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EP1382698B2 - Produit corroyé en alliage Al-Cu-Mg pour élément de structure d'avion - Google Patents

Produit corroyé en alliage Al-Cu-Mg pour élément de structure d'avion Download PDF

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Publication number
EP1382698B2
EP1382698B2 EP03356108A EP03356108A EP1382698B2 EP 1382698 B2 EP1382698 B2 EP 1382698B2 EP 03356108 A EP03356108 A EP 03356108A EP 03356108 A EP03356108 A EP 03356108A EP 1382698 B2 EP1382698 B2 EP 1382698B2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
product according
alloy
mpa
product
sheet
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP03356108A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1382698A1 (fr
EP1382698B1 (fr
Inventor
Timothy Warner
Ronan Dif
Bernard Bes
Hervé Ribes
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
Constellium France SAS
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Filing date
Publication date
Family has litigation
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Application filed by Constellium France SAS filed Critical Constellium France SAS
Priority to DE60300004T priority Critical patent/DE60300004T3/de
Publication of EP1382698A1 publication Critical patent/EP1382698A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1382698B1 publication Critical patent/EP1382698B1/fr
Publication of EP1382698B2 publication Critical patent/EP1382698B2/fr
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Expired - Lifetime 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
    • C22C21/18—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with zinc
    • 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
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    • Y10T428/12736—Al-base component
    • Y10T428/12764—Next to Al-base component

Definitions

  • the invention relates to aircraft structural elements, in particular fuselage sheets for commercial aircraft of large capacity, made from rolled, spun or forged products made of AlCuMg alloy in the treated, solution-quenched and quenched state. cold work hardening, and having, compared with the products of the prior art used for the same application, an improved compromise between the different required use properties.
  • the fuselage of commercial aircraft of large capacity is typically made of an AlCuMg alloy sheet skin, as well as longitudinal stiffeners and circumferential frames.
  • a type 2024 alloy is used which, according to the designation of the Aluminum Association or the standard EN 573-3, has the following chemical composition (% by weight): If ⁇ 0.5 Fe ⁇ 0.5 Cu: 3.8 - 4.9 Mg: 1.2 - 1.8 Mn: 0.3 - 0.9 Cr ⁇ 0.10 Zn ⁇ 0.25 Ti ⁇ 0 15.
  • Variants of this alloy are also used. These structural elements are required to compromise between several properties such as: mechanical resistance (ie static mechanical characteristics), damage tolerance (toughness and speed of fatigue cracking), fatigue resistance (particularly oligocyclic), resistance to different forms of corrosion, fitness. In some cases, especially for supersonic aircraft, creep resistance can be critical.
  • Zr antirecrystallizer
  • the patent US 5,652,063 (Alcoa) relates to an aircraft structural element made from a composition alloy (% by weight): Cu: 4.85 - 5.3 Mg: 0.51 - 1.0 Mn: 0.4 - 0.8 Ag: 0.2 - 0.8 If ⁇ 0.1 Fe ⁇ 0.1 Zr ⁇ 0, With Cu / Mg between 5 and 9.
  • the sheet of this alloy in the T8 state has a yield strength> 77 ksi (531 MPa).
  • the alloy is particularly intended for supersonic aircraft.
  • This alloy is intended more particularly for thin fuselage sheets and has improved toughness and resistance to crack propagation compared to 2024.
  • the patent application EP 0 731 185 of the Applicant relates to an alloy, subsequently recorded under No. 2024A, of composition: Si ⁇ 0.25 Fe ⁇ 0.25 Cu: 3.5 - 5 Mg: 1 - 2 Mn ⁇ 0.55 with the relation: 0 ⁇ Mn - 2Fe ⁇ 0.2
  • the thick plates in this alloy have both improved toughness and a reduced level of residual stresses, without loss on the other properties.
  • the alloy may also contain: Zr ⁇ 0.20% V ⁇ 0.20% Mn ⁇ 0.80% Ti ⁇ 0.05% Fe ⁇ 0.15% Si ⁇ 0.10%.
  • Licences US 5,376,192 and US 5,512,112 relate to alloys of this type containing from 0.1 to 1% of silver. It should be noted that the use of silver in this type of alloy leads to an increase in the cost of production and difficulties in the recycling of manufacturing scrap.
  • the present invention aims to obtain aircraft structural elements, and in particular fuselage elements, AlCuMg alloy, having, compared with the prior art, improved damage tolerance, mechanical strength at least equal , improved corrosion resistance, and this without resorting to expensive and troublesome addition elements for recycling.
  • the subject of the invention is a wrought product, in particular a laminated, spun or forged product, made of an alloy of composition (% by weight): Cu 3.80 - 4.30, Mg 1.25 - 1.45, Mn 0.20 - 0.50, Zn 0.40 - 0.70, Zr ⁇ 0.05, Fe ⁇ 0.15, Si ⁇ 0.15, Ag ⁇ 0.01 other elements ⁇ 0.05 each and ⁇ 0.15 in total, remain Al, said product can be treated by dissolving, quenching, and cold working, with a permanent deformation of between 0.5% and 15%, preferably between 1% and 5%, and even more preferably between 1.5% and 3.5%. Cold working can be obtained by controlled pulling and / or cold processing, for example rolling or drawing.
  • the invention also relates to a structural element for aircraft construction, including an aircraft fuselage element, manufactured from such a wrought product, and in particular from such a rolled product.
  • the copper content of the alloy according to the invention is between 3.80 and 4.30%, and preferably between 4.05 and 4.30%; it is therefore in the lower half of the content range of alloy 2024, so as to limit the residual volume fraction of coarse copper particles.
  • the interval of the magnesium content which must be between 1.25 and 1.45% and preferably between 1.28 and 1.42%, is shifted downwards relative to that of the 2024.
  • the manganese content is maintained between 0.20 and 0.50%, preferably between 0.30 and 0.50, and even more preferably between 0.35 and 0.48%.
  • the implementation of the invention does not require significant addition of zirconium at a content greater than 0.05%.
  • the present invention requires careful control of the zinc content, the alloy being discharged into copper, magnesium and manganese.
  • the zinc content must be between 0.40 and 0.70%, and preferably between 0.50 and 0.70%.
  • the zinc content it is preferable for the zinc content to be at least equal to (1.2Cu - 0.3Mg + 0.3Mn - 3.75).
  • the silicon and iron contents are each maintained below 0.15%, and preferably below 0.10%, to have good toughness.
  • the person skilled in the art knows that the reduction in the content of iron and silicon improves the damage tolerance of the AlCuMg and AlZnMgCu alloys used in aircraft construction (see the article by JT Staley, "Microstructure and Toughness of High Strength Aluminum Alloys,” published in “Properties Related to Fracture Toughness,” ASTM STP605, ASTM, 1976, pp. 71-103 ).
  • the damage tolerance gain associated with the use of aluminum containing less than 0.06% of iron and silicon each is important enough to be valued.
  • the implementation of the present invention does not require that the iron and silicon content be less than 0.06% each, because in the selected composition range, the damage tolerance is very good.
  • the alloy contains no silver addition, nor any other element likely to increase the production cost of the alloy and pollute the other alloys produced on the same site by recycling manufacturing scrap.
  • the preferred method of manufacture comprises casting of plates, in the case where the product to be made is a rolled sheet, or billets in the case where it is a spun section or a forged part.
  • the plate or the billet is scalped, then homogenized between 450 and 500 ° C.
  • the hot transformation is then carried out by rolling, spinning or forging, optionally completed by a cold transformation step.
  • the laminated, spun or forged half-product is then dissolved between 480 and 505 ° C., so that this dissolution is as complete as possible, that is to say that the maximum of potentially soluble phases , in particular the precipitates Al 2 Cu and Al 2 CuMg, are effectively put back in solution.
  • the quality of the dissolution can be assessed by differential enthalpy analysis (AED) by measuring the specific energy using the area of the peak on the thermogram. This specific energy must preferably be less than 2 J / g.
