 and 2 The curves R of the samples A # 1, B and C are given in FIGS. 1 and 2, for the directions T-L and LT, respectively.
  • FIG. 1 clearly shows that the crack extension of the last valid point of the curve R ( ⁇ a e ff (ma ⁇ )) is much greater for the sample C of the invention than for the reference sample A # 1 .
  • This parameter is at least as critical as K app values because, as explained in the description of the prior art, the length of the curve R is an important parameter for the design of the fuselage.
  • Figure 2 shows the same trend, but the difference is smaller because the LT direction inherently gives better results. Table 6 summarizes the results of the toughness tests.
  • Figures 3 and 4 show the evolution of the cracking rate in the T-L and L-T orientation, respectively, as the magnitude of the stress intensity factor varies.
  • the cracking rate of the sample C is of the same order of magnitude as in that typically obtained for alloys AA6156 and AA2056.

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Abstract

Un alliage d'aluminium de faible masse volumique utile dans une structure d'aéronef, en particulier pour les applications de tôle de fuselage, qui a une résistance mécanique élevée, une haute ténacité et une haute résistance à la corrosion, comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 01 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium.

Description

TOLE EN ALUMINIUM-CUIVRE-LITHIUM A HAUTE TENACITE POUR
FUSELAGE D'AVION
Domaine de l'invention
La présente invention concerne en général des produits en alliages d'aluminium et, 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. Les alliages AlLi ne sont cependant pas encore utilisés de manière intensive dans l'industrie aérospatiale en raison des défauts des alliages développés jusqu'à aujourd'hui, tels que par exemple une stabilité thermique inadéquate, une forte anisotropie et une ténacité inappropriée. L'histoire du développement des alliages AlLi est décrite, par exemple, dans le chapitre « Alliages aluminium-lithium » : de l ' ouvrage « Aluminium and Aluminium Alloys », (ASM Specialty Handbook, 1994) . Les premiers alliages aluminium-lithium (Al-Zn-Cu-Li) ont été introduits en Allemagne dans les années 20, et ont été suivis par l'introduction de l'alliage AA2020 (Al- Cu-Li-Mn-Cd) à la fin des années 50, et par l'introduction de l'alliage 1420 (Al-Mg-Li) en Union Soviétique, au milieu des années 60. Les seules applications industrielles de l'alliage AA2020 ont été les ailes et les stabilisateurs horizontaux des avions RA5C Vigilante. La composition classique de l'alliage AA2020 était (en pourcentage en poids) : Cu : 4,5, Li : 1,2, Mn : 0,5, Cd : 0,2. Parmi les raisons liées aux applications limitées de cet alliage, on peut souligner sa faible ténacité. Si l'on met de côté le rôle spécifique du Cd, l'une des raisons de ses propriétés limitées a été attribuée à l'utilisation du Mn dans cet alliage. En 1982, E.A. Starke a déclaré (dans « Metallurgical Transactions A. », Vol. 13A, p.2267) -: « les dispersoïdes de plus grande taille riches en Mn peuvent également être néfastes à la ductilité, en provoquant des porosités ». Cette idée d'un effet néfaste du Mn a été largement reconnue par l'homme du métier. Par exemple, en 1991, Blackenship a déclaré (dans « Proceedings of the Sixth International Aluminium-Lithium Conférence », Garmisch-Partenkirchen, p.190), « Les dispersoïdes riches en manganèse créent des porosités et encouragent ainsi le processus de fracture ». Il a été suggéré que le zirconium soit utilisé à la place du manganèse comme agent de contrôle de la structure granulaire. Dans le même document, Blackenship déclare : « Le zirconium est l'élément de choix pour le contrôle de la structure granulaire dans les alliages Al-Li-X ».
Le développement des alliages AlLi s'est poursuivi dans les années 80, et a entraîné l'introduction des alliages commerciaux AA8090, AA2090 et AA2091. Tous ces alliages contenaient du zirconium à la place du manganèse.
