FR2853667A1 - Alliage al-an-mg-cu ameliore en ce qui concerne ses proprietes combinees de tolerance aux dommages et de resistance mecanique - Google Patents

Abstract

Alliage d'aluminium essentiellement composé, en pourcentages de poids, d'environ 6,5 à 9,5% de zinc (Zn), d'environ 1,2 à 2,2% de magnésium (Mg), d'environ 1,0 à 1,9% de cuivre (Cu), de préférence (0,9Mg - 0,6) ≤ Cu ≤ (0,9Mg + 0,05), environ 0 à 0,5% de zircone (Zr), environ 0 à 0,7 de scandium (Sc), environ 0 à 0,4% de chrome (Cr), environ 0 à 0,03% d'hafnium (Hf), environ 0 à 0,4% de titane (Ti), environ 0 à 0,8% de manganèse (Mn), le reste étant composé d'aluminium (Al) et autres éléments occasionnels. L'invention est également relative à un procédé de fabrication d'un tel alliage.

Description

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ALLIAGE Al-Zn-Mg-Cu AMELIORE EN CE QUI CONCERNE SES

PROPRIETES COMBINEES DE TOLERANCE AUX DOMMAGES ET DE RESISTANCE MECANIQUE

L'invention est relative à un alliage d'aluminium corroyé du type AI-ZnMgCu (ou aux alliages d'aluminium de la série 7000 ou 7xxx selon la nomenclature de l'Aluminum Association). Plus particulièrement, la présente invention est relative à un alliage d'aluminium durcissable par vieillissement, à grande résistance mécanique, à grande ténacité à la rupture et à grande résistance à la corrosion, et à des produits 10 réalisés avec cet alliage. Les produits fabriqués à l'aide de cet alliage conviennent très bien dans l'industrie aérospatiale, mais ne se limitent pas à cette application.

L'alliage peut être transformé en produits de diverses formes, tels que des tôles, des plaques minces, des plaques épaisses, des produits extrudés ou forgés.

Dans chaque forme de produit réalisé avec cet alliage, il est possible 15 d'obtenir des combinaisons de propriétés qui surpassent les produits réalisés avec les alliages actuellement connus. Grâce à la présente invention, le concept d'uni-alliage peut maintenant également être utilisé dans l'aérospatiale. Cela permettra de fortes réductions des coûts dans l'industrie aérospatiale. La possibilité de recycler les déchets d'aluminium produits pendant la production d'une pièce ou à la fin du cycle 20 de vie de la pièce se trouve très facilitée du fait du concept d'uni-alliage.

Différents types d'alliages d'aluminium ont été utilisés dans le passé pour fabriquer divers produits destinés à la construction aérospatiale. Dans l'industrie aérospatiale, les concepteurs et les constructeurs cherchent constamment à améliorer 25 le rendement énergétique, les performances des produits et s'efforcent constamment de réduire les coûts de fabrication et d'entretien. La méthode préférée pour progresser, ainsi que pour réduire les coûts, est le concept d'uni-alliage, c'est-à-dire un alliage d'aluminium qui, dans les formes de produits concernées, peut avoir des propriétés mieux équilibrées.

Les éléments d'alliage et les désignations de trempe utilisés ici sont conformes aux normes bien connues de l'Aluminum Association en ce qui concerne les alliages d'aluminium. Sauf indication contraire, toutes les proportions sont en pourcentages de poids.

A l'heure actuelle, l'état de la technique est représenté par l'alliage AA2x24 35 (c'est-à-dire AA2524) ou AA6xl3 ou AA7x75 pour les tôles de fuselage, AA2324 ou AA7x75 pour le dessous des ailes, AA7055 ou AA7449 pour le dessus des ailes et AA7050 ou AA7010 ou AA7040 pour les longerons et nervures d'ailes ou autres pièces réalisées par usinage de plaques épaisses. La principale raison de l'utilisation d'alliages différents pour chaque application différente réside dans la différence d'équilibre des propriétés pour des performances optimales de l'élément tout entier.

Pour le revêtement du fuselage, les propriétés de tolérance aux dommages sous efforts de traction sont considérées comme très importantes, à savoir une combinaison de vitesse de propagation de fissures par fatigue ("VPFF"), d'intensité de contrainte critique et de corrosion. Compte tenu de ces exigences concernant les 10 propriétés, l'alliage AA2x24-T351 à grande tolérance aux dommages (cf. par exemple US-5 213 639 ou EP-1 026 270-Ai) ou du cuivre contenant AA6xxx-T6 (cf. par exemple US-4 589 932, US-5 888 320, US-2002/0 039 664-Al ou EP-1 143 027-A 1) a tendance à être le choix préféré des constructeurs d'avions civils.

Pour le revêtement du dessous des ailes, un équilibre de propriétés similaire 15 est souhaitable, mais il est admissible de perdre un peu de ténacité au profit d'une grande résistance à la traction. C'est pourquoi AA2x24 dans le revenu T39 ou un revenu T8x est considéré comme un choix logique (cf par exemple US-5 865 914, US- 5 593 516 ou EP-1 148 877-Ai), bien qu'on emploie également AA7x75 lors de la même trempe.

Pour le dessus des ailes, ou les efforts de compression sont plus importants que les efforts de traction, la résistance à la compression, la ténacité à la fatigue (fatigue SN ou durée de vie) et la ténacité à la rupture sont les propriétés essentielles.

Actuellement, le choix a tendance à porter sur AA7150, AA7055, AA7449 ou AA7x75 (cf. par exemple US-5 221 377, US-5 865 911, US-5 560 789 ou US-5 312 25 498). Ces alliages ont une grande limite élastique sous compression avec, pour l'instant, une résistance à la corrosion et une ténacité à la rupture acceptables, encore que les avionneurs soient favorables à des améliorations concernant ces combinaisons de propriétés.

Pour les profils renforcés d'une épaisseur supérieure à 76 mm (3 pouces) ou 30 les pièces usinées à partir de ces profils renforcés, il importe que, sur toute l'épaisseur, il y ait un équilibre uniforme et fiable des propriétés. Actuellement, AA7050 ou AA7010 ou AA7040 (cf. US-6 027 582) ou C80A (cf. US-2002/0 150 498-AI) est utilisé pour ce type d'applications. Une sensibilité réduite à la trempe, qui induit une dégradation des propriétés dans toute l'épaisseur avec une vitesse de 35 trempe réduite ou des produits plus épais, constitue un souhait prioritaire chez les constructeurs d'avions. Ce sont en particulier les propriétés dans la direction ST qui préoccupent beaucoup les concepteurs et les fabricants d'éléments d'ossature.

De meilleures performances des avions, c'est-à-dire une diminution du coût de construction et du coût de fonctionnement, peut être obtenue en améliorant 5 l'équilibre des propriétés des alliages d'aluminium utilisés dans l'élément d'ossature et de préférence en utilisant un seul type d'alliage afin de réduire le coût de l'alliage et de réduire le coût du recyclage des rebuts et déchets d'aluminium.

Ainsi, on estime qu'il existe une demande d'un alliage d'aluminium permettant d'améliorer l'équilibre des propriétés dans chaque forme de produit 10 concernée.

La présente invention concerne un alliage d'aluminium de la série AA7xxx permettant de réaliser, dans n'importe quel produit concerné, un équilibre des propriétés qui soit meilleur que l'équilibre des propriétés des divers alliages 15 d'aluminium (AA2xxx, AA6xxx, AA7xxx) actuellement utilisés pour ces produits.

