FR2843755A1 - Alliage al-cu de haute tolerance aux dommages - Google Patents
Alliage al-cu de haute tolerance aux dommages Download PDFInfo
- Publication number
- FR2843755A1 FR2843755A1 FR0310053A FR0310053A FR2843755A1 FR 2843755 A1 FR2843755 A1 FR 2843755A1 FR 0310053 A FR0310053 A FR 0310053A FR 0310053 A FR0310053 A FR 0310053A FR 2843755 A1 FR2843755 A1 FR 2843755A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- weight
- alloy
- range
- aluminum
- rolled
- 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.)
- Granted
Links
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 90
- 239000000956 alloy Substances 0.000 title claims abstract description 90
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 17
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 17
- 239000012535 impurity Substances 0.000 title claims abstract description 13
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 10
- 239000010949 copper Substances 0.000 title abstract description 22
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 title abstract description 20
- 239000011651 chromium Substances 0.000 title abstract description 13
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract description 12
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract description 10
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 title abstract description 10
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract description 9
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 title abstract description 9
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract description 7
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract description 6
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 title abstract description 6
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 title abstract description 3
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract 3
- WPPDFTBPZNZZRP-UHFFFAOYSA-N aluminum copper Chemical compound [Al].[Cu] WPPDFTBPZNZZRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 title abstract 3
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 title abstract 3
- 239000010703 silicon Substances 0.000 title abstract 3
- WPBNNNQJVZRUHP-UHFFFAOYSA-L manganese(2+);methyl n-[[2-(methoxycarbonylcarbamothioylamino)phenyl]carbamothioyl]carbamate;n-[2-(sulfidocarbothioylamino)ethyl]carbamodithioate Chemical compound [Mn+2].[S-]C(=S)NCCNC([S-])=S.COC(=O)NC(=S)NC1=CC=CC=C1NC(=S)NC(=O)OC WPBNNNQJVZRUHP-UHFFFAOYSA-L 0.000 title 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 22
- 238000010791 quenching Methods 0.000 claims abstract description 19
- 230000000171 quenching effect Effects 0.000 claims abstract description 18
- 229910052748 manganese Inorganic materials 0.000 claims abstract description 14
- 229910018182 Al—Cu Inorganic materials 0.000 claims abstract description 13
- 238000005098 hot rolling Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000005266 casting Methods 0.000 claims abstract description 8
- 238000005097 cold rolling Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000032683 aging Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 4
- 229910052735 hafnium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 238000000265 homogenisation Methods 0.000 claims description 3
- 229910052706 scandium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229910052720 vanadium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 238000005496 tempering Methods 0.000 claims description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 229910052725 zinc Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000011572 manganese Substances 0.000 abstract description 34
- PWHULOQIROXLJO-UHFFFAOYSA-N Manganese Chemical compound [Mn] PWHULOQIROXLJO-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 13
- VSZWPYCFIRKVQL-UHFFFAOYSA-N selanylidenegallium;selenium Chemical compound [Se].[Se]=[Ga].[Se]=[Ga] VSZWPYCFIRKVQL-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 1
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 8
- 238000000137 annealing Methods 0.000 description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 4
- 229910000881 Cu alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000001953 recrystallisation Methods 0.000 description 2
- 229910052709 silver Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 244000304337 Cuminum cyminum Species 0.000 description 1
- 235000007129 Cuminum cyminum Nutrition 0.000 description 1
- 229910017818 Cu—Mg Inorganic materials 0.000 description 1
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical class [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 239000002270 dispersing agent Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000001747 exhibiting effect Effects 0.000 description 1
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 1
- 229910000765 intermetallic Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 239000004332 silver Substances 0.000 description 1
- 238000009864 tensile test Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
- Metal Rolling (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Manufacture Of Metal Powder And Suspensions Thereof (AREA)
Abstract
L'invention concerne un alliage Al-Cu à haute tolérance aux dommages de la série AA2000, ayant une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, comprenant essentiellement la composition suivante (en pourcentage en poids) : Cu 3,8 - 4,7, Mg 1,0 - 1,6, Zr 0,06 - 0,18, Mn > 0 - 0,50, Cr < 0,15, Fe ≤ 0,15, Si ≤ 0,15, et des dispersoïdes contenant du Mn, le reste étant essentiellement de l'aluminium et des éléments accessoires et des impuretés, dans lequel les dispersoïdes contenant du Mn sont au moins remplacés par des dispersoïdes contenant du Zr. L'invention concerne également un procédé de fabrication dudit l'alliage Al-Cu et des applications de cet alliage comme élément de structure d'un avion.
Description
Alliage AI-Cu de haute tolérance aux dommages La présente invention
concerne un alliage AI-Cu de haute tolérance aux dommages qui présente une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, tout en 10 conservant une bonne résistance mécanique, un procédé de fabrication d'un tel alliage Al-Cu de haute tolérance aux dommages, laminé et présentant une ténacité élevée et une résistance améliorée à la croissance de fissures de fatigue, et une feuille d'alliage laminée pour des applications dans l'aéronautique. La présente invention concerne 15 plus particulièrement un alliage Al-Cu-Mg de haute tolérance aux dommages, de la série "Aluminium Association" ("AA") 2xxx pour des applications dans des structures aéronautiques, présentant des propriétés améliorées, telles que la résistance à la croissance de fissures de fatigue, la résistance mécanique et la ténacité à la rupture. 20 L'invention concerne également un alliage laminé destiné à être utilisé comme revêtement de fuselage ou comme revêtement d'aile inférieure d'avion. Dans la technique, il est connu d'utiliser des alliages d'aluminium pouvant être traités par voie thermique, dans plusieurs 25 applications impliquant des contraintes relativement élevées comme
les fuselages d'avion, les éléments de véhicule et d'autres applications. Les alliages d'aluminium 2024, 2324 et 2524 sont des alliages d'aluminium pouvant être traités par voie thermique, bien connus, qui ont des propriétés utiles de résistance mécanique et de 30 ténacité dans les trempes T3, T39 et T351.
La conception d'un avion commercial requiert plusieurs propriétés pour différents types de structures d'avion. En particulier, pour le revêtement de fuselage ou le revêtement d'aile inférieure, il est nécessaire d'avoir des propriétés comme une bonne résistance à la propagation de fissures, soit sous forme de ténacité à la rupture, soit de croissance de fissures de fatigue. En même temps, la résistance mécanique de l'alliage ne doit pas être réduite. Un alliage laminé 5 utilisé comme feuille ou comme tôle, présentant une tolérance aux dommages améliorée, va renforcer la sécurité des passagers, réduire le poids de l'avion et ainsi améliorer l'économie de carburant, ce qui se traduit par un allongement de la portée du vol, des cots plus faibles et
des opérations de maintenance moins fréquentes.
On connaît dans la technique, des compositions d'alliage AA2x24 présentant une composition suivante, dont les gammes sont larges, en % en poids Cu 3,7 - 4,4 Mg: 1,2- 1,8 Mn: 0,15 - 0,9 Cr: 0,05 -0,10 Si: S 0,50 Fe: 5 0,50 Zn: s 0,25 Ti: < 0,15,
le reste étant de l'aluminium et des impuretés accessoires.