Au début des années 90, une nouvelle gamme d'alliages AlLi contenant de l'argent, connus sous le nom de « Weldalite® », a été introduite. Ces alliages contenaient généralement moins de Li et présentaient une meilleure stabilité thermique. Le brevet US n°5 032 359 (Pickens, Martin Marietta) décrit des alliages contenant entre 2,0 et 9,8 % en poids d'un élément d'alliage composé de Cu, Mg, et de mélanges de ceux-ci, entre 0,01 et 2,0 % en poids de Ag, entre 0,2 et 4,1 % en poids de Li et entre 0,05 et 1,0 pourcent en poids d'un additif d'affinage de grain sélectionné parmi Zr, Cr, Mn, Ti, B, Hf, V, TiB2 et des mélanges de ceux-ci. Il doit être noté que la liste des additifs d'affinage proposée par Pickens mélange en fait des éléments utilisés pour l'affinage de grain en fonderie (tel que le TiB2) et des éléments utilisés pour le contrôle de la structure du grain pendant les opérations de transformation, tels que le zirconium. Bien que Pickens indique que « bien qu'il faille se concentrer ici sur l'utilisation du zirconium pour l'affinage du grain, des affineurs de grain conventionnels tels que du Cr, du Mn, du Ti, du B, du Hf, du V, du TiB2 et des mélanges de ceux-ci peuvent être utilisés », il apparaît clairement à partir de l'histoire du développement des alliages AlLi qu'un préjugé lié à l'utilisation de n'importe quel élément autre que le Zr pour le contrôle de la structure granulaire existe pour l'homme du métier. Ainsi, dans tous les exemples décrits par Pickens, le Zr est utilisé. On retrouve de même dans un alliage développé plus récemment (AA2050, voir aussi WO2004/106570) , l'utilisation de zirconium pour l'affinage du grain, l'addition de manganèse permettant d'améliorer la ténacité.
On peut également citer l'alliage AA2297, qui contient du lithium, du cuivre et du manganèse, optionnellement du magnésium mais pas d'argent pour lequel le zirconium est également utilisé pour l'affinage du grain. US 5,234,662 divulgue une composition préférée de 1,6 % en poids de Li, 3 % en poids de Cu, 0,3% en poids de Mn et 0,12% en poids de Zr.
Les alliages AA2050 et AA2297 ont été principalement proposés pour des tôles épaisses, d'une épaisseur supérieure à 0,5 pouce (12,7 mm) . Une autre gamme d'alliages AlLi, contenant du Zn, a été décrite par exemple dans le brevet US n°4,961,792 et le brevet US n°5,066,342, et développée au début des années 90. La métallurgie de ces alliages ne peut être comparée avec la métallurgie des alliages « Weldalite® », car l'incorporation d'une quantité significative de zinc, et en particulier la combinaison du zinc et du magnésium, modifie complètement les propriétés de l'alliage, par exemple en termes de résistance mécanique et de résistance à la corrosion. Afin d'utiliser les alliages AlLi pour des applications de fuselage, les alliages doivent offrir les mêmes performances, voire de meilleures performances, en termes de résistance mécanique, de tolérance aux dommages, que les alliages ne contenant pas de Li utilisés actuellement. En particulier, la résistance à la propagation des fissures est une question importante dans le cadre de ces applications, et cela explique pourquoi les alliages reconnus pour leur tolérance élevée aux dommages, tels que le AA2524 et le AA2056, sont traditionnellement utilisés. Parmi les autres propriétés souhaitables, on peut souligner la soudabilité et la résistance à la corrosion. En raison de la tendance croissante de réduction des opérations coûteuses de fixation mécanique dans l'industrie aérospatiale, des alliages soudables tels que le AA6013, le AA6056 ou le AA6156 sont introduits pour les panneaux de fuselage. La résistance élevée à la corrosion est également souhaitable afin de remplacer les produits plaqués par des produits nus, moins chers. Parmi les problèmes liés aux alliages AlLi connus, 1 ' anisotropie de la limite d'élasticité qui, à son tour, détermine l ' anisotropie des autres propriétés mécaniques, a été mentionnée plus haut. La faible limite d'élasticité au niveau des directions de test intermédiaires, comme par exemple à 45° par rapport à la direction de laminage, est la manifestation la plus évidente de l ' anisotropie. En ce qui concerne les propriétés de tolérance aux dommages, l'essai de courbe R est un moyen largement reconnu pour caractériser les propriétés de ténacité. La courbe R représente l'évolution du facteur d' intensité de contrainte effective critique pour la propagation de fissure en fonction de l'extension de fissure effective, sous une contrainte monotone croissante. Elle permet la détermination de la charge critique pour une rupture instable pour toute configuration pertinente à des structures d' aéronef fissurées. Les valeurs du facteur d'intensité de contrainte et de l'extension de fissure sont des valeurs effectives telles que définies dans la norme ASTM E561. L'analyse classique, généralement utilisée, des essais réalisés sur des panneaux à fissure centrale, donne un facteur d'intensité de contrainte apparent à la rupture (Kapp) . Cette valeur ne varie pas nécessairement de façon significative en fonction de la longueur de la courbe R. Cependant, la longueur de la courbe R - à savoir l'extension de fissure maximale de la courbe - est un paramètre important en soi pour la conception de fuselage, en particulier pour des panneaux comportant des raidisseurs fixés. Il existe un besoin concernant un alliage en Al-Cu-Li de résistance mécanique élevée, ne présentant pas d' anisotropie, de haute ténacité et en particulier d'extension de fissure élevée avant une rupture instable, de résistance à la corrosion élevée, de faible densité (c'est-à-dire inférieure à environ 2,70 g/cm3) , pour des applications aéronautiques et en particulier pour des applications de tôle de fuselage.