  • AED differential enthalpy analysis
  • This cold working can be a controlled pull with a permanent elongation of between 1 and 5% bringing the product to a T351 state. Controlled traction with a permanent elongation of between 1.5% and 3.5% is preferred. It can also be a cold-rolled transformation in the case of sheets or stretching in the case of profiles, with a permanent elongation of up to 15%, bringing the product to state T39, or in the state T3951 if rolling or stretching is combined with traction. The product finally undergoes natural aging at room temperature. The final microstructure is generally largely recrystallized, with relatively fine and fairly equiaxized grains.
  • the product according to the present invention is well suited for use as an aircraft structural element, for example as a fuselage skin element, and especially as an element for the fuselage skin panel (skin).
  • These sheets preferably plated, have a thickness of between 1 and 16 mm, and have good resistance to intergranular corrosion and corrosion on riveted assembly. They have a breaking strength in the L direction and / or TL direction greater than 430 MPa, and preferably greater than 440 MPa, and a yield strength in the L and / or TL direction greater than 300 MPa, and preferably greater than 320. MPa.
  • the sheet according to the invention may be a sheet plated with at least one face with an alloy of the 1xxx series, and preferably with an alloy selected from the group consisting of alloys 1050, 1070, 1300 and 1145.
  • riveting is the most frequently used assembly method for fuselage skins
  • fuselage coating of plated sheets according to the invention which are particularly resistant to corrosion by galvanic coupling.
  • plated sheets which exhibit a galvanic corrosion current of less than 4 ⁇ A / cm 2 , and preferably less than 2.5 ⁇ A / cm 2 , for exposure of up to 200 hours, during corrosion tests in a riveted assembly are preferred, placing the core alloy in a non-deaerated solution containing 0.06 M NaCl and the plating alloy in 0.02 M AlCl 3 solution deaerated by nitrogen sparging.
  • Table 1 Chemical composition Alloy Yes Fe Cu mn mg Zn Cr N0 0.03 0.08 4.16 0.41 1.35 0.59 * 0,001 N1 0.03 0.08 4.00 0.40 1.22 0.63 N2 0.03 0.07 3.98 0.39 1.32 0.59 N3 0.06 0.07 4.14 0.43 1.26 1.28 * E 0.06 0.19 4.14 0.51 1.36 0.11 0,007 F 0.06 0.16 4.15 0.51 1.38 0.12 0.014 Plating 1050 0.14 0.25 0,003 0,029 0,001 0,017 * chemical analysis carried out on solutions
  • alloy plating 1050 is about 2% of the thickness.
  • alloys according to the prior art alloys E and F
  • the plates were heated to around 450 ° C and then hot rolled at the reversing mill to a thickness of about 20 mm.
  • the strips thus obtained were rolled on a tandem rolling mill with three stands to a final thickness close to 5 mm, and then wound (at temperatures of 320 ° C. and 260 ° C. respectively for alloys F and E).
  • the coil thus obtained was cold rolled to a thickness of 3.2 mm.
  • Sheets were cut, dissolved in a salt bath oven at a temperature of 498.5 ° C for a duration of 30 min (sheet E of thickness 5 mm) or 25 min (sheet F of thickness 3, 2 mm), then completed (wrinkling followed by controlled traction with a permanent elongation of between 1.5 and 3%).
  • the N0 plate has undergone the following homogenization cycle: 8h at 495 ° C + 12h at 500 ° C (nominal values) while alloys N1, N2 and N3 have been homogenized for 12 hours at 500 ° C.
  • the plates After reheating (about 18 hours at 425-445 ° C), the plates were hot-rolled (inlet temperature: 413 ° C) to a thickness of about 90 mm.
  • the N0 band thus obtained was cut in half in the direction perpendicular to the rolling direction. There were thus obtained two bands, labeled N01 and N02. These strips were rolled on a tandem hot rolling mill 3 cages to a final thickness of 6 mm (winding temperature about 320 - 325 ° C).
  • N1 and N3 alloy plate and one N3 alloy plate were hot rolled at 5.5 mm before being cold rolled to the final thickness of 3.2 mm, and another N1 alloy plate. was hot rolled to 4.5 mm before being cold rolled to the final thickness of 1.6 mm.
  • N2 alloy plate was hot rolled to a final thickness of 6 mm (tandem winding temperature 270 ° C).
  • the N01 coil did not undergo another rolling pass, while the NO2 coil was cold rolled to a final thickness of 3.2 mm.
  • the sheets once cut were dissolved in a salt bath oven (thickness 6 mm: 60 minutes at 500 ° C., thickness 3.2 mm: 40 minutes at 500 ° C., thickness 1, 6 mm: 30 minutes at 500 ° C) followed by quenching with water at about 23 ° C. After quenching, the sheets have undergone wrinkling and traction with a cumulative permanent elongation of between 1.5 and 3.5%. The waiting time between quenching and wrinkling did not exceed 6 hours.
  • the tensile strength R m (in MPa), the conventional yield stress at 0.2% elongation R p0.2 (in MPa) and the elongation at break A (in%) were measured by a tensile test according to EN 10002-1.
  • Table 2 Static mechanical characteristics sheet metal Ep [mm] Meaning L TL direction R m [MPa] R p0,2 [MPa] AT [%] R m [MPa] R p0,2 [MPa] AT [%] N01 6.0 442 336 22.8 442 323 23.5 N02 3.2 456 353 20.3 449 318 24.7 N1 1.6 455 359 20.2 434 298 21.8 N1 3.2 460 360 19.3 438 308 22.3 N2 6 471 384 19.8 462 343 19.9 N3 3.2 453 360 21.3 443 317 24.2 E 5.0 Not measured 456 341 17.7 F 3.2 454 318 19.2
  • Table 3 Results of the R curve test sheet metal Ep [Mm] meaning K r [MPa ⁇ m] for a value ⁇ a eff of 10 mm 20 mm 30 mm 40 mm 50 mm 60 mm N02 3.2 TL 81 108 129 148 164 180 N01 6.0 TL 77 105 127 144 159 173 N1 1.6 TL 102 123 138 152 164 175 N1 3.2 TL 85 110 130 147 161 175 N2 6 TL 89 117 137 153 167 179 N3 3.2 TL 91 119 139 155 168 181 F 3.2 TL 82 107 125 139 151 162 E 5.0 TL 83 105 120 132 142 151 N2 3.2 LT 84 119 145 166 184 199 N1 6.0 LT 90 122 145 163 179 193 N1 1.6 LT 92 118 138 157 174 191 N1 3.2 .
  • the product according to the invention thus has a better breaking strength in the case of a cracked panel.
  • the sheets of 2024 especially for ⁇ K ⁇ 20 MPa ⁇ m, have a cracking rate two to three times higher than for the product according to the invention. The latter therefore allows longer inspection intervals (at given mass of structure) or lightening of the fixed inspection interval structure.
  • the breaking K values for a limiting load greater than 200 MPa are greater than about 120 MPa ⁇ m for the described R curves, with apparent K (K r ) greater than about 110 MPa m.
  • K r apparent K
  • the corrosion resistance of the sheets has also been characterized. It is found that the alloy according to the invention shows intrinsically, that is to say after machining displacement, an intergranular corrosion resistance, measured according to ASTM G 110, substantially comparable to that of the reference 2024.
  • the test consists in measuring the current which is established naturally between the anode (alloy of plating placed in a cell containing a solution of AlCl 3 (0,02 M, deaerated by sparging of nitrogen)) and the cathode (alloy core placed in a cell containing a solution of NaCl (0.06 M, aerated)), a salt bridge ensuring the electrolytic contact between the two cells. Both elements (veneer and core) have the same surface (2.54 cm 2 ). The coupling current densities are recorded throughout the duration of the test. It is observed that the current reaches a plateau after about 55 hours and hardly changes during the tests (200 hours or 15 days, depending on the sample). The results are summarized in Table 6.