Le document US-5 593 516 décrit un alliage Al-Cu de haute tolérance aux dommages avec une chimie équilibrée comprenant essentiellement la composition suivante (en % en poids) 25 Cu: 2,5 -5,5 Mg: 0,1 -2,3 Cumax 0,91 Mg + 5,59 Cumin -0,91 Mg + 4,59 Zr: jusqu'à 0,2, ou Mn: jusqu'à 0,8, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables. Il décrit également des trempes T6 et T8 de tels alliages qui confèrent une résistance mécanique élevée à un produit laminé réalisé en un tel alliage. Le document US-5 897 720 décrit un alliage Al-Cu de haute tolérance aux dommages avec une chimie du type " 2024 ", comprenant essentiellement la composition suivante (en % en poids) Cu 3,8 - 4,9 Mg: 1,2- 1,8 Mn: 0,3 0,9,
le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, l'alliage étant recuit après laminage à chaud à une température à laquelle les composés intermétalliques ne sont substantiellement pas dissous. La 10 température de recuit est comprise entre 398 C et 455 C.
Le document US-5 938 867 décrit un alliage Al-Cu de haute tolérance aux dommages avec une chimie du type " 2024 ", comprenant essentiellement la composition suivante (en % en poids) Cu: 3,8-4,9 Mg: 1,2 - 1,8 Mn: 0,3 -0, 9, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, le lingot étant soumis à un recuit après laminage à chaud avec une température
de recuit comprise entre 385 C et 468 C.
Le document EP-0 473 122, ainsi que le document US5 213 639, décrivent un alliage à base d'aluminium comprenant essentiellement la composition suivante (en % en poids) Cu: 3,8 - 4,5, de préférence 4,0 - 4,5 Mg: 1,2 1,8, de préférence 1,2 - 1,5 25 Mn: 0,3 - 0,9, de préférence 0,4 - 0,7 Fe: s 0,12, de préférence quantité maximale de 0,1 Si: s 0,10, le reste étant de l'aluminium, des éléments accessoires et des impuretés, l'aluminium de base étant laminé à chaud, chauffé et de 30 nouveau laminé à chaud, ce qui permet d'obtenir ainsi de bonnes combinaisons de résistance mécanique, avec une ténacité à la rupture élevée et une faible vitesse de croissance de fissures de fatigue. Le document US-S 213 639 décrit plus particulièrement un traitement de recuit intermédiaire nécessaire après laminage à chaud du lingot de fonte dans un intervalle de température allant de 479 C à 524 C et à nouveau laminage à chaud de l'alliage recuit, l'alliage contenant un ou plusieurs des éléments du groupe constitué par Cr, V, Hf, Cr, Ag, et Sc, en une gamme de proportions définie. Un tel alliage est décrit 5 comme présentant une amélioration de 5 % de la ténacité à la rupture dans le sens T-L, par rapport à l'alliage 2024 classique mentionné cidessus, et une résistance à la croissance de fissures de fatigue
améliorée pour certaines valeurs AK.
Le document EP-1 170 394-A2 décrit une feuille d'aluminium 10 de résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, ayant une microstructure anisotropique définie par des grains présentant un rapport longueur sur largeur moyen supérieur à environ 4: 1, et comprenant essentiellement la composition suivante (en % en poids) Cu: 3,5 - 4,5 Mg: 0,6- 1,6 Mn: 0,3 -0,7 Zr: 0,08 -0,13, le reste étant substantiellement de l'aluminium, des éléments accessoires et des impuretés. Les exemples montrent une proportion de 20 Zr comprise dans l'intervalle allant de 0, 10 à 0,12 tandis que la proportion de Mg est maintenue au-dessus de 1,30. Un tel alliage présente une amélioration de la résistance à la compression atteinte par les feuilles respectives en comparaison avec les feuilles 2524 courantes. De plus, les combinaisons de résistance mécanique et de 25 ténacité de telles feuilles avec des variantes à teneurs élevées en Mn ont été décrites comme étant meilleures que celles de 2524-T3. A travers la forte anisotropie dans la structure des grains, la croissance
de fissures de fatigue pourrait être améliorée.
En outre, il est décrit que des échantillons à faible teneur en 30 cuivre et à teneur élevée en manganèse ont présenté des propriétés supérieures.à celles d'échantillons à teneur élevée en cuivre et à faible teneur en manganèse. Les résultats de mesures de résistance à la traction ont montré que des variantes à teneur élevée en manganèse présentaient des valeurs de résistance mécanique supérieures à celles des variantes à faible teneur en manganèse. L'effet de renforcement du manganèse a été rapporté comme étant étonnamment supérieur à celui
du cuivre.
La présente invention a pour objectif de fournir un produit 5 laminé en alliage du type de la série 2024 à haute tolérance aux
dommages, ayant une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée tout en conservant les bonnes résistances mécaniques des alliages usuels 2024, 2324 ou 2524.
L'invention a également pour objectif de fournir des feuilles d'alliage 10 d'aluminium ayant une ténacité à la rupture et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorées pour des applications dans un avion, telles que le revêtement de fuselage ou le revêtement d'aile inférieure. L'invention a encore pour objectif de fournir des feuilles 15 d'alliage d'aluminium laminées et un procédé de fabrication de ces feuilles de façon à obtenir des éléments de structure pour avion ou pour vaisseau spatial, qui ont une résistance à la croissance de fissures de fatigue accrue, et à obtenir une ténacité à la rupture améliorée tout
en conservant toujours une résistance mécanique élevée.
Plus particulièrement, il y a une demande générale afin que, pour des alliages d'aluminium laminés de la série 2000 se situant dans la gamme des alliages 2024 et 2524, utilisés pour des applications aéronautiques, la vitesse de croissance des fissures de fatigue (" VCFF ") ne dépasse pas une valeur maximale définie. Une VCFF 25 qui satisfait aux exigences d'une haute tolérance aux dommages des alliages de la série 2024 est, par exemple, une VCFF en dessous de 0,001 mm/cycles à AK = 20 MPav/m et 0,01 mm/cycles à AK = 40 MPaVm. La présente invention atteint les objectifs mentionnés ci-dessus 30 grâce à l'alliage Al-Cu laminé de la série 2xxx à haute tolérance aux dommages, au procédé de fabrication d'un tel alliage et à la feuille
d'alliage Al-Cu laminée tels que décrits ci-dessous.
Selon l'invention, l'alliage AI-Cu à haute tolérance aux dommages, ayant une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, tout en conservant une résistance mécanique élevée, comprend la composition suivante (en % en poids) Cu: 3,8 - 4,7, Mg: 1,01,6, Zr: 0,06 - 0,18, Mn: > 0 - 0,50, de préférence > 0,15 - 0,50, Cr: < 0,15, Fe: s 0,15, de préférence s 0,10, Si: s 0,15, de préférence s 0,10, et des dispersoides contenant du Mn, le reste étant essentiellement de l'aluminium et des éléments accessoires et des impuretés, dans lequel les dispersoides contenant du Mn sont au moins remplacés en partie
par des dispersodes contenant du Zr.
L'alliage selon la présente invention se trouve de préférence 15 dans un état de trempe T3, en particulier dans un état de trempe T39
ou T351.
On a trouvé de manière surprenante que de plus faibles proportions de manganèse entraînaient une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, 20 spécialement dans les zones o la ténacité et la résistance à la
croissance de fissures de fatigue sous charge de traction sont critiques.
L'alliage de la présente invention à l'état de trempe T3 a une haute tolérance aux dommages améliorée de façon significative lorsqu'on diminue la teneur en manganèse et on remplace les dispersoides 25 contenant du Mn par des dispersoides contenant du Zr. En même
temps, il est important de régler avec soin la chimie de l'alliage.