De préférence, la composition de l'alliage selon la présente invention comporte essentiellement, en pourcentages de poids, environ 6,5 à 9,5% de zinc (Zn), environ 1,2 à 2,2% de magnésium (Mg), environ 1,0 à 1,9% de cuivre (Cu), environ 0 à 0,5% de zirconium (Zr), environ 0 à 0,7% de scandium (Sc), environ 0 à 0,4% de 20 chrome (Cr), environ 0 à 0,3% d'hafnium (Hf), environ 0 à 0,4% de titane (Ti), environ 0 à 0,8% de manganèse (Mn), le reste étant composé d'aluminium (Al) et d'autres éléments occasionnels. Il s'agit d'une forme de réalisation préférée avec la limite (0,9 Mg-0,6) < Cu < (,9 Mg+0,05).

De préférence encore, la composition de l'alliage selon l'invention comprend 25 essentiellement, en pourcentages de poids, environ 6,5 à 7,9% de Zn, environ 1,4 à 2,10% de Mg, environ 1,2 à 1,80% de Cu, avec de préférence (0,9 Mg - 0,5) < Cu < 0,9 Mg, environ 0 à 0,5% de Zr, environ 0 à 0,7% de Sc, environ 0 à 0,4% de Cr, environ 0 à 0,3% de Hf, environ 0 à 0,4% de Ti, environ 0 à 0,8% de Mn, le reste étant constitué de Al et d'autres éléments occasionnels.

De préférence encore, la composition de l'alliage selon l'invention comprend essentiellement, en pourcentages de poids, environ 6,5 à 7,9% de Zn, environ 1,4 à 1,95% de Mg, environ 1,2 à 1,75% de Cu, avec de préférence (0,9 Mg - 0,5) < Cu < (0,9 Mg - 0,1), environ 0 à 0,5% de Zr, environ 0 à 0,7% de Sc, environ 0 à 0,4% de Cr, environ 0 à 0,3% de Hf, environ 0 à 0,4% de Ti, environ 0 à 0,8% de Mn, le reste 35 étant composé d'aluminium et d'autres éléments occasionnels.

Dans une forme de réalisation encore préférable, la limite inférieure de la proportion de Zn est de 6,7%, et de préférence encore de 6,9%.

Dans une forme de réalisation encore préférable, la limite inférieure de la proportion de Mg est de 1,90%, et de préférence encore de 1,92%. Cette limite 5 inférieure de la proportion de Mg est préférable en particulier lorsque l'alliage est utilisé dans un produit en tôle, par exemple une tôle de fuselage, et lorsqu'il est utilisé pour des profilés réalisés à partir d'une plaque épaisse.

Les alliages d'aluminium cités plus haut peuvent contenir des impuretés ou des additifs occasionnels ou voulus, comme par exemple jusqu'à 0,3% de Fe, de 10 préférence un maximum de 0,14% de Fe, jusqu'à 0,2% de silicium (Si), et de préférence un maximum de 0,12% de Si, jusqu'à 1% d'argent (Ag) , jusqu'à 1% de germanium (Ge), jusqu'à 0,4% de vanadium (V). Les autres additifs sont globalement soumis aux limites de 0,05 à 0,15% en poids, définies par l'Alumimum Association, aussi chaque impureté inévitable estelle présente dans une proportion inférieure à 15 0,05% et le total des impuretés est inférieur à 0,15%.

Les quantités de fer et de silicium doivent rester très basses, par exemple en ne dépassant pas environ 0,08% pour Fe et environ 0,07% ou moins pour Si. De toute manière, il est envisageable que des quantités cependant légèrement supérieures des deux impuretés, au maximum environ 0, 14% de Fe et au maximum environ 20 0,12% de Si, puissent être tolérées, mais à un niveau de préférence inférieur dans le cas présent. En particulier pour les formes de réalisation de la présente invention dans des plaques pour moule et des plaques pour outillage, même des quantités plus grandes atteignant 0,3% pour Fe et 0,2% pour Si ou moins sont tolérables.

Les éléments formant des dispersoïdes, comme par exemple Zr, Sc, Hf, Cr 25 et Mn, sont ajoutés pour obtenir la structure des grains et la sensibilité à la trempe voulues. Les quantités optimales d'éléments formant des dispersoides dépendent effectivement du traitement, mais si on utilise dans le créneau préféré une seule composition chimique en éléments principaux (Zn, Cu et Mg) et que cette composition chimique est utilisée pour toutes les formes de produits concernées, les 30 proportions de Zr sont alors de préférence inférieures à 0,11%.

Une proportion maximale de Zr est de l'ordre de 0,3%, de préférence 0,15%. Un intervalle adéquat de proportion de Zr se situe entre 0,04 et 0, 15%. Une limite supérieure encore préférable pour l'apport de Zr est de 0, 13%, et de préférence encore non supérieure à 0,1 1%.

De préférence, l'apport de Sc n'est pas supérieur à 0,3%, et de préférence encore non supérieur à 0,18%. Dans le cas d'une combinaison avec Sc, la somme de Sc+Zr doit être inférieure à 0,3%, de préférence inférieure à 0,2% et de préférence encore au maximum de 0,17%, en particulier si le rapport de Zr à Sc est compris entre 0,7 et 1,4.

Un autre élément formant les dispersoides, qui peut être ajouté seul ou avec d'autres éléments formant des dispersoides, est Cr. De préférence, la proportion de Cr doit être inférieure à 0,3% et, de préférence encore, d'un maximum de 0,20%, et de préférence surtout de 0,15%. En cas de combinaison avec Zr, la somme de Zr+Cr ne 10 doit pas dépasser 0,20%, et de préférence ne doit pas être supérieure à 0,17%.

De préférence, la somme de Sc+Zr+Cr ne doit pas dépasser 0,4% et, de préférence encore, ne doit pas être supérieure à 0,27%.

Mn peut également être ajouté seul ou en combinaison avec l'un des autres éléments formant des dispersoides. Un maximum préféré pour l'apport de Mn est 15 0,4%. Un intervalle adéquat pour l'apport de Mn se situe entre 0, 05 et 0,40%, et de préférence entre 0,05 et 0,30%, et de préférence encore entre 0,12 et 0,30%. Pour l'apport de Mn, la limite inférieure est de préférence de 0,12%, et de préférence encore de 0,15%. En cas de combinaison avec Zr, la somme de Mn+Zr doit être inférieure à 0,4%, de préférence inférieure à 0,32%, et un minimum approprié est de 20 0,14%.

Dans une autre forme de réalisation de l'alliage d'aluminium selon l'invention, l'alliage ne comporte pas de Mn, ce qui doit signifier concrètement que la proportion de Mn est inférieure à 0,02% et de préférence inférieure à 0,01% et de préférence encore que l'alliage est globalement ou sensiblement exempt de Mn. On 25 entend par les expressions "sensiblement exempt" et "globalement exempt" qu'aucun apport volontaire de cet élément d'alliage n'a été fait dans la composition, mais qu'en raison de la présence d'impuretés et/ou d'infiltrations résultant d'un contact avec des équipements de fabrication, cet élément peut néanmoins se retrouver à l'état de traces dans l'alliage final.

Dans une forme particulière de réalisation de l'alliage corroyé selon la présente invention, l'alliage est globalement composé, en pourcentages de poids, des éléments suivants: Zn 7,2 à 7,7, et typiquement environ 7,43 Mg 1,79 à 1, 92, et typiquement environ 1,83 Cu 1,43 à 1,52, et typiquement environ 1, 48 Zr ou Cr 0,04 à 0,15, de préférence 0,06 à 0,10 et typiquement 0,08 Mn éventuellement de 0,05 à 0,19, et de préférence de 0,09 à 0,19 ou, dans une autre forme de réalisation possible, < 0,02, de préférence < 0,01 Si < 0,07, et typiquement environ 0,04 Fe < 0,08, et typiquement environ 0, 05 Ti < 0,05, et typiquement environ 0,01 le reste étant composé d'aluminium et d'impuretés inévitables, chacun à raison de < 0,05, pour un total < 0,15.