Objet de l'invention
Un premier objet de l'invention est un alliage à base d'aluminium comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04% en poids. Un autre objet de l'invention est un procédé de fabrication d'une tôle en alliage d'aluminium possédant une résistance et une ténacité élevées, dans lequel :
(a) on coule une plaque comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés - inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04% en poids, (b) on homogénéise ladite plaque à 480 à 5200C pendant 5 à 60 heures,
(c) on lamine à chaud et optionnellement à froid ladite plaque en une tôle, avec une température initiale de laminage de 450 à 4900C, (d) on met en solution ladite tôle à 480 à 5200C pendant 15 minutes à 4 heures,
(e) on trempe ladite tôle,
(f) on fractionne de façon contrôlée ladite tôle avec une déformation permanente de 1 à 5 %, (g) on réalise un revenu de ladite tôle par chauffage à 140 à 17O0C pendant 5 à 80 heures.
Encore un autre objet de l'invention est un produit laminé, filé ou forgé comprenant un alliage selon
1' invention. Encore un autre objet de l'invention est un élément de structure destiné à la construction aéronautique comprenant un produit selon l'invention. Description des figures
Les figures 1 à 5 concernent certains aspects de l'invention décrits ici. Celles-ci sont illustratives et ne sont en aucun cas limitatives.
Figure 1 : Courbe R dans le sens T-L (éprouvette
CCT760)
Figure 2 Courbe R dans le sens L-T (éprouvette CCT760)
Figure 3 : Evolution de la vitesse de fissuration dans le sens T-L lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie.
Figure 4 : Evolution de la vitesse de fissuration dans le sens L-T lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie. Figure 5 : Evolution relative de Rpo,2 en fonction de l'orientation par rapport à la direction de laminage.
Description de l'invention a) définitions Sauf mention contraire, toutes les indications concernant la composition chimique des alliages sont exprimées comme un pourcentage en poids basé sur le poids total de l'alliage. La désignation des alliages se fait' en conformité avec les règlements de The Aluminium Association, connus de l'homme du métier. Les définitions des états métallurgiques sont indiquées dans la norme européenne EN 515.
Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, en d'autres termes la résistance à la rupture ultime Rm, la limite d'élasticité en traction RpO,2 et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1, l'emplacement auquel les pièces sont prises et leur sens étant définis par la norme EN 485-1. La vitesse de fissuration (en utilisant le test da/dN - ΔK) est déterminée selon la norme ASTM E 647. Une courbe donnant le facteur d' intensité de contrainte effectif en fonction de l'extension de fissure effective, connue comme la courbe R, est déterminée selon la norme ASTM E 561. Le facteur d'intensité de contrainte critique Kc, en d'autres termes le facteur d'intensité qui rend la fissure instable, est calculé à partir de la courbe R. Le facteur d'intensité de contrainte KCo est également calculé en attribuant la longueur de fissure initiale au commencement de la charge monotone, à la charge critique. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de la forme requise. Kapp représente le facteur KCo correspondant à l' éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Keff représente le facteur Kc correspondant à l' éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Δaβff(max) représente l'extension de fissure du dernier point de la courbe R, valide selon la norme ASTM E561. Le dernier point est obtenu soit au moment de la rupture brutale de l' éprouvette, soit éventuellement au moment où la contrainte sur le ligament non fissuré excède en moyenne la limite d'élasticité du matériau. Sauf mention contraire, la taille de fissure à la fin du stade de pré-fissurage par fatigue est W/3 pour des éprouvettes du type M(T), dans laquelle W est la largeur de l' éprouvette telle que définie dans la norme ASTM E561.