La principale amélioration de l'alliage selon l'invention consiste en une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée pour des valeurs plus faibles de AK, ce qui conduit à des 30 durées de vie significativement plus longues. L'équilibre des propriétés de haute tolérance aux dommages et des propriétés mécaniques de l'alliage de la présente invention est meilleur que l'équilibre des alliages classiques 2024 ou 2524-T3. En même temps, la ténacité est supérieure ou égale à celle de l'alliage 2524. On a trouvé que des propriétés de haute tolérance aux dommages, telles que ténacité à la rupture ou résistance mécanique, peuvent être encore
améliorées par ajout de zirconium.
La teneur en manganèse est de préférence comprise dans un 5 intervalle allant de 0,20 à 0,45 % en poids, mieux encore dans un intervalle allant de 0,25 à 0,30 % en poids. Mn contribue à ou favorise le contrôle de la granulométrie au cours des opérations. Les teneurs préférées en manganèse sont inférieures à celles utilisées classiquement dans les alliages AA2x24 usuels tout en assurant 10 toujours à une résistance mécanique suffisante et des propriétés de tolérance aux dommages améliorées. Afin d'optimiser l'amélioration des propriétés de haute tolérance aux dommages, la composition chimique de l'alliage de la présente invention satisfait de préférence à
la condition que Zr > 0,09 quand Mn < 0,45 et Cu > 4,0.
La teneur en cuivre est comprise dans un intervalle allant de 4,0 à 4,4 % en poids, de préférence dans un intervalle allant de 4,1 à 4,3 % en poids. Le cuivre est un élément important pour conférer une résistance mécanique à l'alliage laminé. On a trouvé qu'une teneur en cuivre de 4,1 ou 4,2 % en poids conduit à un bon compromis en termes 20 de résistance mécanique, de ténacité, d'aptitude à la déformation et de résistance à la corrosion, tout en assurant toujours des propriétés
suffisantes de tolérance aux dommages.
La teneur préférée en magnésium est comprise dans un intervalle allant de 1,0 à 1,4 % en poids, plus préférentiellement dans 25 un intervalle allant de 1,1 à 1,3 % en poids. Le magnésium confère
également de la résistance mécanique à l'alliage laminé.
La teneur en zirconium est de préférence comprise dans un intervalle allant de 0,09 à 0,15 % en poids, ce qui permet un remplacement partiel des dispersoides contenant du Mn. Le reste de 30 manganèse et de zirconium a une influence sur le comportement de recristallisation. Grâce à l'addition de zirconium, on peut obtenir des grains plus allongés, ce qui entraîne aussi une résistance à la croissance des fissures de fatigue améliorée. Le zirconium peut être aussi remplacé tout au moins en partie par du chrome, avec [Zr] + [Cr]
< 0,20.
Une teneur préférée en chrome est comprise dans un intervalle
allant de 0,09 à 0,15 % en poids.
Des quantités totales préférées de chrome et de zirconium se situent dans un intervalle allant de 0,05 à 0,15 % en poids, de préférence dans un intervalle allant de 0,10 à 0,13 % en poids. Le reste de zirconium et de chrome, ainsi que le remplacement partiel des dispersodes contenant du Mn et les dispersodes contenant du Zr 10 permettent un comportement amélioré à la recristallisation et des
grains plus allongés.
Une composition d'alliage préférée selon la présente invention comprend la composition suivante (en % en poids) Cu 4,0 - 4,2, Mn 0,20 - 0,50,
Mg 1,0- 1,3.
Un autre alliage préféré selon la présente invention comprend la composition suivante (en % en poids) Cu 4,0 - 4,2, Mg environ 1,2, Zr 0, 10 - 0,15, Mn 0,20 - 0,50,
Fe < 0,10, Si < 0,10.
Un alliage selon la présente invention encore plus préféré comprend la composition suivante (en % en poids) Cu 4,1 ou 4,2, Mg environ 1,2, Zr environ 0,14, 30 Mn 0,20 - 0,50,
Fe < 0, 10, Si < 0,10.
Le reste de l'alliage laminé selon l'invention est l'aluminium, et des impuretés inévitables et des éléments accessoires qui sont typiquement présents chacun en une quantité maximale de 0,05 %, et en une quantité totale maximale de 0,20 %. De préférence, l'alliage est substantiellement exempt d'argent. On obtient les meilleurs résultats quand l'alliage laminé présente une microstructure recristallisée, ce 5 qui signifie que 75 % ou plus, et de préférence plus de 80 % des grains qui sont dans un état de trempe T3, par exemple T39 ou T351, sont recristallisés. Selon un autre aspect de la microstructure, les grains présentent un rapport longueur sur largeur moyen inférieur à environ 4:1, et typiquement inférieur à environ 3:1, mieux encore inférieur à 10 environ 2:1. On peut faire des observations de ces grains, par exemple au moyen d'un microscope optique avec un grossissement de 50 à 100, sur des échantillons correctement polis et ayant subi une attaque chimique, l'observation se faisant à travers l'épaisseur dans la
direction longitudinale.
L'alliage de la présente invention peut comprendre en outre un ou plusieurs des éléments Zn, Hf, V, Sc, Ti ou Li, la quantité totale étant inférieure à 1,00 % en poids. Ces éléments supplémentaires peuvent être ajoutés pour améliorer encore l'équilibre chimique et
améliorer la formation des dispersoides.
L'alliage tel que décrit ci-dessus peut être obtenu de préférence par un procédé comprenant les étapes de coulée, laminage à chaud, éventuellement laminage à froid, traitement thermique de mise en solution, trempe du produit ayant subi un traitement thermique de mise en solution, étirage du produit trempé, vieillissement naturel du 25 produit pour atteindre un état de trempe T3, en particulier un état de
trempe T39 ou T351.
Un autre aspect de la présente invention est un procédé de fabrication d'un alliage Al-Cu à haute tolérance aux dommages, laminé, ayant une composition telle que décrite ci-dessus, et ayant une 30 ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée selon l'invention. Il comprend les étapes de a) coulée d'un lingot de composition telle que décrite cidessus, b) homogénéisation et/ou préchauffage du lingot après la coulée, c) laminage à chaud du lingot et éventuellement laminage à froid en produit laminé, d) traitement thermique de mise en solution, e) trempe du produit ayant subi un traitement thermique, f) étirage du produit trempé, et g) vieillissement naturel du produit laminé, ayant subi un
traitement thermique et trempé.
Après le laminage à chaud du lingot, il est possible de recuire et/ou de chauffer à nouveau le lingot laminé à chaud et ensuite de laminer à chaud le lingot laminé. On suppose qu'un tel re-chauffage ou recuit améliore la résistance à la croissance des fissures de fatigue par formation de grains allongés qui - quand ils sont recristallisés 15 maintiennent une ténacité élevée et une bonne résistance mécanique. Il est en outre possible de mener un traitement thermique superficiel entre le laminage à chaud et le laminage à froid aux mêmes températures et avec les mêmes durées que pendant l'homogénéisation, par exemple de 1 à 5 heures à 460 C et environ 24 heures à 490 C. Le 20 lingot laminé à chaud est de préférence soumis à un recuit intermédiaire avant et/ou pendant le laminage à froid afin d'accroître encore l'ordre des grains. Un tel recuit intermédiaire est de préférence réalisé avec une épaisseur d'environ 4,0 mm pendant une heure à 350 C. En outre, il est conseillé d'étirer le produit laminé et ayant 25 subi un traitement thermique, dans un intervalle allant de 1 à 5%, de préférence de 1 à 3 %, et ensuite de faire vieillir naturellement le produit étiré pendant plus de 5 jours, de préférence entre 10 et 20 jours, mieux encore entre 10 et 15 jours, pour atteindre un état de
trempe T3, en particulier un état de trempe T351.