0 Dans une autre forme particulière de réalisation de l'alliage corroyé selon la présente invention, l'alliage est globalement composé, en pourcentages de poids, des éléments suivants: Zn 7,2 à 7,7, et typiquement environ 7,43 Mg 1,90 à 1, 97, de préférence 1,92 à 1,97, et typiquement environ 1 5 1,94 Cu 1,43 à 1,52, et typiquement environ 1,48 Zr ou Cr 0,04 à 0,15, de préférence 0,06 à 0,10 et typiquement 0,08 Mn éventuellement dans un intervalle de 0,05 à 0,19, et de préférence de 0,09 à 0,19 ou, dans une autre forme de réalisation 20 possible, < 0,02, de préférence < 0,01 Si < 0,07, et typiquement environ 0,05 Fe < 0,08, et typiquement environ 0,06 Ti < 0,05, et typiquement environ 0,01 le reste étant composé d'aluminium et d'impuretés inévitables, chacun < 25 0,05, pour un total < 0,15.

L'alliage selon l'invention peut être réalisé par fusion d'une manière classique et peut être coulé (coulée à refroidissement direct RD) sous la forme de lingots. Des agents d'affinage de grain tels que le borure de titane ou le carbure de titane peuvent également être utilisés. Après un écroûtage et une éventuelle 30 homogénéisation, les lingots subissent une autre transformation, par exemple une extrusion ou un forgeage ou un laminage à chaud en une seule ou plusieurs étapes.

Cette transformation peut être interrompue pour un recuit intermédiaire. Le traitement ultérieur peut consister en une déformation à froid qui peut consister en un laminage à froid ou un étirage. Le produit subit un traitement thermique de mise en 35 solution et une trempe par immersion ou par pulvérisation d'eau froide ou par refroidissement rapide jusqu'à une température inférieure à 950C. Le produit peut continuer à être transformé, par exemple par laminage ou étirage, par exemple jusqu'à 8%, ou peut subir un traitement de relaxation des contraintes par étirage ou compression jusqu'à environ 8%, par exemple à partie de 1 à 3% environ, et/ou être 5 vieilli jusqu'à un revenu final ou intermédiaire. Le produit peut être façonné ou usiné sous la forme de la structure définitive ou intermédiaire, avant ou après le vieillissement final ou même avant le traitement thermique de mise en solution.

La conception des avions commerciaux nécessite différents ensembles de 10 propriétés pour les différents types de pièces d'ossature. Un alliage transformé en produit de diverses formes (c'est-à-dire en tôle, plaque, plaque épaisse, pièce forgée ou profilé extrudé, etc.) et destiné à être utilisé dans toutes sortes d'éléments d'ossature subissant au cours de leur durée de vie différents cycles d'efforts et répondant par conséquent à des exigences différentes concernant la matière de toutes 15 ces formes de produits, doit avoir une polyvalence sans égale.

Les propriétés importantes de la matière pour un produit de tôle de fuselage sont les propriétés de tolérance aux dommages sous efforts de traction (à savoir la VPFF, la ténacité à la rupture et la résistance à la corrosion).

Les propriétés importantes de la matière pour un revêtement de dessous 20 d'ailes d'un gros-porteur et d'un avion à réaction commercial sont semblables à celles pour un produit pour tôles de fuselage, mais une plus grande résistance à la traction est ordinairement souhaitée par les constructeurs d'avions. La tenue à la fatigue devient également une importante propriété de la matière.

Comme un aéroplane vole à une altitude élevée o le froid est intense, la 25 ténacité à la rupture à -530C (-65TF) est une préoccupation dans les nouveaux modèles d'avions commerciaux. Parmi les caractéristiques supplémentaires souhaitables figurent la formabilité par vieillissement, par laquelle la matière peut être façonnée pendant un vieillissement artificiel, ainsi que de bonnes performances face à la corrosion en ce qui concerne la résistance à la fissuration par corrosion sous 30 contraintes et la résistance à la corrosion exfoliante.

Les propriétés importantes de la matière pour un revêtement de dessus d'aile sont les propriétés sous efforts de compression, c'est-à-dire la résistance à la déformation sous compression, la tenue à la fatigue et la résistance à la corrosion.

Les propriétés importantes de la matière pour des pièces usinées à partir 35 d'une plaque épaisse dépendent de la pièce usinée. Cependant, d'une façon générale, le gradient des propriétés de la matière dans le sens de l'épaisseur doit être très faible et les propriétés de la matière comme la résistance mécanique, la ténacité à la rupture, la tenue à la fatigue et la résistance à la corrosion doivent être d'un haut niveau.

La présente invention concerne une composition d'alliage transformé en divers produits tels que, d'une manière nullement limitative, une tôle, une plaque, une plaque épaisse, etc., dont les propriétés soient égales ou supérieures aux propriétés de matière voulues. L'équilibre des propriétés du produit surpassera l'équilibre des propriétés du produit réalisé à l'aide d'alliages actuellement utilisés dans l'industrie.

Il a été trouvé, d'une façon très surprenante, un créneau de composition chimique dans le créneau AA7000, non exploré au préalable, qui assure effectivement cette capacité exclusive.

La présente invention est le fruit d'une étude de l'effet des proportions de Cu, Mg et Zn, associé à diverses proportions et types d'éléments formant des 15 dispersoïdes (par exemple Zr, Cr, Sc, Mn) sur les phases formées pendant le traitement. Certains de ces alliages ont été transformés en tôle et en plaque et ont subi des essais de traction, de ténacité à la déchirure de Kahn et de résistance à la corrosion. Les interprétations de ces résultats ont débouché sur l'idée surprenante selon laquelle un alliage d'aluminium à composition chimique dans un certain 20 créneau présente d'excellentes propriétés tant en ce qui concerne les tôles que les plaques, les plaques épaisses, les extrudés et les pièces forgées.

Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un procédé de fabrication de l'alliage d'aluminium selon l'invention. Le procédé de fabrication d'un alliage à grande résistance mécanique et à grande ténacité de la série AA7000, à bonne 25 résistance à la corrosion, comprend les étapes de transformation consistant à: a) couler un lingot ayant une composition indiquée dans la description; b) homogénéiser et/ou préchauffer le lingot après la coulée; c) transformer à chaud le lingot en un produit pré-corroyé par un ou plusieurs procédés choisis parmi le groupe comprenant: le laminage, l'extrusion et le 30 forgeage; d) réchauffer éventuellement le produit pré-corroyé et e) transformer à chaud et/ou transformer à froid le produit sous la forme d'une pièce voulue; f) faire subir un traitement thermique de mise en solution (TTS) ladite pièce formée, à une température et pendant un temps suffisants pour mettre en solution solide sensiblement tous les constituants solubles de l'alliage; g) tremper la pièce traitée thermiquement par mise en solution par trempe par pulvérisation ou par trempe par immersion dans de l'eau ou d'autres agents de trempe; h) éventuellement étirer ou comprimer la pièce trempée ou transformée autrement à froid pour relaxer les contraintes, par exemple par redressage des produits sous forme de tôles; i) vieillir artificiellement la pièce trempée et éventuellement étirée ou comprimée pour réaliser un revenu souhaité, par exemple les revenus choisis dans le groupe comprenant: T6, T74, T76, T751, T7451, T7651, T77 et T79.