  • the product according to the invention (N1 and N2) has a corrosion current and a loss of mass much lower than the standard product according to the prior art. For some applications, for example structural elements for aircraft, this provides a very significant advantage in terms of service life.
  • state F From hot-rolled and possibly cold-rolled sheets (state F) of the alloy according to the invention (see example 1), several other metallurgical states were developed in the form of a size of 600 mm (L-direction) x 160 mm (TL direction) x thickness.
  • the marks ending in A, D, F and I correspond to T351 states.
  • the different samples were characterized by tensile tests (L and TL directions) as well as by toughness tests.
  • the tenacity was first evaluated in the TL and LT directions using the maximum stress R e (in MPa) and the flow energy E ec according to the Kahn test.
  • the stress Kahn is equal to the ratio of the maximum load F max that the specimen can withstand on the section of the specimen (product of the thickness B by the width W).
  • the flow energy is determined as the area under the Force-Displacement curve up to the maximum force F max supported. by the test tube.
  • the test is described in the article Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet, published in Materials Research & Standards, April 1964, p. 151-155 .
  • the test specimen used for the Kahn toughness test is described, for example, in the "Metals Handbook", 8th Edition, Vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242 .
  • the tenacity was also approached for sheets of thickness 6 mm, using a curve-type test R, in the TL direction, but on smaller specimens than that described in Example 1.
  • Table 8 Static mechanical characteristics landmark Maturation Traction Static characteristics sense L Static characteristics TL sense R m [MPa] R p0,2 [MPa] AT [%] R m [MPa] R p0,2 [MPa] AT [%] N0A ⁇ 2h 2% 450 345 21.6 444 307 23.7 N0B ⁇ 2h 4% 456 369 21.4 448 322 21.1 N0C ⁇ 2h 6% 464 394 17.6 453 339 18.2 N0D 24 2% 457 351 22.1 449 313 23.2 N0E 24 6% 473 413 18.7 464 352 18.6 N0F ⁇ 2h 2% 433 334 22.5 432 297 21.5 N0G ⁇ 2h 4% 437 353 22.3 436 308 21.1 N0H ⁇ 2h 6% 443 375 19.5 443 324 20.9 N0I 24 2% 440 338 24.1 443
  • Sheets made according to Example 2 were subjected to a 5% cold work (by controlled pulling) after quenching.
  • Tables 10 and 11 show the results of the characterizations.
  • Table 10 Static mechanical characteristics sheet metal Ep [mm] Meaning L TL direction rm [MPa] R p0,2 [MPa] AT [%] rm [MPa] R p0,2 [MPa] AT [%] N1 1.6 468 404 20.1 456 341 20.6 N1 3.2 472 408 18.2 464 348 19.3 N2 6 488 422 19.1 475 368 20.2

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Description

    Domaine de l'invention
  • L'invention concerne des éléments de structure d'avion, notamment des tôles pour fuselage d'avions commerciaux de grande capacité, réalisés à partir de produits laminés, filés ou forgés en alliage AlCuMg à l'état traité par mise en solution, trempe et écrouissage à froid, et présentant, par rapport aux produits de l'art antérieur utilisés pour la même application, un compromis amélioré entre les différentes propriétés d'emploi requises.
    • Etat de la technique
  • Le fuselage d'avions commerciaux de grande capacité est typiquement constitué d'une peau en tôles en alliage de type AlCuMg, ainsi que de raidisseurs longitudinaux et de cadres circonférentiels. On utilise le plus souvent un alliage de type 2024 qui a, selon la désignation de l'Aluminum Association ou la norme EN 573-3 la composition chimique suivante (% en poids) :
    Si < 0,5   Fe < 0,5   Cu : 3,8 - 4,9   Mg : 1,2 - 1,8   Mn : 0,3 - 0,9    Cr < 0,10   Zn < 0,25   Ti < 0,15.
  • On utilise également des variantes de cet alliage. On demande à ces éléments structuraux un compromis entre plusieurs propriétés telles que : la résistance mécanique (i.e. les caractéristiques mécaniques statiques), la tolérance aux dommages (ténacité et vitesse de fissuration en fatigue), la résistance à la fatigue (notamment oligocyclique), la résistance aux différentes formes de corrosion, l'aptitude à la mise en forme. Dans certains cas, notamment pour les avions supersoniques, la résistance au fluage peut être critique.
  • Dans le but d'améliorer le compromis entre les différentes propriétés requises, notamment la résistance mécanique et la ténacité, diverses solutions alternatives ont été proposées. Boeing a développé l'alliage 2034 de composition :
    Si < 0,10   Fe < 0,12   Cu: 4,2 - 4,8   Mg: 1,3 - 1,9    Mn: 0,8 - 1,3   Cr < 0,05   Zn < 0,20   Ti < 0,15   Zr : 0,08 - 0,15
  • Cet alliage a fait l'objet du brevet EP 0 031 605 (= US 4 336 075 ). Il présente, par rapport au 2024 à l'état T351, une meilleure limite d'élasticité spécifique due à l'augmentation de la teneur en manganèse et à l'ajout d'un autre antirecristallisant (Zr), ainsi qu'une ténacité et une résistance à la fatigue améliorées.
  • Le brevet US 5 652 063 (Alcoa) concerne un élément de structure d'avion réalisé à partir d'un alliage de composition (% en poids) :
    Cu : 4,85 - 5,3   Mg: 0,51 - 1,0   Mn : 0,4 - 0,8   Ag: 0,2 - 0,8    Si < 0,1   Fe < 0,1   Zr < 0,25   avec Cu/Mg compris entre 5 et 9.
    La tôle de cet alliage à l'état T8 présente une limite d'élasticité > 77 ksi (531 MPa). L'alliage est particulièrement destiné aux avions supersoniques.
  • Le brevet EP 0 473 122 (= US 5 213 639 ) d'Alcoa décrit un alliage, enregistré à l'Aluminum Association comme 2524, de composition : Si < 0,10   Fe < 0,12    Cu : 3,8 - 4,5   Mg : 1,2 - 1,8   Mn : 0,3 - 0,9   pouvant contenir éventuellement un autre antirecristallisant (Zr, V, Hf, Cr, Ag ou Sc). Cet alliage est destiné plus particulièrement aux tôles minces pour fuselage et présente une ténacité et une résistance à la propagation de fissures améliorées par rapport au 2024.
  • La demande de brevet EP 0 731 185 de la demanderesse concerne un alliage, enregistré ultérieurement sous le n° 2024A, de composition : Si < 0,25   Fe < 0,25    Cu : 3,5 - 5   Mg : 1 - 2   Mn < 0,55   avec la relation : 0 < Mn - 2Fe < 0,2
    Les tôles épaisses en cet alliage présentent à la fois une ténacité améliorée et un niveau réduit de contraintes résiduelles, sans perte sur les autres propriétés.
  • Le brevet US 5 593 516 (Reynolds) concerne un alliage pour applications aéronautiques contenant de 2,5 à 5,5% Cu et 0,1 à 2,3% Mg, dans lequel les teneurs en Cu et Mg sont maintenues en dessous de leur limite de solubilité dans l'aluminium, et sont liées par les équations : C ⁢ u m ⁢ a ⁢ x = 5 , 59 - 0 , 91 M ⁢ g e ⁢ t C ⁢ u m ⁢ i ⁢ n = 4 , 59 - 0 , 91 M ⁢ g
    Figure imgb0001
     L'alliage peut contenir également : Zr < 0,20%   V < 0,20%   Mn < 0,80% Ti < 0,05%   Fe < 0,15%   Si < 0,10%.
  • Les brevets US 5 376 192 et US 5 512 112 , issus de la même demande initiale, concernent des alliages de ce type contenant de 0,1 à 1% d'argent. On peut remarquer que l'utilisation d'argent dans ce type d'alliage conduit à une augmentation du coût d'élaboration et des difficultés pour le recyclage des chutes de fabrication.