La présente invention concerne en outre une feuille d'alliage Al-Cu laminé à haute tolérance aux dommages, qui présente une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée avec une composition d'alliage telle que décrite ci-dessus, qui est de préférence fabriqué selon le procédé décrit ci-dessus. Une 11. telle feuille d'alliage laminée a de préférence une épaisseur finale d'environ 2,0 mm à 12 mm pour des applications telles que le revêtement de fuselage, et une épaisseur finale d'environ 25 mm à 50 mm pour des applications telles que le revêtement d'aile inférieure 5 d'un avion. La présente invention fournit ainsi une feuille de fuselage d'avion ou une feuille d'un élément d'aile inférieure d'avion de propriétés de haute tolérance aux dommages améliorées. En particulier, quand on l'utilise comme fuselages d'avion, la feuille peut être revêtue ou non revêtue, l'épaisseur préférée de la couche de 10 revêtement représentant environ 1 à environ 5 % de l'épaisseur de la feuille. D'autres caractéristiques et avantages de l'alliage selon
l'invention, ainsi que ceux déjà cités, apparaîtront à la lecture de la description détaillée de modes de réalisation préférés. Certaines des 15 propriétés de haute tolérance aux dommages améliorées sont montrées
dans les dessins annexés, dans lesquels: la Fig. 1 montre les propriétés de croissance des fissures de fatigue par rapport à un alliage de référence 2524; la Fig. 2 montre la déchirure de Kahn en fonction des 20 propriétés de limite d'élasticité, comparées à l'alliage 2024-T351 disponible dans le commerce et à l'alliage 2024-T351 de qualité pure et la Fig. 3 montre la déchirure de Kahn en fonction des
propriétés de limite d'élasticité, comme cela est montré dans la Fig. 2 25 mais dans le sens moyen L-T et T-L.
EXEMPLES
Sept différents alliages d'aluminium ont été coulés à l'échelle industrielle en lingots ayant la composition chimique suivante telle
qu'exposée dans le tableau 1.
2843755 12
Tableau 1: Composition chimique des alliages d'aluminium coulés en
semi-continu, en % en poids, Si %, le fer à raison d'environ 0,06 inévitables impuretés.
étant présent à raison d'environ 0,05 %, le reste étant l'aluminium et des Alliage Cu Mn Mg Zr Cr
AA2024 4,4 0,59 1,5 0 0
AA2524 4,3 0,51 1,4 0 0
1 4,4 0,40 1,3 0,06 0
2 4,3 0,41 1,3 0,09 0
3 4,2 0,43 1,2 0,14 0
4 4,1 0,31 1,2 0,14 0
4,1 0,21 1,2 0,14 0
6 4,4 0,21 1,4 0,10 0
7 4,4 0,21 1,3 0 0,08
Les alliages ont été traités dans une feuille d'épaisseur finale de 2,00 mm dans la trempe T351. Les lingots coulés ont été 10 homogénéisés à environ 490 C, puis laminés à chaud à 410 C. Les tôles ont ensuite été laminées à froid, soumises à un traitement thermique en surface et étirées d'environ 1%. Tous les alliages ont été
testés après au moins 10 jours de vieillissement naturel.
Ensuite, les propriétés de résistance à la rupture et l'énergie de 15 propagation des fissures ainsi que la déchirure de Kahn ont été mesurés dans les sens L et T-L. Les essais ont été réalisés selon la norme ASTMB871 (1996) pour les tests de déchirure de Kahn, et
selon la norme EN-10.002 pour les tests de traction.
Tableau 2: Propriétés de traction et de ténacité des alliages 1 à 7 du tableau 1 dans les sens L et T-L.
L T-L
Alliage Limite Résistance Energie de Résistance d'élasticité à la rupture propagation des à la (MPa) (MPa) fissures traction/Rp (kJ/m2)
AA2024 344 465 162 1,74
AA2524 338 447 331 1,99
1 324 441 355 1,92
2 335 446 294 1,95
3 338 449 322 2,02
4 337 449 335 1,98
320 419 335 1,98
6 332 442 266 1,91
7 337 449 289 1,92
Comme indiqué dans le tableau 2 et comme montré sur les Fig. 2 et 3, la déchirure de Kahn en fonction des propriétés de limite d'élasticité des alliages selon l'invention sont meilleurs que ceux de l'alliage 2024-T351 usuel disponible dans le commerce ou sous forme pure. En outre, la teneur minimale préférée en manganèse se situe dans 10 un intervalle allant de 0, 21 à 0,31, la résistance mécanique étant
encore bonne pour une teneur de 0,21.
Pour identifier la vitesse de croissance des fissures de fatigue (" VCFF "), on a testé des panneaux M(T) de 80 mm de large de tous les alliages, selon la norme ASTM E647, à une vitesse R=0,1 sous une 15 charge constante et à une fréquence de 8 Hz. La durée de vie, indiquée dans le tableau 3, est définie comme le temps (en nombre de cycles) que la fissure met pour passer d'une longueur de 5 mm à une longueur de 20 mm. La contrainte maximale était de 54 MPa. La fissure initiale mesurait 4,1 mm. On n'a pas utilisé de dispositif anti-déformation. Les
résultats figurent dans le tableau 3 et sur la Fig. 1.
D'après les résultats du tableau 3 et de la Fig. 1, on peut observer que la teneur préférée en Mn se situe dans l'intervalle allant 5 de 0,25 à 0, 45 % en poids, et la teneur préférée en Zr est comprise dans l'intervalle allant de 0,09 à 0,15 % en poids. Le cuivre est plus préférentiellement présent en une teneur inférieure à 4,3 et le magnésium est de préférence présent en une quantité inférieure à 1,3
% en poids.
D'après les résultats du tableau 3 et de la Fig. 1 (Zone A), on peut voir que les alliages 3 et 5 présentent une durée de vie améliorée de manière significative par rapport à l'alliage AA2024 usuel, de préférence pour des valeurs de AK se situant dans l'intervalle allant de 5 à 15 MPaVm. Par conséquent, la résistance de croissance de fissures 15 de fatigue pour des plus faibles valeurs de AK conduit à une durée de vie significativement plus longue de l'alliage et améliore ainsi son
utilité dans des applications aéronautiques.
Tableau 3: Vitesse de croissance des fissures de fatigue pour des 20 valeurs de AK en MPaVm, comparée à un alliage AA2024 disponible
dans le commerce (=ligne de base).