Il faut remarquer que la largeur de l' éprouvette utilisée dans un essai de ténacité peut avoir une _
influence substantielle sur la courbe R mesurée dans l'essai. Les tôles de fuselage étant de grands panneaux, seuls les résultats de ténacité obtenus sur échantillons suffisamment larges, tels que des échantillons ayant une largeur supérieure ou égale à 400 mm, sont jugés significatifs pour l'évaluation de la ténacité. Pour cette raison, seuls les échantillons d'essai CCT760, qui avaient une largeur de 760 mm, ont été utilisés pour l'évaluation de la ténacité. La longueur de fissure initiale est 2ao = 253 mm.
On appelle ici « élément de structure » ou « élément structural » d'une construction mécanique une pièce mécanique dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité de ladite construction, de ses utilisateurs, des 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 . Par « tôle », on veut dire ici un produit laminé n'excédant pas 12,7 mm ou 0,5 pouce d'épaisseur.
b) Description détaillée de l'invention L' alliage aluminium-cuivre-lithium-argent-magnésium- manganèse selon un mode de réalisation de l'invention a de manière avantageuse la composition suivante :
Tableau 1: Gammes de composition d' alliages selon
1' invention ( % en poids, le reste étant ; du Al)
Cu Li Ag Mg Mn
Large 2, 1 à 2,8 1,1 a 1,7 0,1 à 0, 8 0,2 à 0,6 0, 2 à 0, 6
Préférée 2, 2 a 2,6 1,2 à 1,6 0,2 à 0, 6 0,3 à 0,5 0, 2 a 0, 5
La plus 2, 3 à 2,5 1,3 à 1,5 0,2 à 0, 4 0,3 à 0,4 0, 3 a o, 4 préférée
l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium. Par « sensiblement exempt de zirconium », il faut comprendre que la teneur en zirconium doit être inférieure à 0,04 % en poids, de manière préférée inférieure à 0,03 % en poids, et de manière encore plus préférée inférieure à 0,01 % en poids. D'une manière inattendue, les inventeurs ont découvert que la faible teneur en zirconium permettait d'améliorer la ténacité des alliages Al-Cu-Li-Ag-Mg-Mn; en particulier, la longueur de la courbe R est augmentée de manière significative. L'utilisation de manganèse à la place du zirconium afin de contrôler la structure granulaire présente plusieurs avantages supplémentaires tels que l'obtention d'une structure recristallisée et de propriétés isotropes pour une épaisseur située entre 0,8 et 12,7 mm, ou entre 1/32 et 1/2 pouce. Le fer et le silicium affectent généralement les propriétés de ténacité. La quantité de fer doit être limitée à 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids) et la quantité de silicium doit être limitée à 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids). Les impuretés inévitables doivent être limitées à 0,05 % en poids chacune et 0,15 % en poids au total. Si l'alliage ne comporte pas d'autre élément d'addition, le reste est constitué d'aluminium.
Les inventeurs ont découvert que si la teneur en cuivre est supérieure à 2,8 % ou même 2,6% ou même encore 2,5% en poids, les propriétés de ténacité peuvent dans certains cas chuter rapidement, tandis que, si la teneur en cuivre est inférieure à 2,1 % ou même 2,2% ou même encore 2,3% en poids, la résistance mécanique est trop faible.
En ce qui concerne la teneur en lithium, une teneur en lithium supérieure à 1,7 % ou même 1,6% ou même encore 1,5% en' poids entraîne des problèmes de stabilité thermique. Une teneur en lithium inférieure à 1,1 % ou même 1,2% ou même encore 1,3% en poids entraîne une résistance mécanique inadéquate et un gain inférieur en termes de densité. II a été découvert par les inventeurs que, si la teneur en argent est inférieure à 0,1 % ou même 0,2% en poids, la résistance mécanique obtenue ne satisfait pas les propriétés souhaitées. La teneur en argent doit cependant être maintenue au-dessous de 0,8 % ou même 0,6% ou même encore 0,4% en poids car une quantité d'argent- élevée augmente la densité de l'alliage et également son coût.