  • La demande de brevet EP 1 170 394 A2 (Alcoa) décrit quatre alliages de type AlCu qui ont, respectivement, la composition
    • Cu 4,08 , Mn 0,29 , Mg 1,36 , Zr 0,12, Fe 0,02, Si 0,01;
    • Cu 4,33 , Mn 0,30, Mg 1,38 , Zr 0,10, Fe 0,01 , Si 0,00 ;
    • Cu 4,09, Mn 0,58 , Mg 1,35 , Zr 0,11 , Fe 0,02 , Si 0,01 ; et
    • Cu 4,22 , Mn 0,66 , Mg 1,32 , Zr 0,10, Fe 0,01 , Si 0,01.
    Le brevet enseigne comment transformer ces produits en tôles présentant une structure à grains allongés, dans laquelle les grains montrent un rapport de longueur sur épaisseur supérieur à 4. En respectant à la fois une microstructure et une texture bien spécifiques, ce produit a de bonnes caractéristiques de résistance mécanique et de tolérance aux dommages. Un des inconvénients de ces alliages est d'être basé sur un aluminium de grande pureté (très faible teneur en silicium et fer), qui est cher. Un autre brevet du même demandeur, US 5,630,889 , divulgue une tôle à l'état T6 ou T8 en alliage AlCuMg contenant :
    Cu 4,66, Mg 0,81, Mn 0,62, Fe 0,06, Si 0,04, Zn 0,36 %.
    Un ajout d'argent améliore les propriétés de cet alliage. Toutefois, l'argent est un élément coûteux, et il limite les possibilités de recyclage des produits ainsi obtenus ainsi que de leurs chutes de production, ce qui contribue à augmenter encore plus le coût de revient desdits produits.
  • La présente invention a pour but d'obtenir des éléments de structure d'avion, et notamment des éléments de fuselage, en alliage AlCuMg, présentant, par rapport à l'art antérieur, une tolérance aux dommages améliorée, une résistance mécanique au moins égale, une résistance à la corrosion améliorée, et ceci sans recourir à des éléments d'addition coûteux et gênants pour le recyclage.
    • Objet de l'invention
  • L'invention a pour objet un produit corroyé, notamment un produit laminé, filé ou forgé, en alliage de composition (% en poids) :
    Cu 3,80 - 4,30, Mg 1,25 - 1,45, Mn 0,20 - 0,50, Zn 0,40 - 0,70, Zr ≤ 0,05, Fe < 0,15, Si < 0,15, Ag < 0,01
    autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste Al,
    le dit produit pouvant être traité par mise en solution, trempe, et écrouissage à froid, avec une déformation permanente comprise entre 0,5 % et 15 %, préférentiellement entre 1 % et 5 %, et encore plus préférentiellement entre 1,5 % et 3,5 %. L'écrouissage à froid peut être obtenu par traction contrôlée et/ou transformation à froid, par exemple laminage ou étirage.
  • L'invention a également pour objet un élément de structure pour construction aéronautique, notamment un élément de fuselage d'aéronef, fabriqué à partir d'un tel produit corroyé, et notamment à partir d'un tel produit laminé.
    • Description de l'invention
  • Sauf mention contraire, toutes les indications relatives à la composition chimique des alliages sont exprimées en pourcent massique. Par conséquent, dans une expression mathématique, « 0,4 Zn » signifie : 0,4 fois la teneur en zinc, exprimée en pourcent massique ; cela s'applique mutatis mutandis aux autres éléments chimiques. La désignation des alliages suit les règles de The Aluminum Association. Les états métallurgiques sont définis dans la norme européenne EN 515. Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, c'est-à-dire la résistance à la rupture Rm, la limite élastique Rp0,2, et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1. Le terme « produit filé » inclut les produits dits « étirés », c'est-à-dire des produits qui sont élaborés par filage suivi d'un étirage.
  • Dans les alliages AlCuMg de l'art antérieur les plus performants pour la fabrication d'éléments de structure de fuselage d'avion, un bon niveau de ténacité est obtenu en spécifiant des niveaux très bas en fer et en silicium, et en limitant les teneurs en cuivre et en magnésium pour faciliter la mise en solution des particules intermétalliques grossières. Pour obtenir un niveau suffisant de résistance mécanique, l'homme de métier est enclin à maintenir une teneur significative en manganèse, puisque celui-ci contribue au durcissement de l'alliage. La quasi-totalité des alliages de la série 2xxx ne contiennent pas plus que 0,25 % de zinc.
  • La teneur en cuivre de l'alliage selon l'invention est comprise entre 3,80 et 4,30 %, et de préférence entre 4,05 et 4,30 % ; elle se situe donc dans la moitié basse de l'intervalle de teneur de l'alliage 2024, de manière à limiter la fraction volumique résiduelle de particules grossières au cuivre. Pour la même raison, l'intervalle de la teneur en magnésium, qui doit être comprise entre 1,25 et 1,45 % et de préférence entre 1,28 et 1,42 %, est décalé vers le bas par rapport à celui du 2024. La teneur en manganèse est maintenue entre 0,20 et 0,50 %, de préférence entre 0,30 et 0,50, et encore plus préférentiellement entre 0,35 et 0,48 %. La mise en oeuvre de l'invention ne nécessite pas d'ajout significatif de zirconium à une teneur supérieure à 0,05 %.
  • La présente invention nécessite un contrôle soigneux de la teneur en zinc, l'alliage étant déchargé en cuivre, magnésium et manganèse. La teneur en zinc doit être comprise entre 0,40 et 0,70 %, et préférentiellement entre 0,50 et 0,70 %. Dans un mode de réalisation avantageux, lorsque les teneurs en cuivre, magnésium et manganèse sont inférieures à, respectivement, 4,20 %, 1,38 % et 0,42 %, il est préférable que la teneur en zinc soit au moins égale à (1,2Cu - 0,3Mg + 0,3Mn - 3,75).
  • Selon les constatations de la demanderesse, ce déchargement de la teneur en cuivre, magnésium et manganèse et l'ajout d'une quantité exactement contrôlée de zinc conduit, en utilisant des procédés de mise en oeuvre appropriés, à des tôles qui ont approximativement la même résistance mécanique, mais une meilleure tolérance aux dommages par rapport aux tôles qui ne contiennent pas cet ajout de zinc, à une formabilité au moins aussi bonne, et à une meilleure résistance à la corrosion.
  • Les teneurs en silicium et en fer sont maintenues chacune en dessous de 0,15%, et de préférence en dessous de 0,10%, pour avoir une bonne ténacité. L'homme du métier sait que la diminution de la teneur en fer et silicium améliore la tolérance aux dommages des alliages AlCuMg et AlZnMgCu utilisés en construction aéronautique (voir l'article de J.T. Staley, « Microstructure and Toughness of High Strength Aluminium Alloys », paru dans « Properties Related to Fracture Toughness », ASTM STP605, ASTM, 1976, pp. 71-103). Toutefois, ce n'est que dans des cas très particuliers (en fonction du type d'alliage et de l'application visée) que le gain en tolérance aux dommages lié à l'utilisation d'un aluminium contenant moins de 0,06 % de fer et silicium chacun est suffisamment important pour pouvoir être valorisé. La mise en oeuvre de la présente invention n'exige pas que la teneur en fer et silicium soit inférieure à 0,06% chacun, car dans l'intervalle de composition sélectionné, la tolérance aux dommages est très bonne.
  • Enfin, contrairement aux alliages décrits dans les brevets US 5 376 192 , US 5 512 112 et US 5 593 516 , l'alliage ne contient aucune addition d'argent, ni d'un autre élément susceptible d'augmenter le coût de production de l'alliage et de polluer les autres alliages produits sur le même site par recyclage des chutes de fabrication.