Alliage Cycles entre a=5 et Amélioration de la mm durée de vie par rapport à AA2024 AA2024 163 830 ligne de base
AA2524 216 598 32%
1 338 468 107%
3 526 866 222 %
416 750 154 %
6 272 034 66 %
7 284 609 74 %
Claims (22)
1. Alliage Al-Cu de la série 2xxx, de haute tolérance aux 5 dommages, laminé, ayant une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, comprenant essentiellement la composition suivante (en % en poids) Cu 3,8 - 4,7, Mg: 1,0 - 1,6, Zr: 0,06 - 0,18, Mn: > 0 - 0,50, de préférence > 0,15 - 0,50, Cr: <0,15, Fe: s 0,15, de préférence 5 0,10, Si: < 0,15, de préférence s 0,10, et des dispersoides contenant du Mn, le reste étant essentiellement de
l'aluminium et des éléments accessoires et des impuretés, dans lequel les dispersoides contenant du Mn sont au moins remplacés en partie par des dispersoides contenant du Zr, et dans lequel l'alliage est dans un état de trempe T3, en particulier dans un état de trempe T39 ou 20 T351.
2. Alliage selon la revendication 1, ledit alliage étant recristallisé à au moins 75 %, et de préférence à plus de 80 %
3. Alliage selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la teneur en Mn est comprise dans un intervalle allant de 0,20 à 0,45 % en 25 poids, et de préférence dans l'intervalle allant de 0,25 à 0,30 % en poids.
4. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
dans lequel la teneur en Cu est comprise dans un intervalle allant de 4,0 à 4,4 % en poids, de préférence dans un intervalle allant de 4,1 à 30 4,3 % en poids.
5. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
dans lequel la teneur en Mg est comprise dans un intervalle allant de 1,0 à 1,4 % en poids, de préférence dans un intervalle allant de 1,1 à
1,3 % en poids.
6. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 5,
dans lequel la teneur en Zr est comprise dans un intervalle allant de 0, 09 à 0,15 % en poids.
7. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
dans lequel la teneur en Cr est comprise dans un intervalle allant de 0, 09 à 0,15 % en poids
8. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, 10 dans lequel la somme, en pourcentage en poids, Zr+Cr est inférieure
ou égale à 0,20, et de préférence se situe dans l'intervalle allant de
0,10 à 0,13.
9. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 8,
l'alliage étant substantiellement exempt d'Ag.
10. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 9,
ledit alliage comprenant en outre un ou plusieurs des éléments Zn, Hf,
V, Sc, Ti ou Li, la quantité totale étant inférieure à 1,00 % en poids.
11. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 10,
présentant une microstructure dans laquelle les grains présentent un 20 rapport longueur sur largeur moyen inférieur à environ 4:1, et
typiquement inférieur à environ 3:1.
12. Alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 11,
l'alliage ayant été fabriqué par un procédé comprenant les étapes de coulée, laminage à chaud, éventuellement laminage à froid, traitement 25 thermique de mise en solution, trempe du produit ayant subi un traitement thermique de mise en solution, étirage du produit trempé, vieillissement naturel du produit laminé et traité thermiquement de façon à obtenir un état de trempe T3, en particulier un état de trempe
T39 ou T351.
13. Procédé de fabrication d'un alliage Al-Cu de série AA2xxx,
de haute tolérance aux dommages, laminé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, et présentant une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, comprenant
les étapes de: a) coulée d'un lingot de composition telle que définie dans
l'une quelconque des revendications 1 ou 3 à 10,
b) homogénéisation et/ou préchauffage du lingot après la coulée, c) laminage à chaud du lingot et éventuellement laminage à froid en produit laminé, d) traitement thermique de mise en solution, e) trempe du produit ayant subi un traitement thermique, f) étirage du produit trempé, et g) vieillissement naturel du produit laminé, ayant subi un
traitement thermique et trempé, pour obtenir un état de trempe T3, en particulier un état de trempe T39 ou T351, et dans lequel l'alliage comprend des dispersoides contenant du Mn, dans lequel les dispersoides contenant du Mn sont au moins remplacés en partie par 15 des dispersoides contenant du Zr.
14. Procédé selon la revendication 13, dans lequel, après le laminage à chaud du lingot, le lingot laminé à chaud est recuit et/ou
chauffé à nouveau puis le lingot laminé est laminé à chaud.
15. Procédé selon la revendication 13 ou 14, dans lequel ledit 20 lingot laminé à chaud est recuit avant et/ou pendant le laminage à froid.
16. Procédé selon l'une quelconque des revendications 13 à 15,
dans lequel ledit produit laminé et ayant subi un traitement thermique est étiré d'environ 1 à 5 % et vieilli naturellement pendant plus de 5 25 jours.
17. Feuille d'alliage Al-Cu laminée, de haute tolérance aux
dommages, ayant une ténacité élevée et une résistance à la croissance de fissures de fatigue améliorée, présentant une composition d'alliage telle que définie dans l'une quelconque des revendications 1 à 12, 30 et/ou fabriquée par le procédé selon l'une quelconque des
revendications 13 à 16.
18. Feuille laminée selon la revendication 17, ladite feuille présentant une épaisseur finale comprise dans l'intervalle allant de 2,0
à 12mm.
19. Feuille laminée selon la revendication 17, ladite feuille présentant une épaisseur finale comprise dans l'intervalle allant de 25
à 50 mm.
20. Feuille d'alliage Al-Cu laminée selon l'une quelconque des 5 revendications 17 à 19, ladite feuille étant un élément de structure
d'un avion ou d'un vaisseau spatial.
21. Feuille laminée selon la revendication 20, la feuille étant
un revêtement de fuselage d'un avion.
22. Feuille laminée selon la revendication 20, la feuille étant 10 un élément d'aile inférieure d'un avion.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP02078443 | 2002-08-20 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2843755A1 true FR2843755A1 (fr) | 2004-02-27 |
| FR2843755B1 FR2843755B1 (fr) | 2007-01-19 |
Family
ID=31197925
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0310053A Expired - Fee Related FR2843755B1 (fr) | 2002-08-20 | 2003-08-20 | Alliage al-cu de haute tolerance aux dommages |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US7323068B2 (fr) |