Les alliages selon la présente invention sont obtenus d'une manière 15 classique par fusion et peuvent être coulés par refroidissement direct (RD) sous la forme de lingots ou par d'autres techniques de coulée. Un traitement d'homogénéisation est ordinairement effectué en une ou plusieurs étapes, chaque étape ayant une température de préférence de 460 à 490'C. La température de préchauffage comporte un chauffage du lingot à laminer jusqu'à la température 20 d'entrée dans le laminoir à chaud, laquelle est typiquement une température de 400 à 460'C. La transformation à chaud de l'alliage peut s'effectuer selon un ou plusieurs procédés choisis parmi le groupe comprenant le laminage, l'extrusion et le forgeage.

Pour le présent alliage, un laminage à chaud est préférable. Un traitement thermique de mise en solution est ordinairement effectué dans les mêmes limites de température 25 que celles de l'homogénéisation, bien qu'on puisse choisir des temps de maintien en température un peu plus courts.

Dans une forme de réalisation du procédé selon l'invention, l'étape de vieillissement artificiel i) comporte une première étape de vieillissement à une température de 105'C à 1350C de préférence pendant 2 à 20 heures, et une deuxième 30 étape de vieillissement à une température de 1350C à 2100C, de préférence pendant 4 à 20 heures. Dans une autre forme de réalisation, une troisième étape de vieillissement peut être réalisée à une température de 105'C à 1350C et de préférence pendant 20 à 30 heures.

Un équilibre étonnamment excellent des propriétés est obtenu quelle que 35 soit l'épaisseur réalisée. Avec une épaisseur de tôle de l'ordre de 38 mm (1,5 pouces), les propriétés seront excellentes pour une tôle de fuselage, et de préférence l'épaisseur est au maximum de 25,4 mm (1 pouce) . En ce qui concerne les plaques minces d'une épaisseur de 17,8 à 76,2 mm (0,7 à 3 pouces), les propriétés seront excellentes pour une plaque d'aile, par exemple une plaque de dessous d'aile. La 5 gamme d'épaisseurs des plaques minces peut également être utilisée pour des lisses ou pour former un panneau d'aile et une lisse d'une seule pièce, destinés à une structure d'aile d'avion. Une matière à vieillissement plus poussé donnera une excellente plaque de dessus d'aile, tandis qu'un survieillissement un peu plus grand donnera d'excellentes propriétés pour une plaque de dessous d'aile. Une 10 transformation pour obtenir des épaisseurs plus grandes, de plus de 63,5 mm à environ 279,4 mm (2,5 à 1 1 pouces) ou plus donnera d'excellentes propriétés pour un élément d'une seule pièce usiné dans des plaques, ou pour former un longeron solidaire destiné à être utilisé dans une structure de voilure d'avion, ou sous la forme d'une nervure destinée à une utilisation dans une structure de voilure d'avion. Les 15 produits les plus épais peuvent également être utilisés comme plaque d'outillage ou plaque de moule, par exemple dans des moules de fabrication de produits formés en matière plastique, par exemple par coulée sous pression ou moulage par injection. En ce qui concerne les limites d'épaisseur indiquées plus haut, il apparaîtra immédiatement à un spécialiste qu'il s'agit de l'épaisseur du point à section 20 transversale la plus épaisse dans l'alliage réalisé à partir d'une telle tôle, plaque mince ou plaque épaisse. Les alliages selon l'invention peuvent également être réalisés sous la forme d'un extrudé étagé ou d'un longeron extrudé destiné à servir dans une structure d'avion, ou sous la forme d'un longeron forgé destiné à servir dans une structure de voilure d'avion. Etonnamment, tous ces produits à excellentes propriétés 25 peuvent être obtenus à l'aide d'un même alliage ayant une seule composition chimique.

Dans la forme de réalisation par laquelle des pièces de structure, par exemple des nervures, sont réalisées à l'aide de l'alliage selon l'invention, d'une épaisseur de 63,5 mm (2,5 pouces) ou plus, l'augmentation d'allongement de 30 l'élément en comparaison de son équivalent en alliage d'aluminium AA7050, en particulier l'allongement (ou A50) dans la direction d'essai ST, est de 5% ou plus, et de 5,5% ou plus dans le cas des résultats les meilleurs.

En outre, dans la forme de réalisation par laquelle des éléments de structure sont réalisés à l'aide de l'alliage selon l'invention, d'une épaisseur de 63,5 mm (2,5 35 pouces) ou plus, la pièce a une ténacité Kapp à la rupture dans la direction d'essai L- i1 T à la température ambiante, et mesurée à S/4 conformément à ASTM E561 en utilisant des panneaux à fissure centrale de 406,4 mm (16 pouces) (M(T) ou CC(T)) présentant une amélioration d'au moins 20% en comparaison de son équivalent en alliage d'aluminium AA7050 et, dans les exemples les meilleurs, on constate une amélioration de 25% ou plus.

Dans la forme de réalisation o l'alliage a été extrudé, les alliages ont de préférence été extrudés sous la forme de profilés ayant, au point le plus épais de leur section transversale, une épaisseur au maximum de l'ordre de 10 mm, et de préférence de 1 à 7 mm. Cependant, sous sa forme extrudée, l'alliage peut également 10 remplacer la matière sous forme de plaque épaisse, qui est usiné d'une manière classique par des techniques d'usinage ou de fraisage rapide pour obtenir un élément de structure profilé. Dans la présente forme de réalisation, l'alliage extrudé a de préférence, au point le plus épais de sa section transversale, une épaisseur de l'ordre de 50,8 à 152,4 mm (2 à 6 pouces).

L'invention et nombre des avantages qui s'y attachent apparaîtront facilement plus clairement en référence à la description détaillée ciaprès, faite en considération des dessins annexés, sur lesquels: la Fig. 1 est un diagramme de Mg-Cu indiquant l'intervalle de proportions 20 de Cu-Mg pour l'alliage selon la présente invention, ainsi que des intervalles plus étroits préférés; la Fig. 2 est un diagramme comparant à plusieurs références la ténacité à la rupture par rapport à la résistance à la déformation sous traction pour l'alliage selon l'invention; la Fig. 3 est un diagramme comparant à deux références la ténacité à la rupture par rapport à la résistance à l'allongement sous traction pour l'alliage selon l'invention, sur une épaisseur de 30 mm; la Fig. 4 est un diagramme comparant le facteur d'intensité de contrainte critique avec la résistance à la déformation sous traction pour les alliages selon 30 l'invention en utilisant différents modes de traitement. La Fig. 1 présente schématiquement les intervalles de proportions pour Cu

et Mg dans l'alliage selon la présente invention, dans les formes de réalisation préférées exposées dans les revendications secondaires 2 à 4. Deux intervalles préférables, plus étroits, sont également présentés. Les intervalles peuvent également 35 être identifiés à l'aide des angles A, B, C, D, E et F d'un cadre hexagonal. Les intervalles préférés sont définis par A' à F' et les intervalles encore plus préférés par A" à F". Les coordonnées figurent sur le Tableau 1. Sur la Fig. 1, la composition de l'alliage selon la présente invention mentionnée dans les exemples ciaprès est également figurée sous la forme de points individuels.

Tableau 1

Coordonnées (en pourcentages de poids) pour les angles du cadre d'intervalles de Cu-Mg pour les proportions préférées dans l'alliage selon l'invention.