  • Le procédé de fabrication préféré comporte la coulée de plaques, dans le cas où le produit à fabriquer est une tôle laminée, ou de billettes dans le cas où il s'agit d'un profilé filé ou d'une pièce forgée. La plaque ou la billette est scalpée, puis homogénéisée entre 450 et 500 °C. On effectue ensuite la transformation à chaud par laminage, filage ou forgeage, éventuellement complétée par une étape de transformation à froid. Le demi-produit laminé, filé ou forgé est ensuite mis en solution entre 480 et 505°C, de manière à ce que cette mise en solution soit aussi complète que possible, c'est-à-dire que le maximum de phases potentiellement solubles, notamment les précipités Al2Cu et Al2CuMg, soient effectivement remises en solution. La qualité de la mise en solution peut être appréciée par analyse enthalpique différentielle (AED) en mesurant l'énergie spécifique à l'aide de l'aire du pic sur le thermogramme. Cette énergie spécifique doit être, de préférence, inférieure à 2 J/g.
  • Puis on procède à la trempe à l'eau froide, et ensuite à un écrouissage à froid conduisant à un allongement permanent compris entre 0,5 % et 15%. Cet écrouissage à froid peut être une traction contrôlée avec un allongement permanent compris entre 1 et 5 % amenant le produit à un état T351. On préfère une traction contrôlée avec un allongement permanent compris entre 1,5 % et 3,5 %. Ce peut être aussi une transformation à froid par laminage dans le cas des tôles ou par étirage dans le cas des profilés, avec un allongement permanent pouvant aller jusqu'à 15%, amenant le produit à l'état T39, ou à l'état T3951 si on combine le laminage ou l'étirage avec la traction. Le produit subit enfin un vieillissement naturel à température ambiante. La microstructure finale est en général largement recristallisée, avec des grains relativement fins et assez équiaxes.
  • Le produit selon la présente invention se prête bien pour l'utilisation en tant qu'élément de structure d'aéronef, par exemple en tant qu'élément de peau de fuselage, et notamment comme élément pour la tôle de revêtement (peau) de fuselage. Ces tôles, de préférence plaquées, sont d'une épaisseur comprise entre 1 et 16 mm, et présentent une bonne résistance à la corrosion intergranulaire ainsi qu'à la corrosion sur assemblage riveté. Elles présentent une résistance à la rupture au sens L et / ou sens TL supérieure à 430 MPa, et préférentiellement supérieure à 440 MPa, et une limite d'élasticité en sens L et / ou TL supérieure à 300 MPa, et préférentiellement supérieure à 320 MPa. Elles présentent une bonne formabilité (allongement à rupture au sens L et / ou TL supérieur à 19 % et préférentiellement supérieur à 20 %), et une tolérance aux dommages Kr, calculée à partir d'une courbe R obtenue selon ASTM E 561 pour une valeur Δaeff de 60 mm, supérieure à 165 MPa√m dans les sens T-L et L-T, supérieure à 180 MPa√m dans le sens L-T, ainsi qu'une vitesse de propagation de fissures da/dN, déterminée selon la norme ASTM E 647 dans le sens T-L ou L-T pour une valeur ΔK de 50 MPa√m, inférieure à 2,5.10-2 mm / cycle (et préférentiellement inférieure à 2,0 10-2 mm / cycle) et un rapport de charges R=0,1. Ce type de compromis de propriétés est particulièrement adéquat pour le revêtement de fuselage. La tôle selon l'invention peut être une tôle plaquée d'au moins une face avec un alliage de la série 1xxx, et préférentiellement avec un alliage sélectionné dans le groupe constitué par les alliages 1050, 1070, 1300 et 1145.
  • Compte tenu du fait que le rivetage est le mode d'assemblage le plus fréquemment utilisé pour des peaux de fuselage, on préfère pour l'application comme revêtement de fuselage des tôles plaquées selon l'invention qui résistent particulièrement bien à la corrosion par couplage galvanique dans un assemblage riveté. Plus particulièrement, on préfère des tôles plaquées qui montrent un courant de corrosion galvanique inférieur à 4µA/cm2, et préférentiellement inférieur à 2,5µA/cm2, pour une exposition allant jusqu'à 200 heures, pendant des essais de corrosion dans un assemblage riveté, en plaçant l'alliage d'âme dans un solution non désaérée contenant 0,06 M de NaCl et l'alliage de placage dans une solution à 0,02 M de AlCl3 désaérée par barbotage d'azote.
  • Dans les exemples qui suivent on décrit à titre d'illustration des modes de réalisation avantageux de l'invention. Ces exemples n'ont pas de caractère limitatif.
    • Exemples Exemple 1
  • On a élaboré quatre alliages N0, N1, N2 et N3, la composition chimique de N0, N1 et N2 étant conforme à l'invention. Le métal liquide a été traité d'abord dans le four de maintien par injection de gaz à l'aide d'un rotor de type connu sous la marque IRMA, et puis dans une poche de type connu sous la marque Alpur. L'affinage a été fait en ligne, c'est-à-dire entre le four de maintien et la poche Alpur, avec du fil AT5B (0,7 kg/t pour N0, N1 et N3, 0,3 kg/t pour N2). On a coulée des plaques de 3,0 m de long et de section 1450 mm x 377 mm (sauf pour N3 : section 1450 x 446 mm). Elles ont été détendues pendant 10h à 350°C.
  • Des plaques en alliage 2024 selon l'art antérieur (références E et F) ont également été élaborés selon le même procédé.
  • Les compositions chimiques des alliages N0, N1, N2, N3, E et F, mesurées sur un pion de spectrométrie prélevé dans le chenal de coulée, sont rassemblées dans le tableau 1 : Tableau 1 :
    Composition chimique
    Alliage Si Fe Cu Mn Mg Zn Cr
    N0 0,03 0,08 4,16 0,41 1,35 0,59* 0,001
    N1 0,03 0,08 4,00 0,40 1,22 0,63
    N2 0,03 0,07 3,98 0,39 1,32 0,59
    N3 0,06 0,07 4,14 0,43 1,26 1,28 *
    E 0,06 0,19 4,14 0,51 1,36 0,11 0,007
    F 0,06 0,16 4,15 0,51 1,38 0,12 0,014
    Placage 1050 0,14 0,25 0,003 0,029 0,001 0,017
    * analyse chimique effectuée sur solutions
  • Dans tous les cas, le placage en alliage 1050 correspond à environ 2 % de l'épaisseur.
  • Pour les alliages selon l'art antérieur (alliages E et F), les plaques ont été réchauffées aux alentours de 450°C, puis laminées à chaud au laminoir réversible jusqu'à une épaisseur d'environ 20 mm. Les bandes ainsi obtenues ont été laminées sur un laminoir tandem à trois cages jusqu'à une épaisseur finale voisine de 5 mm, puis bobinées (à des températures de 320°C et 260°C, respectivement pour les alliages F et E). Dans le cas de l'alliage F, la bobine ainsi obtenue a été laminée à froid jusqu'à une épaisseur de 3,2 mm. Des tôles ont été découpées, mise en solution en four à bain de sel à une température de 498,5°C pendant une durée de 30 min (tôle E d'épaisseur 5 mm) ou 25 min (tôle F d'épaisseur 3,2 mm), puis parachevées (défripage suivi d'une traction contrôlée avec un allongement permanent compris entre 1.5 et 3%).
  • S'agissant des alliages selon l'invention, la plaque N0 a subi le cycle d'homogénéisation suivant :
    8h à 495°C + 12h à 500°C (valeurs nominales)
    alors que les alliages N1, N2 et N3 ont subi une homogénéisation de 12 h à 500 °C.
  • Après un réchauffage (environ 18 h entre 425 et 445 °C), les plaques ont été laminées à chaud (température d'entrée : 413 °C) jusqu'à une épaisseur d'environ 90 mm. La bande N0 ainsi obtenue a été coupée en deux dans le sens perpendiculaire à la direction de laminage. On a ainsi obtenu deux bandes, repérées N01 et N02. Ces bandes ont été laminées sur un laminoir à chaud tandem 3 cages jusqu'à une épaisseur finale de 6 mm (température de bobinage environ 320 - 325 °C).