| CN (1) | CN100340687C (fr) |
| AU (1) | AU2003264120A1 (fr) |
| BR (1) | BR0313640B1 (fr) |
| CA (1) | CA2493403C (fr) |
| DE (1) | DE10393144T5 (fr) |
| FR (1) | FR2843755B1 (fr) |
| GB (1) | GB2406576B (fr) |
| WO (1) | WO2004018723A1 (fr) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010085678A1 (fr) * | 2009-01-22 | 2010-07-29 | Alcoa Inc. | Alliages améliorés d'aluminium-cuivre contenant du vanadium |
| WO2015044538A1 (fr) | 2013-09-30 | 2015-04-02 | Constellium France | Tôle d'intrados à propriétés de tolérance aux dommages améliorées |
| CN112969806A (zh) * | 2018-10-31 | 2021-06-15 | 爱励轧制产品德国有限责任公司 | 制造具有改善的耐疲劳失效性的2xxx系列铝合金板材产品的方法 |
| EP3904073A1 (fr) * | 2020-04-29 | 2021-11-03 | Aleris Rolled Products Germany GmbH | Produit aérospatial plaqué de la série 2xxx |
| CN117551950A (zh) * | 2024-01-11 | 2024-02-13 | 中北大学 | 一种具有优异长期热稳定性的Al-Cu-Mg-Ag合金及其热处理工艺 |
Families Citing this family (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004005562A2 (fr) * | 2002-07-09 | 2004-01-15 | Pechiney Rhenalu | Alliages a base d'aluminium, de cuivre et de magnesium (alcumg), hautement insensibles aux defaillances et utilisables comme elements de structure d'un aeronef |
| US7604704B2 (en) * | 2002-08-20 | 2009-10-20 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Balanced Al-Cu-Mg-Si alloy product |
| US7494552B2 (en) * | 2002-08-20 | 2009-02-24 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Al-Cu alloy with high toughness |
| US7323068B2 (en) | 2002-08-20 | 2008-01-29 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | High damage tolerant Al-Cu alloy |
| US7547366B2 (en) * | 2004-07-15 | 2009-06-16 | Alcoa Inc. | 2000 Series alloys with enhanced damage tolerance performance for aerospace applications |
| CA2627070C (fr) * | 2005-10-25 | 2014-07-29 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Alliage al-cu-mg adapte a une application aerospatiale |
| US20070151637A1 (en) * | 2005-10-28 | 2007-07-05 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Al-Cu-Mg ALLOY SUITABLE FOR AEROSPACE APPLICATION |
| JP2011526967A (ja) * | 2008-07-09 | 2011-10-20 | グィジョウ アウミニウム ファクトリー | 高強度鋳造用アルミニウム合金 |
| US9347558B2 (en) | 2010-08-25 | 2016-05-24 | Spirit Aerosystems, Inc. | Wrought and cast aluminum alloy with improved resistance to mechanical property degradation |
| CN101967615B (zh) * | 2010-10-27 | 2012-06-27 | 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 | 一种提高2000系铝合金板材损伤容限性能的方法 |
| JP2013176782A (ja) * | 2012-02-28 | 2013-09-09 | Nissan Motor Co Ltd | 金属材料の接合方法 |
| US10266933B2 (en) | 2012-08-27 | 2019-04-23 | Spirit Aerosystems, Inc. | Aluminum-copper alloys with improved strength |
| CN104711468B (zh) * | 2013-12-16 | 2017-05-17 | 北京有色金属研究总院 | 一种高强高耐热性铝合金材料及其制备方法 |
| CN104233011B (zh) * | 2014-10-11 | 2017-02-15 | 山东裕航特种合金装备有限公司 | 一种铸造铝合金 |
| CN104451296A (zh) * | 2014-12-15 | 2015-03-25 | 西南铝业（集团）有限责任公司 | 一种2系铝合金的制备方法 |
| GB201508278D0 (en) * | 2015-05-14 | 2015-06-24 | Hybond As | Filler material |
| CN105002408A (zh) * | 2015-07-12 | 2015-10-28 | 河北钢研德凯科技有限公司 | 一种优质高强铸造铝合金材料及制备方法 |
| CN105239029B (zh) * | 2015-10-23 | 2017-12-08 | 中铝材料应用研究院有限公司 | 控制Al‑Cu‑Mg‑Mn合金中含Mn相均匀弥散析出的热处理方法 |
| CN105463349B (zh) * | 2015-11-24 | 2018-05-04 | 中铝材料应用研究院有限公司 | 改善2×××-t3板疲劳裂纹扩展速率的热处理方法 |
| CN105441838B (zh) * | 2015-11-24 | 2017-08-11 | 苏州有色金属研究院有限公司 | 改善2×××‑t3板疲劳裂纹扩展速率的热处理方法 |
| CN105441839B (zh) * | 2016-01-12 | 2017-08-08 | 苏州有色金属研究院有限公司 | 提高2×××系铝合金板材抗疲劳损伤性能的加工工艺 |
| CN106435309B (zh) * | 2016-08-24 | 2018-07-31 | 天长市正牧铝业科技有限公司 | 一种抗冲击防变形铝合金球棒及其制备方法 |
| CN106756343A (zh) * | 2017-02-27 | 2017-05-31 | 东莞市铝美铝型材有限公司 | 一种钻杆用高强耐热铝合金及其制备方法 |
| CN107236917B (zh) * | 2017-07-04 | 2019-02-19 | 江苏理工学院 | 一种铝合金形变热处理方法 |
| US20190233921A1 (en) * | 2018-02-01 | 2019-08-01 | Kaiser Aluminum Fabricated Products, Llc | Low Cost, Low Density, Substantially Ag-Free and Zn-Free Aluminum-Lithium Plate Alloy for Aerospace Application |
| DE102019202676B4 (de) * | 2019-02-28 | 2020-10-01 | Audi Ag | Gussbauteile mit hoher Festigkeit und Duktilität und geringer Heißrissneigung |
| BR112021017270A2 (pt) * | 2019-05-28 | 2021-11-09 | Aleris Rolled Prod Germany Gmbh | Produto aeroespacial de revestimento da série 2xxx |
| CN111690887A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-09-22 | 山东南山铝业股份有限公司 | 一种制备2系铝合金退火细晶薄板的制备方法 |
| CN112281092B (zh) * | 2020-11-09 | 2021-12-17 | 山东大学 | 一种Al-Cu-Li合金预时效重固溶再时效的热处理方法 |
| US20220170138A1 (en) * | 2020-12-02 | 2022-06-02 | GM Global Technology Operations LLC | Aluminum alloy for casting and additive manufacturing of engine components for high temperature applications |
| CN112646998B (zh) * | 2020-12-16 | 2022-05-27 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种飞行器壁板用铝合金及板材制备方法 |
| CN114480934B (zh) * | 2022-01-25 | 2023-03-31 | 郑州轻研合金科技有限公司 | 一种高强高韧铝合金精薄板及其制备方法和应用 |
| CN115466889B (zh) * | 2022-09-02 | 2023-05-23 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种高强韧、高抗疲劳铝合金及其制备方法 |
| CN115747593A (zh) * | 2022-12-01 | 2023-03-07 | 西安交通大学 | 一种耐高温Al-Cu-Mg系铝合金及其制备方法 |
| CN115874124B (zh) * | 2022-12-07 | 2024-08-02 | 东北轻合金有限责任公司 | 一种提高2024板材耐损伤容限性能的形变热处理方法 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0473122A1 (fr) * | 1990-08-27 | 1992-03-04 | Aluminum Company Of America | Tôle en alliage d'aluminium à bonne résistance aux dommages pour tôle de fuselage d'avion |
| US5213639A (en) * | 1990-08-27 | 1993-05-25 | Aluminum Company Of America | Damage tolerant aluminum alloy products useful for aircraft applications such as skin |
| US5593516A (en) * | 1992-08-28 | 1997-01-14 | Reynolds Metals Company | High strength, high toughness aluminum-copper-magnesium-type aluminum alloy |
| US5863359A (en) * | 1995-06-09 | 1999-01-26 | Aluminum Company Of America | Aluminum alloy products suited for commercial jet aircraft wing members |
| FR2789405A1 (fr) * | 1999-02-04 | 2000-08-11 | Pechiney Rhenalu | PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION |
| EP1045043A1 (fr) * | 1999-04-12 | 2000-10-18 | Pechiney Rhenalu | Procédé de fabrication de pièces de forme en alliage d' aluminium type 2024 |