Intervalle Intervalle Intervalle encore plus Angle large Angle préféré Angle plus (Mg, Cu) (Mg, Cu) (Mg, Cu) A 1,20 - 1,00 A' 1,40 - 1,10 A" 1,40 - 1,10 B 1,20- 1,13 B' 1,40- 1,26 B"y 1,40-1,16 C 2,05- 1,90 C' 2,05 1,80 C" 2, 05 - 1,75 D 2,20- 1,90 D' 2,10- 1,80 D" 2,10- 1,75 E 2,20- 1,40 E' 2,10- 1,40 E' 2,10-1,40 F 1,77- 1,00 F' 1,78- 1,10 Fi" 1,87-1,10

EXEMPLES

Exemple 1

En laboratoire, des alliages sont coulés pour vérifier le principe de la présente invention et sont transformés en tôle de 4,0 mm ou en plaque de 30 mm. Les 15 compositions d'alliages sont indiquées sur le Tableau 2, sachant que, pour tous les lingots, Fe < 0,06, Si < 0,04, Ti 0,01, le reste étant composé d'aluminium. Des blocs de laminage mesurant environ 80 x 80 x 1 00 mm (hauteur x largeur x longueur) sont sciés dans des lingots ronds d'environ 12 Kg coulés en laboratoire. Les lingots sont homogénéisés pendant une douzaine d'heures à 460 50C, puis pendant 24 heures à 20 475 50C, puis sont lentement refroidis à l'air pour imiter un processus industriel d'homogénéisation. Les lingots de laminage sont préchauffés pendant environ 6 heures à 410 i 50C. A une épaisseur intermédiaire d'environ 40 à 50 mm, les blocs sont réchauffés à 410 i 50C. Certains blocs sont laminés à chaud jusqu'à l'obtention de l'épaisseur finale de 30 mm, d'autres sont laminés à chaud jusqu'à une épaisseur 25 finale de 4,0 mm. Pendant tout le processus de laminage à chaud, on veille à imiter un laminage à chaud d'échelle industrielle. Les produits laminés à chaud subissent un traitement thermique de mise en solution et une trempe. La plupart subissent une trempe à l'eau, mais certains subissent également une trempe à l'huile pour imiter le taux de trempe sur la moitié et le quart de l'épaisseur d'une plaque de 152,4 mm (6 5 pouces) d'épaisseur. Les produits subissent un étirage à froid d'environ 1,5% pour relaxer les contraintes résiduelles. Le comportement au vieillissement des alliages est étudié. Les produits terminés subissent un survieillissement pour obtenir une résistance mécanique correspondant à un vieillissement sensiblement maximal (par exemple un revenu T76 ou T77).

Les propriétés sous traction sont testées conformément à ENI0.002. Les éprouvettes pour essais de traction pris dans la plaque de 30 mm sont des éprouvettes rondes pour essais de traction, prises à mi-épaisseur. Les résultats des essais de traction indiqués sur le Tableau 1 correspondent à des essais dans la direction L. La ténacité à la déchirure de Kahn est testée conformément à ASTM B871-96. La 15 direction des essais correspondant aux résultats du Tableau 2 est la direction T-L. La résistance dite à l'effet d'entaille peut être obtenue en divisant la résistance à la déchirure, obtenue par l'essai de déchirure de Kahn, par la résistance à la déformation sous traction ("TS/Rp"). Ce résultat typique de l'essai de déchirure de Kahn est connu dans la technique comme étant un bon indicateur de la véritable ténacité à la rupture. 20 L'énergie de propagation unitaire ("UPE"), également obtenue par l'essai à la rupture de Kahn, est l'énergie nécessaire au développement d'une fissure. On estime que plus l'UPE est élevée, plus la fissure a du mal à se développer, ce qui constitue une caractéristique souhaitable de la matière.

Pour la reconnaissance de bonnes performances face à la corrosion, la 25 résistance à la corrosion exfoliante ("EXCO") mesurée suivant ASTM G34-97 doit avoir au minimum la valeur "EA" ou mieux. La corrosion intergranulaire ("IGC") mesurée suivant MIL-H-6088 est de préférence absente. Quelques piqûres sont admissibles, mais de préférence elles doivent également être absentes.

Pour avoir un alliage potentiel intéressant pour divers produits, celuici doit 30 satisfaire les exigences suivantes, à l'échelle du laboratoire: une résistance à la déformation sous traction d'au moins 510 MPa, une résistance à la rupture d'au moins 560 MPa, une résistance à l'effet d'entaille d'au moins 1,5 et une UPE d'au moins 200 kJ/m2. Les résultats pour les divers alliages dans le cadre de certains traitements sont également donnés sur le Tableau 2.

Pour satisfaire toutes ces propriétés souhaitées de la matière, la composition chimique de l'alliage doit être soigneusement équilibrée. Selon les présents résultats, des valeurs trop élevées pour les proportions de Cu, Mg et Zn s'avèrent préjudiciables à la ténacité et la résistance à la corrosion. En revanche, des valeurs trop basses s'avèrent préjudiciables à une bonne résistance mécanique.

Tableau 2

Alliage N selon Epaisseur Mg Cu Zn Zr Autres Revenu d'éprouvette l'impression (mm) (% pds) (% pds) (% pds) (% pds) (% pds) (oui/non) 1 oui 30 T77 1,84 1,47 7,4 0,10 2 oui 30 T76 1,66 1,27 8,1 0,09 3 oui 4 T76 2,00 1,54 6,8 0,11 4 non 4 T76 2,00 1,52 5,6 0,01 0,16 Cr non 4 T76 2,00 1,53 5,6 0,06 0,08 Cr 6 oui 4 T76 1,82 1,68 7,4 0,10 7 oui 30 T76 2,09 1,30 8,2 0,09 8 oui 4 T77 2,20 1,70 8,7 0,11 9 oui 4 T77 1,81 1,69 8,7 0,10 non 4 T76 2,10 1,54 5,6 0,07 11 non 4 T76 2,20 1,90 6,7 0,10 12 non 4 T76 1,98 1,90 6,8 0,09 13 non 4 T77 2,10 2,10 8,6 0,10 14 non 4 T77 2,50 1,70 8,7 0,10 non 4 T77 1,70 2,10 8,6 0,12 16 non 4 T77 1,70 2,40 8,6 0,11 17 non 4 T76 2,40 1,54 5,6 0,01 18 non 4 T76 2,30 1,54 5,6 0,07 19 non 4 T76 2,30 1,52 5,5 0,14 oui 4 T76 2,19 1,54 6,7 0,11 0,16 Mn 21 non 4 T76 2,12 1,51 5,6 0,12 -

Tableau 2 (suite)

Alliage selon N0 R Rm UPE d'éprouvette M'impression fPa) (MPa) (kJ/m2) Ts/Rp (oui/non) l oui 587 627 312 1,53 2 oui 530 556 259 1,76 3 oui 517 563 297 1,62 4 non 473 528 232 1,45 non 464 529 212 1,59 6 oui 594 617 224 1,44 7 oui 562 590 304 1,64 8 oui 614 626 115 1,38 9 oui 574 594 200 1,47 non 490 535 245 1,53 11 non 563 608 - 1,07 12 non 559 592 - 1,32 13 non 623 639 159 1,31 14 non 627 643 117 1,33 non 584 605 139 1,44 16 non 596 619 151 1,42 17 non 476 530 64 1,42 18 non 488 542 52 1,54 19 non 496 543 155 1,66 oui 521 571 241 1,65 21 non 471 516 178 1,42 Pourtant, d'une manière très étonnante, une proportion plus élevée de Zn s'accompagne d'une augmentation de la ténacité et de la résistance à la propagation 5 des fissures. Il est donc souhaitable d'utiliser une plus grande proportion de Zn et de combiner celle-ci avec des proportions plus faibles de Mg et Cu. On a constaté que la proportion de Zn ne doit pas être inférieure à 6,5%, et de préférence non inférieure à 6,7% et de préférence encore non inférieure à 6,9%.