  • Une plaque de l'alliage N1 et N3 et une plaque de l'alliage N3 ont été laminées à chaud à 5.5 mm avant d'être laminées à froid à l'épaisseur finale de 3.2 mm, et une autre plaque de l'alliage N1 a été laminée à chaud à 4.5 mm avant d'être laminée à froid à l'épaisseur finale de 1.6 mm.
  • Une plaque de l'alliage N2 a été laminée à chaud à l'épaisseur finale de 6 mm (température de bobinage tandem 270°C).
  • La bobine N01 n'a pas subi d'autre passe de laminage, tandis que la bobine N02 a été laminée à froid jusqu'à une épaisseur finale de 3,2 mm.
  • Les tôles une fois débitées ont été mises en solution dans un four à bain de sel (épaisseur 6 mm : 60 minutes à 500 °C ; épaisseur 3,2 mm : 40 minutes à 500 °C ; épaisseur 1 ,6 mm : 30 minutes à 500 °C) suivie d'une trempe à l'eau à environ 23 °C. Après trempe, les tôles ont subi un défripage et une traction avec un allongement permanent cumulé compris entre 1,5 et 3,5 %. Le temps d'attente entre trempe et défripage ne dépassait pas 6 heures.
  • On a mesuré la résistance à la rupture Rm (en MPa), la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% d'allongement Rp0,2 (en MPa) et l'allongement à la rupture A (en %) par un essai de traction selon EN 10002-1.
  • Les résultats des mesures des caractéristiques mécaniques statiques à l'état T351 sont présentés dans le tableau 2 : Tableau 2 :
    Caractéristiques mécaniques statiques
    Tôle Ep [mm] Sens L Sens TL
    Rm[MPa] Rp0,2
    [MPa]    		 A [%] Rm [MPa] Rp0,2
    [MPa]    		 A [%]
    N01 6,0 442 336 22,8 442 323 23,5
    N02 3,2 456 353 20,3 449 318 24,7
    N1 1,6 455 359 20,2 434 298 21,8
    N1 3,2 460 360 19,3 438 308 22,3
    N2 6 471 384 19,8 462 343 19,9
    N3 3,2 453 360 21,3 443 317 24,2
    E 5,0 Non mesuré 456 341 17.7
    F 3,2 454 318 19.2
  • L'aptitude à la mise en forme caractérisée par la ductilité en traction (valeur de l'allongement A) semble meilleure pour l'alliage selon l'invention, et ce, pour les deux épaisseurs considérées. La formabilité des tôles d'épaisseur supérieure à 4mm a été également caractérisée à l'aide de l'essai LDH (Limit Dome Height) sur des formats de 500 mm x 500 mm à l'état T351. Les résultats suivants ont été obtenus :
    Tôle N01 (ép. 6 mm) LDH = 81 mm
    Tôle E (ép. 5 mm) LDH = 75 mm
    Cela confirme la meilleure aptitude à la mise en forme de l'alliage selon l'invention.
  • La tolérance au dommage a été caractérisé de plusieurs façons. La courbe R a été mesurée selon la norme ASTM E 561 sur des éprouvettes de type CCT, de largeur W = 760 mm, 2a0 = 253 mm, e = épaisseur de la tôle, avec un pilotage en déplacement de piston et une vitesse de traction de 1 mm/min, en utilisant un montage anti-voilage en acier. Les éprouvettes étaient prélevées au sens T-L et au sens L-T. On a calculé la valeur de Kr [MPa√m] pour différentes valeurs de Δaeff [mm].
  • Les résultats sont indiqués dans le tableau 3 : Tableau 3 :
    Résultats de l'essai de courbe R
    Tôle Ep
    [mm]    		 sens Kr [MPa√m] pour une valeur Δaeff de
    10 mm 20 mm 30 mm 40 mm 50 mm 60 mm
    N02 3,2 T-L 81 108 129 148 164 180
    N01 6,0 T-L 77 105 127 144 159 173
    N1 1,6 T-L 102 123 138 152 164 175
    N1 3,2 T-L 85 110 130 147 161 175
    N2 6 T-L 89 117 137 153 167 179
    N3 3,2 T-L 91 119 139 155 168 181
    F 3,2 T-L 82 107 125 139 151 162
    E 5,0 T-L 83 105 120 132 142 151
    N2 3,2 L-T 84 119 145 166 184 199
    N1 6,0 L-T 90 122 145 163 179 193
    N1 1,6 L-T 92 118 138 157 174 191
    N1 3,2 L-T 88 119 142 162 179 196
    N2 6 L-T 87 121 145 164 180 194
    N3 3,3 L-T 93 125 148 168 184 199
    E 5,0 L-T 104 126 141 154 165 174
  • On constate que pour des fortes valeurs de Δaeff [mm], le produit selon l'invention dépasse le produit standard en alliage 2024.
  • Le produit selon l'invention présente donc une meilleure résistance à la rupture dans le cas d'un panneau fissuré.
  • La vitesse de fissuration da/dN (en mm/cycle) pour différents niveaux de ΔK (exprimés en MPa√m) a été déterminée selon la norme ASTM E 647 sur des éprouvettes de type CCT prélevées dans le sens T-L et dans le sens L-T, de largeur W = 400 mm, 2ao = 4 mm, e = épaisseur de la tôle, dans des conditions de R = 0,1 et avec une contrainte maximale de 120 MPa et un dispositif anti-voilage pour les éprouvettes d'épaisseur inférieure à 3,2 mm. Les résultats sont indiqués dans le tableau 4. Tableau 4 :
    Résultats de l'essai de vitesse de propagation
    Tôle Ep
    [mm]    		 sens da/dN [mm / cycle] pour ΔK[MPa√m] de
    10 20 30 40 50
    N02 3,2 T-L 1,5 10-4 6,5 10-4 1,5 10-3 0,4 10-2 1,0 10-2
    N01 6,0 T-L 1,5 10-4 9,3 10-4 1,8 10-3 0,6 10-2 1,4 10-2
    N1 1.6 T-L 1.6 10-4 4.6 10-4 1.4 10-3 0.4 10-2 1.0 10-2
    N1 3.2 T-L 1.8 10-4 7.2 10-4 1.6 10-3 0.4 10-2 1.0 10-2
    N2 6 T-L 2.1 10-4 8.7 10-4 2.3 10-3 0.6 10-2 1.6 10-2
    N3 3.2 T-L 1.6 10-4 7.0 10-4 1.4 10-3 0.4 10-2 0.8 10-2
    F 3,2 T-L 1,4 10-4 8,2 10-4 3,2 10-3 1,0 10-2 2,9 10-2
    E 5,0 T-L 1,9 10-4 14,0 10-4 6,1 10-3 1,9 10-2 4,4 10-2
    N02 3,2 L-T 1,5 10-4 5,4 10-4 1,8 10-3 0,5 10-2 1,4 10-2
    N01 6,0 L-T 1,8 10-4 8,8 10-4 1,4 10-3 0,5 10-2 1,1 10-2
    N1 1.6 L-T 1.2 10-4 4.42 10-4 1.2 10-3 0.3 10-2 0.8 10-2
    N1 3.2 L-T 1.7 10-4 4.9 10-4 1.8 10-3 0.6 10-2 1.6 10-2
    N2 6 L-T 1.9 10-4 10.4 10-4 2.5 10-3 0.7 10-2 1.3 10-2
    N3 3.2 L-T 1.66 10-4 5.1 10-4 1.6 10-3 0.4 10-2 1.0 10-2
    E 5,0 L-T 1,5 10-4 7,6 10-4 2,4 10-3 0,8 10-2 2,2 10-2
  • On constate que les tôles de 2024, notamment pour ΔK ≥ 20 MPa√m, présentent une vitesse de fissuration deux à trois fois plus élevée que pour le produit selon l'invention. Ce dernier permet donc des intervalles d'inspection plus longs (à masse de structure donnée) ou bien des allègements de la structure à intervalle d'inspection fixé.