| US6325869B1 (en) * | 1999-01-15 | 2001-12-04 | Alcoa Inc. | Aluminum alloy extrusions having a substantially unrecrystallized structure |
| EP1170394A2 (fr) * | 2000-06-12 | 2002-01-09 | Alcoa Inc. | Tôles d'aluminium présentant une résistance en fatigue améliorée et leur méthode de production |
Family Cites Families (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US18723A (en) * | 1857-11-24 | John hecker and william hotine | ||
| US67636A (en) * | 1867-08-13 | Charles crolet | ||
| US489408A (en) * | 1893-01-03 | Sprinkler | ||
| US17976A (en) * | 1857-08-11 | Improvement in the manufacture of sulphuric acid | ||
| US251260A (en) * | 1881-12-20 | David c | ||
| US37702A (en) * | 1863-02-17 | Improvement in fliers of spinning-machines | ||
| US473122A (en) * | 1892-04-19 | leonard | ||
| US731185A (en) * | 1902-10-09 | 1903-06-16 | Harry Weaver Horst | Window-operating device. |
| US723033A (en) * | 1902-12-13 | 1903-03-17 | Robert H Betts | Hog-nose cutter. |
| US1045043A (en) * | 1909-08-07 | 1912-11-19 | William A Lacke | Block-signal system. |
| US989195A (en) * | 1910-06-04 | 1911-04-11 | George Henery Sagar | Suction-box. |
| US1114877A (en) * | 1911-03-31 | 1914-10-27 | Nelson G Goreau | Controller for water-heaters, &c. |
| US1026270A (en) * | 1911-09-05 | 1912-05-14 | Wilber W Leonard | Pipe-wrench. |
| US1170394A (en) * | 1914-03-24 | 1916-02-01 | Byron C Beamish | Power-plowing machine. |
| US2352453A (en) * | 1942-04-29 | 1944-06-27 | Frank J Mccarron | Well tool extracting device |
| US2789405A (en) * | 1953-02-13 | 1957-04-23 | Fort Orange Paper Company | Method of packaging |
| US3826688A (en) | 1971-01-08 | 1974-07-30 | Reynolds Metals Co | Aluminum alloy system |
| US4294625A (en) | 1978-12-29 | 1981-10-13 | The Boeing Company | Aluminum alloy products and methods |
| US4336075A (en) | 1979-12-28 | 1982-06-22 | The Boeing Company | Aluminum alloy products and method of making same |
| JPS6067636A (ja) | 1983-09-20 | 1985-04-18 | Sumitomo Light Metal Ind Ltd | Ｖｔｒシリンダ−用アルミニウム合金 |
| JPS60251260A (ja) | 1984-05-26 | 1985-12-11 | Kobe Steel Ltd | 超塑性アルミニウム合金の製造方法 |
| CA2056750A1 (fr) | 1990-12-03 | 1992-06-04 | Delbert M. Naser | Materiau en feuille pour aeronef |
| US6262022B1 (en) | 1992-06-25 | 2001-07-17 | Novartis Ag | Pharmaceutical compositions containing cyclosporin as the active agent |
| JPH07252574A (ja) | 1994-03-17 | 1995-10-03 | Kobe Steel Ltd | 靭性に優れたＡｌ−Ｃｕ−Ｍｇ系合金及びその製造方法 |
| US5597529A (en) | 1994-05-25 | 1997-01-28 | Ashurst Technology Corporation (Ireland Limited) | Aluminum-scandium alloys |
| EP1378581A1 (fr) | 1995-01-19 | 2004-01-07 | Corus Aluminium Walzprodukte GmbH | Procédé de fabrication d'une tôle forte en alliage d'aluminium |
| FR2731440B1 (fr) | 1995-03-10 | 1997-04-18 | Pechiney Rhenalu | Toles en alliage al-cu-mg a faible niveau de contraintes residuelles |
| US5897720A (en) | 1995-03-21 | 1999-04-27 | Kaiser Aluminum & Chemical Corporation | Aluminum-copper-magnesium-manganese alloy useful for aircraft applications |
| EP0817870A4 (fr) | 1995-03-21 | 1998-08-05 | Kaiser Aluminium Chem Corp | Procede de fabrication de toles d'aluminium pour l'aeronautique |
| US5879475A (en) | 1995-03-22 | 1999-03-09 | Aluminum Company Of America | Vanadium-free, lithium-free aluminum alloy suitable for forged aerospace products |
| JP3053352B2 (ja) | 1995-04-14 | 2000-06-19 | 株式会社神戸製鋼所 | 破壊靭性、疲労特性および成形性の優れた熱処理型Ａｌ合金 |
| US6077363A (en) | 1996-06-17 | 2000-06-20 | Pechiney Rhenalu | Al-Cu-Mg sheet metals with low levels of residual stress |
| JPH1017976A (ja) | 1996-06-27 | 1998-01-20 | Pechiney Rhenalu | 残留応力レベルの低いＡｌ−Ｃｕ−Ｍｇ合金鋼板 |
| DE59803924D1 (de) | 1998-09-25 | 2002-05-29 | Alcan Tech & Man Ag | Warmfeste Aluminiumlegierung vom Typ AlCuMg |
| US6277219B1 (en) | 1998-12-22 | 2001-08-21 | Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh | Damage tolerant aluminum alloy product and method of its manufacture |
| US20020031681A1 (en) | 1998-12-22 | 2002-03-14 | Heinz Alfred Ludwig | Damage tolerant aluminum alloy product and method of its manufacture |
| EP1144704B1 (fr) | 1998-12-22 | 2004-03-03 | Corus Aluminium Walzprodukte GmbH | Produit d'alliage d'aluminium tolerant les dommages et son procede de fabrication |
| FR2789406B1 (fr) | 1999-02-04 | 2001-03-23 | Pechiney Rhenalu | PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION |
| FR2802946B1 (fr) | 1999-12-28 | 2002-02-15 | Pechiney Rhenalu | Element de structure d'avion en alliage al-cu-mg |
| US20030226935A1 (en) * | 2001-11-02 | 2003-12-11 | Garratt Matthew D. | Structural members having improved resistance to fatigue crack growth |
| WO2004005562A2 (fr) * | 2002-07-09 | 2004-01-15 | Pechiney Rhenalu | Alliages a base d'aluminium, de cuivre et de magnesium (alcumg), hautement insensibles aux defaillances et utilisables comme elements de structure d'un aeronef |
| US7494552B2 (en) | 2002-08-20 | 2009-02-24 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Al-Cu alloy with high toughness |
| US7604704B2 (en) | 2002-08-20 | 2009-10-20 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Balanced Al-Cu-Mg-Si alloy product |
| US7323068B2 (en) | 2002-08-20 | 2008-01-29 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | High damage tolerant Al-Cu alloy |
| US7252574B2 (en) * | 2005-01-14 | 2007-08-07 | Chin Tang Chen | Integral thermo-press molding complex brassiere cup structure |
-
2003
- 2003-08-18 US US10/642,507 patent/US7323068B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-08-19 GB GB0502069A patent/GB2406576B/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-08-19 BR BRPI0313640-0A patent/BR0313640B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2003-08-19 CN CNB038195860A patent/CN100340687C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2003-08-19 CA CA2493403A patent/CA2493403C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2003-08-19 DE DE10393144T patent/DE10393144T5/de not_active Withdrawn
- 2003-08-19 AU AU2003264120A patent/AU2003264120A1/en not_active Abandoned
- 2003-08-19 WO PCT/EP2003/009539 patent/WO2004018723A1/fr not_active Application Discontinuation