L'alliage selon l'invention peut être utilisé pour fabriquer des produits extrudés, forgés ou laminés. D'une manière avantageuse, l'alliage selon l'invention est utilisé pour fabriquer des tôles.
Les produits selon l'invention présentent une ténacité très élevée. Les inventeurs suspectent que l'absence de zirconium dans les produits selon l'invention est peut- être reliée à la performance en ténacité. Zr et Mn, qui peuvent tous deux être utilisés pour contrôler la structure granulaire, possèdent un comportement très différent. Pendant la solidification, Zr étant un élément péritectigue est généralement enrichi au niveau du centre du grain et appauvri aux limites du grain, tandis que Mn, qui est un élément eutectique possédant un coefficient de partage proche de un, est distribué de manière beaucoup plus homogène. Le comportement différent de Zr et Mn pendant la solidification pourrait être lié à l'effet différent observé en termes de ténacité. L'obtention d'une structure recristallisée, favorisée ici par l'absence de zirconium, peut par ailleurs peut-être avoir un effet bénéfique intrinsèque sur la ténacité. D'une manière avantageuse, le taux de recristallisation des produits selon l'invention est supérieur à 80%. Les inventeurs ont découvert que la température d'homogénéisation devait être de préférence située entre 480 et 5200C pendant 5 à 60 heures, et de manière encore plus préférée entre 490 et 510°C pendant 8 à 20 heures. Au cours de l'invention, les inventeurs ont observé que les températures d'homogénéisation supérieures à 520 °C tendaient à réduire la performance de ténacité dans certains cas. Les inventeurs pensent qu'il existe une relation entre l'effet technique des conditions d'homogénéisation et le comportement lors de la solidification décrit précédemment. Pour la fabrication des tôles, la température initiale de laminage à chaud est de préférence de 450 à 4900C. Le laminage à chaud est de préférence réalisé pour obtenir une épaisseur comprise entre environ 4 et 12,7 mm. Pour une épaisseur d' approximativement 4 mm ou moins, une étape de laminage à froid peut être optionnellement ajoutée, si nécessaire. Dans le cas de fabrication de tôles, la tôle obtenue a une épaisseur comprise entre 0,8 et 12,7 mm, et l'invention est plus avantageuse pour des tôles de 1,6 à 9 mm d'épaisseur, et encore plus avantageuse pour des tôles de 2 à 7 mm d'épaisseur. Le produit selon l'invention est ensuite mis en solution, de préférence par traitement thermique entre 480 et 52O0C pendant 15 min à 4 h, puis trempé avec de l'eau à température ambiante.
Le produit subit ensuite une traction contrôlée de 1 à 5 % et préférentiellement de 2 à 4 %. Si la traction est supérieure à 5 %, les propriétés mécaniques peuvent ne pas être suffisamment améliorées et on peut rencontrer des difficultés industrielles telles qu'une mise en œuvre élevée, ce qui augmenterait le coût du produit. Un revenu est réalisé à une température comprise entre 140 et 17O0C pendant 5 à 80 h et, plus préférentiellement, entre 140 et 155 °C pendant 20 à 80 h. Les températures de mise en solution les plus basses dans cette fourchette favorisent généralement une ténacité élevée. Dans un mode de réalisation de la présente invention comportant une étape de soudage du produit, l'étape de revenu est divisée en deux étapes : une étape de pré-revenu antérieure à une opération de soudage, et un traitement thermique final d'un élément structural soudé. Les caractéristiques des tôles obtenues avec la présente invention comprennent au moins une des caractéristiques suivantes :
- la limite d'élasticité en traction Rpo,2 dans le sens L est de préférence d'au moins 390 MPa ou même 400 MPa, - la résistance à la rupture Rm dans le sens L est de préférence d'au moins 410 MPa ou même 420 MPa,
- La limite d'élasticité en traction Rpo,2 à 45° par rapport au sens du laminage est au moins égale à la limite d'élasticité en traction Rpo,2 dans le sens L-T.
- l'écart entre la limite d'élasticité en traction Rpo,2 à 45° par rapport au sens du laminage et la limite d'élasticité en traction Rpo,2 dans le sens TL défini par (Rp0,2 (TL) - Rp0,2 (45°))/ Rp0,2 (TL) est compris entre +5% et -5% et de préférence entre +3% et -3%.