Les niveaux de résistance mécanique de Mg doivent être acceptables. On a 10 constaté qu'un rapport Mg/Zn d'environ 0,27 ou moins semble donner la meilleure combinaison de résistance mécanique et de ténacité. Cependant, la proportion de Mg ne doit pas dépasser 2,2% et de préférence ne doit pas dépasser 2,1% et de préférence encore ne doit pas dépasser 1,97% avec de préférence encore une limite supérieure de proportion de 1,95%. Cette limite supérieure est inférieure à celle des créneaux ou 5 intervalles AA classiques des alliages actuellement utilisés dans les avions commerciaux, par exemple AA7050, AA7010 et AA7075.

Pour avoir une très grande résistance souhaitable à la propagation des fissures (ou UPE), les proportions de Mg doivent être soigneusement équilibrées et, de préférence, elles doivent être du même ordre de grandeur ou légèrement 10 supérieures aux proportions de Cu, et de préférence de (0,9xMg - 0,6) < Cu < (0,9xMg + 0,05). La proportion de Cu ne doit pas être trop élevée. On a constaté que la proportion de Cu ne doit pas dépasser 1,9% et de préférence ne doit pas dépasser 1,80% et de préférence encore ne doit pas dépasser 1,75%.

Les éléments formant des dispersoïdes utilisés dans les alliages de la série 15 AA7xxx sont typiquement Cr, comme par exemple dans AA7x75, ou Zr comme par exemple dans AA7x5O et AA7xlO. On estime ordinairement que Mn est préjudiciable à la ténacité mais, à la surprise de l'inventeur, une combinaison de Mn et Zr présente encore un très bon équilibre de la résistance mécanique et de la ténacité.

Exemple 2

Un lot de lingots de laminage de dimensions industrielles, d'une épaisseur de 440 mm est réalisé à une échelle industrielle par coulée à refroidissement direct, les lingots ayant (en pourcentages de poids) la composition chimique suivante: 25 7,43% de Zn, 1,83% de Mg, 1,48% de Cu, 0,08% de Zr, 0,02% de Si et 0,04% de Fe, le reste étant composé d'aluminium et d'impuretés inévitables. L'un de ces lingots est écroûté, homogénéisé à 470'C pendant 12 heures + 4750C pendant 24 heures + refroidi à l'air jusqu'à la température ambiante. Ce lingot est préchauffé à 410'C pendant 8 heures puis est laminé à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur d'environ 30 65 mm. On fait ensuite tourner de 90 le bloc de laminage et on le lamine à nouveau à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur d'environ 10 mm. Enfin, le bloc de laminage est laminé à froid jusqu'à l'obtention d'une épaisseur de 5,0 mm. La tôle obtenue subit un traitement thermique de mise en solution pendant environ 40 minutes à 4750C, puis une trempe avec pulvérisation d'eau. Les tôles ainsi obtenues 35 subissent une relaxation des contraintes par une opération d'étirage à froid d'environ 1,8%. Deux variantes de vieillissement ont été réalisées, à savoir une variante A 120 C pendant 5 heures + 155 C pendant 9 heures, et une variante B: 120 C pendant 5 heures + 165 C pendant 9 heures.

Les résultats de l'essai de traction sont mesurés conformément à EN 10. 002. 5 La résistance à la déformation sous compression ("CYS") est mesurée suivant ASTM E9-89a. La résistance au cisaillement est mesurée suivant ASTM B831-93. La ténacité à la rupture, Kapp, est mesurée suivant ASTM E561-98 sur des panneaux de 406,4 mm (16 pouces) de largeur fissurés en leur centre [M(T) ou CC(T)]. La valeur de Kapp est mesurée à la température ambiante (RT) et à -53 C (-65 F). On teste 10 également comme matière de référence une matière à grande tolérance aux dommages ("HDT") AA2x24-T351. Les résultats sont présentés sur le Tableau 3.

Tableau 3

TYS L TYS L-T UTS L UTS L-T CYS L-T CYS T-L

Vieillissement (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) INV Variante A 544 534 562 559 554 553 INV Variante A 489 472 526 512 492 500 HDT-2x24 T351 360 332 471 452 329 339 Cisaillement Cisaillement RT RT -65F -65F Vieillissement L-T T-L Kapp L-T Kapp T-L Kapp L-T Kapp L-T (MPa) (MPa) MPa.m MPa.m 's MPa.m '5 MPa.m 'S INV Variante A 372 373 103 100 - INV Variante B 340 336 132 127 102 103 HDT-2x24 T351 328 312 - 101 - 103 La résistance à la corrosion exfoliante est mesurée suivant ASTM G34-97.

Une évaluation EA a été trouvée pour les deux variantes A et B. La corrosion intergranulaire mesurée suivant MIL-H-6088 pour la variante A est d'environ 70 [tm et, pour la variante B, d'environ 45 [tm. Les deux valeurs sont nettement inférieures à la valeur typique de 200 tm mesurée pour la référence 20 AA2x24-T351.

D'après le Tableau 3, on peut voir qu'il y a une nette amélioration avec l'alliage selon l'invention, une forte augmentation de la résistance mécanique a des niveaux de ténacité à la rupture comparables, voire supérieurs. En outre, à une température basse de -530C (-650F), l'alliage surpasse l'alliage pour fuselage actuellement classique, à grande tolérance aux dommages, AA2x24-T351. On notera que la résistance à la corrosion de l'alliage selon l'invention est elle aussi nettement meilleure que celle de l'alliage AA2x24-T351.

La vitesse de propagation de fissures de fatigue ("VPFF") est mesurée suivant ASTM E647-99 sur des panneaux compacts sous traction [C(T)] avec un rapport R de 0,1. Sur le Tableau 3, le rapport da/dn par cycle sous contraintes de l'ordre de AK = 27,5 ksi.in0'5 (= environ entre 30 MPa. m0'5) de l'alliage selon l'invention est comparé avec l'alliage de référence AA2x24-T351 à grande tolérance 10 aux dommages.

D'après les résultats présentés sur le Tableau 4, on constate clairement que la propagation des fissures dans l'alliage selon l'invention est moindre que celle de l'alliage AA2x24-T351 à grande tolérance aux dommages.

Tableau 4. Développement des fissures par cycle sous une contrainte de l'ordre de AK = environ 30 MPa.m0 5 (27,5 ksi.in0'5) INV Variante A L-T 96% INV Variante A T-L 84% INV Variante B L-T 73% INV Variante B T-L 74% HDT-2x24 T351 L-T 100%

Exemple 3

Un autre lingot de taille industrielle appartenant au lot à coulée à refroidissement direct de l'Exemple 2 est transformé en une plaque de 152, 4 mm (6 pouces) d'épaisseur. Ce lingot est lui aussi écroûté, homogénéisé pendant 172 heures à 470'C + 24 heures à 4750C + refroidi à l'air jusqu'à la température ambiante. Le lingot est préchauffé pendant 8 heures à 410'C, puis est laminé à chaud jusqu'à 25 l'obtention d'une épaisseur d'environ 152 mm. La plaque laminée à chaud obtenue subit un traitement thermique de mise en solution pendant environ 7 heures à 4750C, puis une trempe à pulvérisation d'eau. Les plaques subissent une relaxation des contraintes par une opération d'étirage à froid d'environ 2,0%. On applique plusieurs processus différents de vieillissement en deux temps.