- 2003-08-20 FR FR0310053A patent/FR2843755B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-11-30 US US11/948,614 patent/US7815758B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0473122A1 (fr) * | 1990-08-27 | 1992-03-04 | Aluminum Company Of America | Tôle en alliage d'aluminium à bonne résistance aux dommages pour tôle de fuselage d'avion |
| US5213639A (en) * | 1990-08-27 | 1993-05-25 | Aluminum Company Of America | Damage tolerant aluminum alloy products useful for aircraft applications such as skin |
| US5593516A (en) * | 1992-08-28 | 1997-01-14 | Reynolds Metals Company | High strength, high toughness aluminum-copper-magnesium-type aluminum alloy |
| US5863359A (en) * | 1995-06-09 | 1999-01-26 | Aluminum Company Of America | Aluminum alloy products suited for commercial jet aircraft wing members |
| US6325869B1 (en) * | 1999-01-15 | 2001-12-04 | Alcoa Inc. | Aluminum alloy extrusions having a substantially unrecrystallized structure |
| FR2789405A1 (fr) * | 1999-02-04 | 2000-08-11 | Pechiney Rhenalu | PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION |
| EP1045043A1 (fr) * | 1999-04-12 | 2000-10-18 | Pechiney Rhenalu | Procédé de fabrication de pièces de forme en alliage d' aluminium type 2024 |
| EP1170394A2 (fr) * | 2000-06-12 | 2002-01-09 | Alcoa Inc. | Tôles d'aluminium présentant une résistance en fatigue améliorée et leur méthode de production |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2977483A1 (fr) * | 2009-01-22 | 2016-01-27 | Alcoa Inc. | Alliage améliorés d´aluminium-cuivre contenant du vanadium |
| WO2010085678A1 (fr) * | 2009-01-22 | 2010-07-29 | Alcoa Inc. | Alliages améliorés d'aluminium-cuivre contenant du vanadium |
| WO2015044538A1 (fr) | 2013-09-30 | 2015-04-02 | Constellium France | Tôle d'intrados à propriétés de tolérance aux dommages améliorées |
| FR3011252A1 (fr) * | 2013-09-30 | 2015-04-03 | Constellium France | Tole d'intrados a proprietes de tolerance aux dommages ameliorees |
| US10400312B2 (en) | 2013-09-30 | 2019-09-03 | Constellium Issoire | Lower wing skin metal with improved damage tolerance properties |
| CN112969806B (zh) * | 2018-10-31 | 2022-07-05 | 爱励轧制产品德国有限责任公司 | 制造具有改善的耐疲劳失效性的2xxx系列铝合金板材产品的方法 |
| CN112969806A (zh) * | 2018-10-31 | 2021-06-15 | 爱励轧制产品德国有限责任公司 | 制造具有改善的耐疲劳失效性的2xxx系列铝合金板材产品的方法 |
| US12065721B2 (en) | 2018-10-31 | 2024-08-20 | Novelis Koblenz Gmbh | Method of manufacturing a 2xxx-series aluminium alloy plate product having improved fatigue failure resistance |
| EP3904073A1 (fr) * | 2020-04-29 | 2021-11-03 | Aleris Rolled Products Germany GmbH | Produit aérospatial plaqué de la série 2xxx |
| US11958266B2 (en) | 2020-04-29 | 2024-04-16 | Novelis Koblenz Gmbh | Clad 2XXX-series aerospace product |
| WO2021220188A1 (fr) * | 2020-04-29 | 2021-11-04 | Aleris Rolled Products Germany Gmbh | Produit aérospatial de série 2xxx plaqué |
| CN117551950A (zh) * | 2024-01-11 | 2024-02-13 | 中北大学 | 一种具有优异长期热稳定性的Al-Cu-Mg-Ag合金及其热处理工艺 |
| CN117551950B (zh) * | 2024-01-11 | 2024-04-09 | 中北大学 | 一种具有优异长期热稳定性的Al-Cu-Mg-Ag合金及其热处理工艺 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN100340687C (zh) | 2007-10-03 |
| US7323068B2 (en) | 2008-01-29 |
| DE10393144T5 (de) | 2005-08-18 |
| CA2493403A1 (fr) | 2004-03-04 |
| CN1675390A (zh) | 2005-09-28 |
| CA2493403C (fr) | 2012-11-27 |
| GB2406576B (en) | 2006-03-22 |
| BR0313640A (pt) | 2005-06-21 |
| GB0502069D0 (en) | 2005-03-09 |
| WO2004018723A1 (fr) | 2004-03-04 |
| GB2406576A (en) | 2005-04-06 |
| US7815758B2 (en) | 2010-10-19 |
| FR2843755B1 (fr) | 2007-01-19 |
| US20040099353A1 (en) | 2004-05-27 |
| BR0313640B1 (pt) | 2014-06-10 |
| US20080121317A1 (en) | 2008-05-29 |
| AU2003264120A1 (en) | 2004-03-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2843755A1 (fr) | Alliage al-cu de haute tolerance aux dommages | |
| FR2843754A1 (fr) | Alliage ai-cu-mg-si equilibre | |
| CN1237195C (zh) | 可焊高强度铝合金轧制产品及其制造方法 | |
| CN100475999C (zh) | 可焊高强度Al-Mg-Si合金 | |
| EP2984195B1 (fr) | Procédé de transformation de tôles en alliage al-cu-li améliorant la formabilité et la résistance à la corrosion | |
| FR2902442A1 (fr) | Alliage de la serie aa6xxx, a grande tolerance aux dommages pour l'industrie aerospatiale | |
| FR2855834A1 (fr) | Produit ouvre en alliage a grande tolerance aux dommages, en particulier pour des applications dans le domaine aerospatial | |
| FR2876118A1 (fr) | Produit en alliage ai-zn de resistance elevee et de tenacite elevee, et procede de fabrication de ce produit | |
| CA2915411C (fr) | Element de structure extrados en alliage aluminium cuivre lithium | |
| EP2981632B1 (fr) | Tôles minces en alliage d'aluminium-cuivre-lithium pour la fabrication de fuselages d'avion | |
| FR2935397A1 (fr) | Alliage d'aluminium al-mg soudable et tres resistant, et produit en un tel alliage | |
| FR2762329A1 (fr) | Alliage d'aluminium de la serie 7000 durcissable par precipitation et de haute resistance presentant une excellente resistance a la corrosion et procede de fabrication de celui-ci | |
| WO1996012829A1 (fr) | Procede de fabrication de produits en alliage alsimgcu a resistance amelioree a la corrosion intercristalline | |
| EP3201372B1 (fr) | Tôles isotropes en alliage d'aluminium-cuivre-lithium pour la fabrication de fuselages d'avion et procédé de fabrication de celle-ci | |
| FR2907467A1 (fr) | Procede de fabrication de produits en alliage d'aluminium de la serie aa2000 et produits fabriques selon ce procede | |
| FR3014448A1 (fr) | Produit en alliage aluminium-cuivre-lithium pour element d'intrados a proprietes ameliorees | |
| EP3526358B1 (fr) | Toles minces en alliage aluminium-magnesium-scandium pour applications aerospatiales | |
| FR2889852A1 (fr) | Alliage d'aluminium al-mg soudable et tres resistant, et produit en un tel alliage | |
| CA3115014A1 (fr) | Tole en alliage 2xxx a haute performance pour fuselage d'avion | |
| FR2858984A1 (fr) | Produit en alliage ai-cu a haute tenacite et son procede de production | |
| EP3802897B1 (fr) | Toles minces en alliage d'aluminium-cuivre-lithium pour la fabrication de fuselages d'avion | |
| EP4069875A1 (fr) | Tôles minces en alliage d'aluminium-cuivre-lithium à tenacite ameliorée et procédé de fabrication d'une tôle mince en alliage d'aluminium-cuivre-lithium |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 17 |
|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20210405 |