- Les propriétés de ténacité utilisant des éprouvettes CCT760 (avec 2ao = 253 mm) sont telles que :
- Kapp dans la direction T-L est de préférence d' au moins 100 MPaVm et préférentiellement d'au moins 120 MPaVm ;
- Kapp dans la direction L-T est d'au moins
150 MPaVm et préférentiellement d'au moins
160 MPaVm ;
- Keff dans la direction T-L est d' au moins 120 MPaVm et préférentiellement d'au moins
150 MPaVm ;
- Keff dans la direction L-T est d' au moins
160 MPaVm et préférentiellement d'au moins 220 MPaVm ; - Δaeff(maX) , l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est de préférence d' au moins 60 mm et préférentiellement d'au moins 80 mm ;
- Δaeff(maχ)f à partir de la courbe R dans la direction L-T, est de préférence d'au moins 60 mm et préférentiellement d'au moins 80 mm. Les termes « résistance élevée », « haute ténacité », « extension de fissure élevée avant une fracture instable », « faible anisotropie » tels qu'utilisés ici se rapportent à des produits offrant les propriétés susmentionnées.
D'une manière avantageuse, le taux de recristallisation des tôles selon l'invention est supérieur à 80%. La mise en forme des produits selon l'invention peut avantageusement être effectuée par étirage-formage (« stretch-forming ») , emboutissage profond, pressage, fluotournage, laminage de profil ou pliage, ces techniques étant connues de l'homme du métier. Dans l'assemblage de pièces structurales, toutes les techniques connues et possibles de rivetage, de collage et de soudage appropriées pour des alliages en aluminium peuvent être utilisées, si souhaité. Les produits selon l'invention peuvent être fixés à des raidisseurs ou des cadres, par exemple par rivetage, collage ou soudage. Les inventeurs ont découvert que si le soudage est choisi, il peut être préférable d'utiliser des techniques de soudage à basse température, qui aident à assurer que la zone affectée thermiquement soit aussi limitée que possible. A cet égard, le soudage au laser et le soudage par friction- malaxage donnent souvent des résultats particulièrement satisfaisants .
Les produits selon l'invention, avant ou après mise en forme, peuvent avantageusement être soumis à un revenu pour conférer des propriétés mécaniques statiques améliorées. Ce revenu peut également être conduit de manière avantageuse sur un élément structural assemblé si souhaité. Les produits selon l'invention sont utilisés de manière préférée pour la fabrication d' éléments structuraux destinés à la construction aéronautique. Un élément structural, formé d'une tôle selon l'invention et de raidisseurs ou de cadres, ces raidisseurs ou cadres étant de préférence constitués de profils extrudés, peut être utilisé en particulier pour la fabrication de fuselage aéronautique de même que toute autre utilisation où les présentes propriétés pourraient être avantageuses. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, on réalise un panneau de fuselage comprenant au moins une tôle selon 1' invention.
Les inventeurs ont découvert que les produits de l'invention offraient un compromis particulièrement favorable entre les propriétés mécaniques statiques, la haute ténacité et la densité. Pour des produits à faible densité connus, les tôles à haute résistance à la traction et à haute limite d'élasticité ont généralement une faible ténacité. Pour les tôles de l'invention, les propriétés de ténacité élevée, et en particulier la courbe R très longue, favorisent l'application industrielle aux pièces de fuselage d'aéronefs. Dans certaines réalisations avantageuses de l'invention, la densité des produits est inférieure à environ 2,69 g/cm3 et préférentiellement inférieure à environ 2,66 g/cm3.
Les produits de l'invention n'induisent généralement aucun problème particulier pendant des opérations ultérieures de traitement de surface classiquement utilisées en construction aéronautique, en particulier pour un polissage mécanique ou chimique, ou des traitements destinés à améliorer l'adhérence des revêtements de polymère. La résistance à la corrosion intergranulaire des produits' de l'invention est généralement élevée ; à titre d'exemple, on ne détecte en général que des piqûres lorsque le métal est soumis à un essai de corrosion. Dans un mode de réalisation préféré, une tôle de l'invention peut être utilisée sans être plaquée sur l'une ou l'autre face avec un alliage d'aluminium peu chargé en éléments d'alliage. Ces aspects, ainsi que d'autres, de la présente
10 invention sont expliqués plus en détail à l'aide de l'exemple illustratif et non limitatif suivant.