Les résultats de l'essai sous traction sont mesurés suivant EN 10.002. Les éprouvettes sont prélevées dans la position T/4. Le facteur d'intensité de contraintes critique, Kq, est mesuré suivant ASTM E399-90. Si les exigences de validité énoncées dans ASTM E399-90 sont respectées, ces valeurs de Kq sont une propriété 5 réelle de la matière et sont appelées Kiç. La valeur de Kic est mesurée à la température ambiante ("RT"). La résistance à la corrosion exfoliante est mesurée suivant ASTM G34-97. Les résultats sont donnés sur le Tableau 5. Toutes les variantes de vieillissement indiquées sur le Tableau 5 ont donné une évaluation tIEA".

Sur la Fig. 2 est donnée une comparaison avec des résultats présentés sur le Tableau 2 du document US-2002/0 150 498-Ai selon la technique antérieure, qui est intégré à titre de référence dans la présente description. Dans cette demande de brevet des E.U.A. est fourni un exemple (exemple 1) d'un produit similaire, mais à composition chimique différente, dont il est affirmé que sa sensibilité à la trempe est 15 optimisée. Dans l'alliage selon la présente invention, on obtient un équilibre similaire de la résistance à la traction par rapport à la ténacité, comme dans cette demande de brevet des E.U.A. Cependant, l'alliage selon la présente invention présente au moins une résistance EXCO supérieure. En outre, l'alliage selon la présente invention présente aussi une caractéristique d'allongement supérieure à celle indiquée sur le 20 Tableau 2 du document US-2002/0 150 498-Al. Globalement, l'équilibre des propriétés de l'alliage selon la présente invention, transformé en plaque de 152,4 mm (6 pouces) d'épaisseur, est meilleur que celui décrit dans US-2002/0 150 498-Al. Sur la Fig. 1, des données validées pour des épaisseurs de 75 à 220 mm sont également présentées pour l'alliage AA7050/7010 (cf. AIMS 03-02-022, décembre 2001), 25 l'alliage AA7050/7040 (cf. AIMS 03-02-019, septembre 2001) et l'alliage AA7085 (cf. AIMS 03-02-025, septembre 2002).

Tableau 5

TYS L UTS L A50OL Kc L-T Processus de vieillissement EXCO (MPa) (MPa) (%) (MPa.m'5) h /1200C + 11 h/1650C 453 497 9,9 - EA h /1200C + 13 h /1650C 444 492 12,5 44,4 EA h /1200C + 15 h /1650C 434 485 13,0 45, 0 EA h /1200C + 12 h /1600C 494 523 10,5 39,1 EA h /120C + 14 h /160C 479 213 8,3 - EA

Exemple 4

Un autre lingot de taille industrielle pris dans le lot de l'Exemple 2, coulé avec refroidissement direct, est transformé en plaques respectivement de 63,5 mm et 5 30 mm d'épaisseur. Le lingot coulé est écroûté, homogénéisé pendant 12 heures à 470 C + 24 heures à 475 C + refroidi à l'air jusqu'à la température ambiante. Le lingot est préchauffé à 410 C pendant 8 heures, puis laminé à chaud jusqu'à l'obtention d'épaisseurs respectivement de 63,5 et 30 mm. Les plaques laminées à chaud obtenues subissent un traitement thermique de mise en solution pendant 2 à 4 10 heures à 475 C, puis une trempe à pulvérisation d'eau. Les plaques subissent un traitement de relaxation des contraintes par une opération d'étirage à froid respectivement de 1, 7% et 2,1% pour les plaques de 63,5 mm et 30 mm. Plusieurs processus de vieillissement en deux temps différents sont appliqués.

Les résultats de l'essai de traction sont mesurés suivant EN 10.002. Le 15 facteur d'intensité de contrainte critique, Kq, est mesuré suivant ASTM E399-90 sur des éprouvettes CT. Si les exigences de validité énoncées dans ASTM E399-90 sont respectées, ces valeurs de Kq sont une propriété réelle de la matière et sont appelées Klc. La valeur Klc est mesurée à la température ambiante ("RT"). La résistance à la corrosion exfoliante EXCO est mesurée suivant ASTM G34-97. Les résultats sont 20 détaillés sur le Tableau 6. Toutes les variantes de vieillissement indiquées sur le Tableau 6 ont donné une évaluation "EA".

Tableau 6

Epaisseur TYS UTS A50 K1c L-T TYS UTS A50 K1c T-L Vieillissement (mm) MPa MPa (%) MPa.vm (MPa) (MPa) (%) MPa.m '" Direction L Direction L- T 63,5 120-5/150-12 566 594 10,7 42,4 532 572 9,8 32,8 63,5 120-5/155-12 566 599 11,9 40,7 521 561 11,2 33,0 63,5 120-5/160-12 528 569 13,0 51,6 497 616 11,6 40,2 120-5/150-12 565 590 14,2 46,9 558 582 13,9 36,3 120-5/155-12 557 589 14,4 51,0 647 572 13,6 39,2 120-5/160-12 501 548 15,1 65,0 493 539 14,3 46,8 Sur le Tableau 7 sont fournies les valeurs d'alliages industriels pour dessus d'ailes constituant actuellement l'état de la technique, et ce sont des données typiques d'après le fournisseur de cette matière (plaque en alliage 7150- T7751 et extrudés en alliage 7150-T77511, fabriqués par Alcoa Mill products, Inc., ACRP-069-B).

Tableau 7

Valeurs typiques obtenues avec une t1ôle ALCOA tech sur AA7150-T77 et AA7055-T77, les deux plaques ayant une épaisseur de 25 mm.

Epaisseur TYS UTS AS0 Kic L-T TYS UTS A50 K1c T-L Vieillissement (mm) MPa MPa (%) MPa.m05 (MPa) (MPa) (%) MPa.m ' Direction L Direction L- T 7150-T77 572 607 12,0 29,7 565 607 11,0 26,4 7055-177 514 634 11,0 28,6 614 641 10,0 26,4 Sur la Fig. 3 est fournie une comparaison de l'alliage selon l'invention avec 10 AA7150-T77 et AA7055-T77. On constate clairement d'après la Fig. 3 que l'équilibre de la résistance à la traction par rapport à la ténacité de l'alliage selon la présente invention est supérieur à celui de l'alliage actuellement commercialisé AA7150-T77, ainsi qu'à celui de AA7055-T77.

Exemple 5

Un autre lingot de taille industrielle pris dans le lot de l'Exemple 2, coulé avec refroidissement direct (ci-après, "alliage A" de l'Exemple 5) est transformé en plaques de 20 mm d'épaisseur. Il est également réalisé une autre coulée (appelée "alliage B" pour le présent exemple) ayant la composition chimique (en pourcentages 20 de poids) suivante: 7,39% de Zn, 1,68% de Mg, 1,59% de Cu, 0,08% de Zr, 0,03% de Si et 0,04% de Fe, le reste étant composé d'aluminium et d'impuretés inévitables.

Ces lingots sont écroûtés, homogénéisés pendant 12 heures à 470 C + 24 heures à 475 C + refroidis à l'air jusqu'à la température ambiante. Pour la suite du traitement, trois processus différents ont été utilisés.

Processus 1: Le lingot d'alliages A et B est préchauffé pendant 6 heures à 420 C puis est laminé à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur d'environ 20 mm.

Processus 2: Un lingot d'alliage A est préchauffé pendant 6 heures à 460 C puis est laminé à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur d'environ 20 mm.

Processus 3: Un lingot d'alliage B est préchauffé pendant 6 heures à 4200C puis est laminé à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur d'environ 24 mm, puis ces plaques sont laminées à froid jusqu'à l'obtention d'une épaisseur de 20 mm.