  • En ce qui concerne les courbes R et les valeurs de ΔK, il convient de noter que les valeurs les plus significatives vis à vis du comportement de la structure réelle d'un aéronef se situent dans le domaine compris entre 15 et 60 MPa√m.
  • En effet, les contraintes de fatigue dans une peau de fuselage sont généralement de l'ordre de 50 à 100 MPa, pour des défauts détectables de l'ordre de 20 à 50 mm, sachant que K = σ √(πa), où σ est la contrainte et le paramètre a signifie la taille du défaut.
  • Pour un espacement entre raidisseurs supérieur à 100 mm, les valeurs de K à rupture pour une charge limite supérieure à 200 MPa sont supérieures à environ 120 MPa√m pour les courbes R décrites, avec des K apparents (Kr) supérieurs à environ 110 MPa√m. Ceci signifie que la portion dimensionnante de la courbe R est constituée de points correspondant à une avancée de fissure statique Δaeff de plus de 20 mm.
  • On a également caractérisé la résistance à la corrosion des tôles. On constate que l'alliage selon l'invention montre intrinsèquement, c'est-à-dire après déplacage par usinage, une résistance à la corrosion intergranulaire, mesurée selon la norme ASTM G 110, sensiblement comparable à celle du 2024 de référence.
  • Sur des tôles plaquées, la mesure du potentiel de corrosion dans l'âme et dans le placage selon la norme ASTM G 69 a donné les résultats donnés dans le tableau 5 ci-après. Ces résultats ne montrent pas de différence significative en ce qui concerne l'écart de potentiel entre âme et placage (caractéristique du pouvoir de protection cathodique d'un placage). Cela est surprenant dans la mesure où, conformément aux données publiées (voir notamment « ASM Handbook », 9th Edition, Volume 13, « Corrosion », page 584, figure 5), l'ajout de zinc dans un alliage d'aluminium diminue significativement le potentiel de corrosion, ce qui aurait dû avoir comme effet de limiter l'écart de potentiel entre âme et placage de l'alliage selon l'invention. Tableau 5 :
    Potentiels [mV/ECS] et écarts de potentiel [mV]
    Tôle Ep [mm] Potentiel de l'âme
    [mV/ECS]    		 Potentiel du
    placage [mV/ECS]    		 Ecart de potentiel
    [mV]
    N02 3.2 -620 -768 148
    N01 6.0 -611 -801 190
    N1 1.6 -634 -772 138
    N1 3.2 -632 -775 143
    N2 6 -636 -770 134
    N3 3.2 -636 -755 119
    E 5.0 -609 -775 166
  • En revanche, et de façon surprenante, on constate que lors d'un essai de corrosion par couplage galvanique dans un assemblage riveté, le produit selon l'invention se comporte de façon significativement meilleure. Selon les constatations de la demanderesse, cet essai, qui a été décrit par exemple dans le brevet EP 0 623 462 B1 , est particulièrement pertinent pour évaluer l'aptitude de tôles plaquées à l'usage en construction aéronautique. L'essai consiste à mesurer le courant qui s'établit naturellement entre l'anode (alliage de placage placé dans une cellule contenant une solution de AlCl3 (0,02 M, désaérée par barbotage d'azote)) et la cathode (alliage d'âme placée dans une cellule contenant une solution de NaCl (0,06 M, aérée)), un pont salin assurant le contact électrolytique entre les deux cellules. Les deux éléments (placage et âme) ont la même surface (2,54 cm2). On enregistre les densités de courant de couplage pendant toute la durée de l'essai. On observe que le courant atteint un plateau après environ 55 heures et n'évolue pratiquement plus pendant la durée des essais (200 h ou 15 jours, selon l'échantillon). Les résultats sont résumés dans le tableau 6. Tableau 6 :
    Simulation électrochimique de l'assemblage
    Tôle N2 Tôle N1 Tôle F Tôle E
    Courant plateau après 55 heures [µA/cm2] 1,6 1,2 2,8 2,4
    Perte de masse mesurée [mg/cm2] après 5 jours d'essai 1,06 0,79 1,57 Non mesurée
  • A titre de comparaison, les exemples décrits dans le fascicule de brevet EP 0 623 462 B1 donnent pour l'alliage standard 2024 plaqué avec un alliage 1070 un courant plateau de 3,1 µA/cm2.
  • On constate que le produit selon l'invention (N1 et N2) présente un courant de corrosion et une perte de masse beaucoup plus faibles que le produit standard selon l'art antérieur. Pour certaines applications, par exemple des éléments structuraux pour aéronef, cela procure un avantage très significatif en termes de durée de vie.
    • Exemple 2
  • A partir de tôles laminées à chaud et éventuellement à froid (état F) de l'alliage selon l'invention (voir exemple 1), on a élaboré plusieurs autres états métallurgiques sous forme de format de dimensions 600 mm (sens L) x 160 mm (sens TL) x épaisseur. Les tôles brutes de laminage d'épaisseur 3,2 mm (brut de laminage à froid) ou 6,0 mm (brut de laminage à chaud) ont été soumises à une mise en solution suivie d'une trempe, une maturation et une traction contrôlée, comme indiqué dans le Tableau 7 : Tableau 7 :
    Conditions d'élaboration des tôles de l'exemple 2
    Repère Epaisseur
    [mm]    		 Durée de mise en
    solution à 500°C [min]    		 Durée de
    maturation    		 Traction
    contrôlée
    N0A 3,2 30 < 2 h 2%
    N0B 3,2 30 < 2 h 4%
    N0C 3,2 30 < 2 h 6%
    N0D 3,2 30 24 h 2%
    N0E 3,2 30 24 h 6%
    N0F 6,0 40 < 2 h 2%
    N0G 6,0 40 < 2 h 4%
    N0H 6,0 40 < 2 h 6%
    N0I 6,0 40 24 h 2%
    N0J 6,0 40 24 h 6%
  • Les repères se terminant par A, D, F et I correspondent à des états T351. Les différents échantillons ont été caractérisés par des essais de traction (sens L et TL) ainsi que par des essais de ténacité.
  • La ténacité a tout d'abord été évaluée dans les sens T-L et L-T à l'aide de la contrainte maximale Re (en MPa) et de l'énergie d'écoulement Eec selon l'essai Kahn. La contrainte Kahn est égale au rapport de la charge maximale Fmax que peut supporter l'éprouvette sur la section de l'éprouvette (produit de l'épaisseur B par la largeur W). L'énergie d'écoulement est déterminée comme l'aire sous la courbe Force-Déplacement jusqu'à la force maximale Fmax supportée par l'éprouvette. L'essai est décrit dans l'article « Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet », paru dans la revue Materials Research & Standards, Avril 1964, p. 151- 155. L'éprouvette utilisée pour l'essai de ténacité Kahn est décrite, par exemple, dans le « Metals Handbook », 8th Edition, vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242.
  • La ténacité a également été abordée pour les tôles d'épaisseur 6mm, à l'aide d'un essai de type courbe R, dans le sens T-L, mais sur des éprouvettes de taille plus restreinte que celle décrite dans l'exemple 1. On a utilisé des eprouvettes de type CT, de largeur W = 127 mm, a0 = 38.5 mm, e = épaisseur de la tôle, avec un pilotage en déplacement de piston et une vitesse de traction de 1 mm/min.