EXEMPLE
L'exemple de l'invention est référencé C. Les exemples 15 B et D sont présentés à titre de comparaison. L'exemple A est un alliage AA2098 de référence. Les compositions chimiques des différents alliages testés sont fournies dans le tableau 2.
20 Tableau 2: Composition chimique ( % en poids)
Figure imgf000019_0001
La masse volumique des différents alliages testés est présentée dans le tableau 3. Les échantillons B a D
25 présentent la plus faible masse volumique des différents matériaux testés. Tableau 3: Masse volumique des alliages testés
Figure imgf000020_0001
Les procédés utilisés pour la fabrication des différents échantillons sont présentés dans le tableau 4.
Tableau 4. Conditions des étapes consécutives de transformation
Figure imgf000020_0002
Figure imgf000021_0001
La structure granulaire des échantillons a été caractérisée à partir de l'observation microscopique des sections transversales après oxydation anodique, sous lumière polarisée ou après une attaque chromique. On a déterminé un taux de recristallisation. Le taux de recristallisation est défini comme la fraction de surface occupée par des grains recristallisés. Pour les échantillons B, C et D le taux de recristallisation était de 100%. Pour les échantillons A#l et A#2, le taux de recristallisation était inférieur à 20%. Les échantillons ont été testés mécaniquement afin de déterminer leurs propriétés mécaniques statiques ainsi que leur résistance à la propagation des fissures. La limite d'élasticité en traction, la résistance ultime et l'allongement à la rupture sont fournis dans le tableau 5. Tableau 5: Propriétés mécaniques des échantillons
Figure imgf000022_0001
^
Les propriétés mécaniques statiques des échantillons selon l'invention sont comparables à celles d'un alliage classique de la gamme 2XXX tolérant aux dommages, et sont inférieures à celles des alliages à résistance élevée tels que le 7475 ou le 2098 (A) . La résistance de l'alliage de comparaison B est inférieure à celle de l'alliage selon l'invention (C), ce qui est peut-être lié à l'absence d'argent dans l'alliage de comparaison B. Les inventeurs considèrent que la teneur en cuivre et la teneur en zirconium inférieures de l'échantillon selon l'invention expliquent la résistance plus faible comparativement à l'alliage 2098 (échantillon A) . L'anisotropie de l'échantillon C selon l'invention est très faible comme l'illustre la figure 5 qui représente l'évolution normalisée de la limite élastique en fonction de l'orientation. Ainsi la limite d'élasticité en traction à 45° est légèrement supérieure à la limite d'élasticité en traction dans le sens TL, l'écart entre ces valeurs, défini par (Rp0,2(TL) - Rp0,2 (45°))/ Rp0,2 (TL) est ainsi de -0,3%. En comparaison, cet écart est de 13,2 % pour l'échantillon de référence A#2 (AA2098) . De plus, l'échantillon C selon l'invention présente des propriétés de ténacité élevées.
Les courbes R des échantillons A#l, B et C sont fournies sur les figures 1 et 2, pour les directions T- L et L-T, respectivement. La figure 1 montre clairement que l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R (Δaeff(maκ)) est beaucoup plus grande pour l'échantillon C de l'invention que pour l'échantillon de référence A#l. Ce paramètre est au moins aussi critique que les valeurs Kapp du fait que, comme expliqué dans la description de l'art antérieur, la longueur de la courbe R est un paramètre important pour la conception du fuselage. La figure 2 montre la même tendance, mais la différence est plus faible car la direction L-T donne intrinsèquement de meilleurs résultats. Le tableau 6 résume les résultats des essais de ténacité.
Tableau 6: Résultats des essais de ténacité
Figure imgf000024_0001
•10
Les résultats issus de la courbe R sont regroupés dans le tableau 7. L'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R est supérieure pour l'échantillon C de l'invention que pour l'échantillon A#l de
15 référence. Les inventeurs considèrent que plusieurs raisons . peuvent être proposées pour expliquer cette performance. D'une manière inattendue, l'absence de Zr peut contribuer, directement ou indirectement, de façon majeure aux performances en termes de ténacité.
20 Tableau 7. Données de résumé de la courbe R
Figure imgf000025_0001
Les figures 3 et 4 montrent l'évolution de la vitesse de fissuration dans l'orientation T-L et L-T, respectivement, lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie. La largeur de l'échantillon était de 400 mm (éprouvette CCT 400) et R = 0,1. On n'observe pas de différence majeure entre les échantillons A, B et C. La vitesse de fissuration de l'échantillon C est du même ordre de grandeur que dans celle typiquement obtenue pour les alliages AA6156 et AA2056.
La résistance à la corrosion intergranulaire des échantillons A#l, B et C a été testée selon la norme ASTM GIlO. Pour tous les échantillons, on n'a détecté aucune corrosion intergranulaire. La résistance à la corrosion intergranulaire était ainsi élevée pour l'échantillon selon l'invention. D'autres avantages, caractéristiques et modifications apparaîtront facilement à l'homme du métier. Par conséquent, l'invention dans ses plus larges aspects n'est pas limitée aux détails spécifiques, ni aux dispositifs représentatifs, montrés et décrits ici. Par conséquent, diverses modifications peuvent être effectuées sans sortir de l'esprit ou de la portée du concept inventif général tel que défini par les revendications annexées et leurs équivalents.

Claims

REVENDICATIONS
1. Alliage à base d'aluminium comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04% en poids .
2. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, comprenant 2,2 à 2,6 % en poids de Cu, 1,2 à 1,6 % en poids de Li, 0,2 à 0,6 % en poids de Ag, 0,3 à 0,5 % en poids de Mg, 0,2 à 0,5 % en poids de Mn.
3. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, comprenant 2,3 à 2,5 % en poids de Cu, 1,3 à 1,5 % en poids de Li, 0,2 à 0,4 % en poids de Ag, 0,3 à 0,4 % en poids de Mg, 0,3 à 0,4 % en poids de Mn.
4. Alliage d'aluminium selon une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel la teneur en zirconium est inférieure à 0,03% en poids et de préférence inférieure à 0,01% en poids.
5. Produit laminé, extrudé ou forgé comprenant un alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
6. Produit selon la revendication 5 dont le taux de recristallisation est supérieur à 80%.
7. Produit laminé selon la revendication 5 ou la revendication 6 dont l'épaisseur n'excède pas 12,7 mm.
8. Procédé de fabrication d'une tôle en alliage d'aluminium possédant une résistance et une ténacité élevées, dans lequel :
(a) on coule une plaque comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04% en poids,
(b) on homogénéise ladite plaque à 480 à 5200C pendant 5 à 60 heures, (c) on lamine à chaud et optionnellement à froid ladite plaque en une tôle, avec une température initiale de laminage de 450 à 490°C, (d) on met en solution ladite tôle à 480 à 520°C pendant 15 minutes à 4 heures, (e) on trempe ladite tôle,
(f) on tractionne de façon contrôlée ladite tôle avec une déformation permanente de 1 à 5 %, *
(g) on réalise un revenu de ladite tôle par chauffage à 140 à 1700C pendant 5 à 80 heures.
9. Procédé selon la revendication 8 dans lequel l'épaisseur des tôles obtenues est comprise entre
0,8 mm et 12,7 mm et de préférence entre 1,6 mm et 9 mm.
10. Tôle susceptible d'être obtenue par le procédé de la revendication 8 ou de la revendication 9, comprenant
(a) une limite d'élasticité RPo,2 dans le sens L d'au moins 390 MPa et de préférence d'au moins 400 MPa, et/ou (b) un écart entre la limite d'élasticité en traction RpO,2 à 45° par rapport au sens du laminage et la limite d'élasticité en traction Rpo,2 dans le sens TL défini par (Rp0,2(TL) - Rp0,2 (45°))/ Rp0,2(TL) compris entre +5% et -5% et de préférence entre +3% et -3%, et/ou
(c) une ténacité en contrainte plane Kapp, mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (2ao = 253 mm), d'au moins 100 MPaVm et de préférence d'au moins
120 MPaVm, dans le sens T-L, et/ou (d) et une extension de fissure du dernier point valide de la courbe R Δaeff(maχ) dans la direction T-L d'au .moins 60 mm et préférentiellement d'au moins 80 mm.
11. Panneau de fuselage d'aéronef comprenant au moins une tôle selon la revendication 10.
2. Elément de structure destiné à une construction aéronautique comprenant au moins un produit selon la revendication 6, 7 ou 10.
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