  • Les différents résultats sont donnés dans les tableaux 8 et 9 ci-après. Tableau 8 :
    Caractéristiques mécaniques statiques
    Repère Maturation Traction Caractéristiques statiques
    sens L    		 Caractéristiques statiques
    sens TL
    Rm
    [MPa]    		 Rp0,2
    [MPa]    		 A
    [%]    		 Rm
    [MPa]    		 Rp0,2
    [MPa]    		 A
    [%]
    N0A < 2h 2% 450 345 21.6 444 307 23.7
    N0B < 2h 4% 456 369 21.4 448 322 21.1
    N0C < 2h 6% 464 394 17.6 453 339 18.2
    N0D 24h 2% 457 351 22.1 449 313 23.2
    N0E 24h 6% 473 413 18.7 464 352 18.6
    N0F < 2h 2% 433 334 22.5 432 297 21.5
    N0G < 2h 4% 437 353 22.3 436 308 21.1
    N0H < 2h 6% 443 375 19.5 443 324 20.9
    N0I 24h 2% 440 338 24.1 443 308 23.1
    N0J 24h 6% 459 399 20.2 460 347 18.6
    Tableau 9 :
    Caractéristiques de ténacité
    Repère Maturation Traction Essai sur éprouvette
    « Kahn »    		 Essai de courbe R sur
    éprouvette CT127
    Re [MPa] / Eec [J] Sens T-L
    Sens T-L Sens L-T Kapp [MPa√m] Keff[MPa√m]
    N0A < 2h 2% 163/15,0 166/15,4 Non mesuré
    N0B < 2h 4% 164/13,3 169/13,7 Non mesuré
    N0C < 2h 6% 167/12,3 172/12,9 Non mesuré
    N0D 24h 2% 164/14,3 168/15,5 Non mesuré
    N0E 24h 6% 172/12,0 176/12,4 Non mesuré
    N0F < 2h 2% 160/29,0 163/30,7 99,3 149,2
    N0G < 2h 4% 165/28,4 166/27,8 99,9 137,6
    N0H < 2h 6% 167/25,5 167/25,1 93,8 125,5
    N0I 24h 2% 165/30,0 165/28,9 99,6 149,3
    N0J 24h 6% 172/24,0 172/24,2 101,1 137,1
    • Exemple 3 :
  • Des tôles élaborées selon l'exemple 2 ont été soumis à un écrouissage de 5 % (par traction contrôlée) après la trempe. Les tableaux 10 et 11 montrent les résultats des caractérisations. Tableau 10 :
    Caractéristiques mécaniques statiques
    Tôle Ep [mm] Sens L Sens TL
    Rm
    [MPa]    		 Rp0,2
    [MPa]    		 A [%] Rm
    [MPa]    		 Rp0,2
    [MPa]    		 A [%]
    N1 1.6 468 404 20.1 456 341 20.6
    N1 3.2 472 408 18.2 464 348 19.3
    N2 6 488 422 19.1 475 368 20.2
    Tableau 11 :
    Résultats de l'essai de courbe R sur tôles fractionnées 5%
    Tôle Ep
    [mm]    		 Sens Kr [MPa√m] pour une valeur Δaeff de
    10mm 20mm 30mm 40mm 50mm 60mm
    N1 1.6 T-L 66 91 112 130 148 164
    N1 3.2 T-L 96 124 144 160 173 186
    N2 6 T-L 84 111 131 147 161 173
    N1 1.6 L-T 86 111 132 152 171 189
    N1 3.2 L-T 101 133 157 178 195 212
    N2 6 L-T 82 112 136 157 175 192

Claims (23)

  1. Produit corroyé, notamment laminé, filé ou forgé, en alliage de type AlCuMg, caractérisé en ce qu'il comporte (% en poids) :
    Cu 3,80 - 4,30 , Mg 1,25 - 1,45 , Mn 0,20 - 0,50 , Zn 0,40 - 0,70, Fe < 0,15, Si < 0,15, Zr ≤ 0,05, Ag < 0,01
    autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste Al.
  2. Produit selon la revendication 1, dans lequel Cu 4,05 - 4,30.
  3. Produit selon la revendication 1 ou 2, dans lequel Mg 1,28 -1,42.
  4. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel Mn 0,30 - 0,50 et préférentiellement Mn 0,35 - 0,48.
  5. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel Zn 0,50 - 0,70.
  6. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel Fe < 0,10.
  7. Produit selon l'une quelconque des revendication 1 à 6, dans lequel Si < 0,10.
  8. Produit selon la revendication 1, dans lequel
    Cu < 4,20, Mg < 1,38, Mn < 0,42, Zn ≥ (1,2 Cu - 0,3 Mg + 0,3 Mn - 3,75).
  9. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'il a été mis en solution, trempé et écroui à froid avec une déformation permanente comprise entre 0,5 % et 15 %, préférentiellement comprise entre 1 % et 5 %, et encore plus préférentiellement entre 1,5 % et 3,5 %.
  10. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en que ledit produit est une tôle avec une épaisseur compris entre 1 et 16 mm.
  11. Produit selon l'une quelconque des revendication 1 à 10, caractérisée en ce que ladite tôle est une tôle plaquée d'au moins une face avec un alliage de la série 1xxx, et préférentiellement avec un alliage sélectionné dans le groupe constitué par les alliages 1050, 1070, 1300 et 1145.
  12. Produit selon l'une quelconque des revendication 1 à 11, caractérisé en ce que sa résistance à la rupture au sens L et / ou sens TL est supérieure à 430 MPa, et préférentiellement supérieure à 440 MPa.
  13. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que sa limite d'élasticité au sens L et / ou sens TL est supérieure à 300 MPa, et préférentiellement supérieure à 320 MPa.
  14. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que son allongement à rupture au sens L et / ou sens TL est supérieur à 19 % et préférentiellement supérieur à 20 %.
  15. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que sa tolérance aux dommages Kr, calculée à partir d'une courbe R obtenue selon ASTM E 561 pour une valeur Δaeff de 60 mm, est supérieure à 165 MPa√m dans les sens T-L et L-T.
  16. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 15, caractérisé en ce que sa tolérance aux dommages Kr, calculée à partir d'une courbe R obtenue selon ASTM E 561 pour une valeur Δaeff de 60 mm, est supérieure à 180 MPa√m dans le sens L-T.
  17. Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 16, caractérise en ce que sa vitesse de propagation de fissures da/dn, déterminée selon la norme ASTM E 647 dans le sens T-L ou L-T pour un rapport de charge R=0,1 et une valeur ΔK de 50 MPa√m, est inférieure à 2,5 10-2 mm / cycle, et préférablement inférieure à 2,0 10-2 mm / cycle.
  18. Tôle plaquée selon l'une quelconque des revendications 1 à 17, caractérisé en ce que le courant de corrosion galvanique est inférieur à 4µA/cm2 pour une exposition allant jusqu'à 200 heures, pendant des essais de corrosion dans un assemblage riveté, en plaçant l'alliage d'âme dans une solution aérée contenant 0,06 M de NaCl et l'alliage de placage dans une solution à 0,02 M de AlCl3 désaérée par barbotage d'azote.
  19. Tôle plaquée selon la revendication 18, caractérisée en ce que ledit courant de corrosion galvanique est inférieur à 2,5µA/cm2.
  20. Elément de structure d'aéronef réalisé à partir d'au moins un produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 19.
  21. Elément de structure selon la revendication 20, caractérisé en ce que ledit élément de structure est un élément de peau de fuselage.
  22. Procédé de fabrication d'un produit corroyé selon l'une des revendications 1 à 19, comprenant les étapes suivantes :
    (a) coulée d'une plaque ou billette,
    (b) homogénéisation entre 450 °C et 500 °C,
    (c) transformation à chaud par filage, laminage ou forgeage,
    (d) éventuellement une transformation à froid,
    (e) mise en solution entre 480 °C et 505 °C,
    (f) trempe,
    (g) écrouissage à froid conduisant à une déformation permanente comprise entre 0,5 % et 15 %.
  23. Procédé selon la revendication 22, dans lequel l'écrouissage est effectué de façon à conduire à une déformation permanente comprise entre 1 et 5 %, et préférentiellement entre 1,5 et 3,5 %.
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