Ainsi a-t-on produit quatre variantes désignées par AI, A2, BI et B3. Les plaques obtenues subissent un traitement thermique de mise en solution à 4750C pendant environ 2 à 4 heures, puis une trempe par pulvérisation d'eau. Les plaques subissent une relaxation des contraintes par étirage à froid d'environ 2,1%. Plusieurs processus de vieillissement en deux temps différents sont appliqués, la mention " 12010 5/150-10" signifiant par exemple 5 heures à 1200C, puis 10 heures à 1500C.

Les résultats de l'essai sous traction sont mesurés suivant EN 10.002. Le facteur d'intensité de contrainte critique, Kq, est mesuré suivant ASTM E399-90 sur des éprouvettes CT. Si les conditions de validité énoncées dans ASTM E399-90 sont respectées, ces valeurs de Kq sont une propriété réelle de la matière et sont appelées 15 KIc ou K1C. On notera que la plupart des mesures de ténacité à la rupture du présent exemple n'ont pas pu mettre en évidence un respect des critères de validité quant à l'épaisseur des éprouvettes. Les valeurs mentionnées de Kq sont prudentes par rapport à Klc, autrement dit les valeurs mentionnées de Kq sont en fait généralement inférieures aux valeurs normales de KIc obtenues lorsque les critères de validité de 20 ASTM E399-90 concernant les dimensions des éprouvettes sont respectés. La résistance à la corrosion exfoliante est mesurée suivant ASTM G34-97. Les résultats sont détaillés sur le Tableau 8. Toutes les variantes de vieillissement indiquées sur le Tableau 8 présentent une évaluation EA pour la résistance EXCO.

Les résultats du Tableau 8 sont figurés sous la forme d'un graphique sur la 25 Fig. 4. Sur la Fig. 4, les courbes ont été ajustées à l'aide des données pour visualiser clairement les différences entre Ai, A2, BI et B3. D'après ce graphique, on peut constater clairement que les alliages A et B, en comparaison de Ai et Bl, ont un même comportement en ce qui concerne la résistance mécanique par rapport à la ténacité. Le meilleur équilibre de la résistance mécanique par rapport à la ténacité a 30 pu être obtenu soit par B3 (c'est-à-dire avec un laminage à froid jusqu'à l'obtention de l'épaisseur finale) soit par A2 (c'est-à-dire avec un préchauffage à une température supérieure). On notera également que les résultats du Tableau 8 font apparaître un équilibre nettement meilleur de la résistance mécanique par rapport à la ténacité que dans le cas des alliages AA7150-T77 et AA7055-T77, comme détaillé sur le Tableau 35 7.

TYS UTS A50 TYS UTS A50 K1C T-L Alliage Vieillissement MPa MPa (%) MPa MPa (%) MPa.m '5 Direction L Direction L-T B3 120-5/ 150-10 563 586 13,7 548 J 581 12,6 38,4

Tableau 8

B3 120-5 / 155-12 558 581 14,4 538 575 13,1 38,7 B3 120-5 / 160-10 529 563 14,6 517 537 13,7 40,3 BI 120-5 / 150-10 571 595 13,4 549 581 13,4 36, 5 BI 120-5 / 155-12 552 582 14,3 528 568 13, 37,1 Bi 120-5 / 160-12 510 552 15,1 493 542 14,5 39,4 AI 120-5 / 150-10 574 597 13,7 555 590 14,0 33, 7 AI 120-5 / 155-12 562 594 14,4 548 586 13,9 37,1 AI 120-5 / 160-12 511 556 15,0 502 550 14,3 37,6 A2 120-5 / 150-10 574 600 14,0 555 595 13,9 36, 7 A2 120-5 / 155-12 552 584 14,3 541 582 13,1 38,0 A2 120-5 / 160-12 532 572 14,8 527 545 12,4 39,8

Exemple 6

A une échelle industrielle, deux alliages sont coulés par coulée à refroidissement direct, avec une épaisseur de 440 mm et sont transformés en tôles de 4 mm d'épaisseur. Les compositions des alliages sont détaillées sur le Tableau 9, l'alliage B représentant une composition d'alliage selon une forme préférée de réalisation de l'invention lorsque l'alliage se présente sous la forme d'une tôle.

Les lingots sont écroûtés, homogénéisés pendant 12 heures à 470 C + 24 heures à 475 C, puis laminés à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur intermédiaire de 65 mm et subissent un laminage final à chaud jusqu'à une épaisseur d'environ 9 mm. Enfin, les produits intermédiaires laminés à chaud sont laminés à froid jusqu'à prendre une épaisseur de 4 mm. Les tôles obtenues subissent un 15 traitement thermique de mise en solution pendant une vingtaine de minutes à 475 C, puis une trempe par pulvérisation d'eau. Les tôles obtenues subissent une relaxation des contraintes par étirage à froid d'environ 2%. Les tôles étirées sont ensuite vieillies pendant 5 heures à 120 C + 8 heures à 165 C. Les propriétés mécaniques sont testées d'une manière analogue à l'Exemple 1 et les résultats sont détaillés sur le

Tableau 10.

Les résultats de cette expérience en vrai grandeur confirment les résultats de l'Exemple 1, à savoir que l'apport positif de Mn dans les limites définies améliore 5 nettement la ténacité (à la fois UPE et Ts/Rp) de la tôle en aboutissant à un très bon équilibre souhaitable de la résistance mécanique et de la ténacité.

Tableau 9

Composition chimique des alliages testés, le reste étant composé d'impuretés et 10 d'aluminium.

Alliage Si Fe Cu Mn Mg Zn Ti Zr A 0,03 0,08 1,61 - 1,86 7,4 0,03 0,08 B 0, 03 0,06 1,59 0,07 1,96 7,36 0,03 0,09

Tableau 10

Propriétés mécaniques des alliages testés pour deux directions d'essai.

Alliage __ Direction L Direction L-T Rp Rrn A50 TS UPE Ts/Rp Rp Rm A50 TS UPE Ts/Rp MPa MPa (%) MPa MPa (%) A 497 534 11,0 694 90 1,40 479 526 12,0 712 134 1,49 B 480 527 12,9 756 152 1,58 477 525 12,8 712 145 1,49

Exemple 7

A une échelle industrielle, deux alliages sont coulés par coulée à refroidissement direct, sur une épaisseur de 440 mm, et sont transformés en plaque de 152 mm d'épaisseur. Les compositions des alliages sont détaillées sur le Tableau l l, l'alliage C désignant un alliage typique entrant dans le cadre de la série AA7050 20 et l'alliage D représentant une composition d'alliage selon une forme préférée de l'invention, l'alliage se présentant sous la forme d'une plaque, par exemple une plaque épaisse.

Les lingots sont écroûtés, homogénéisés lors d'un cycle à deux temps de 12 heures à 470'C + 24 heures à 4750C et sont refroidis à l'air jusqu'à la température 25 ambiante. Le lingot est préchauffé pendant 8 heures à 140'C, puis laminé à chaud jusqu'à l'obtention de l'épaisseur finale. Les plaques obtenues subissent un traitement thermique de mise en solution à 475"C pendant environ 6 heures, puis une trempe à pulvérisation d'eau. La plaque obtenue est étirée par étirage à froid d'environ 2%. Les plaques étirées subissent un vieillissement à l'aide d'un processus de vieillissement en deux temps comprenant tout d'abord 5 heures à 120'C puis 12 heures à 1650C. Les propriétés mécaniques sont contrôlées d'une manière analogue à l'Exemple 3 dans les 5 trois directions d'essais et les résultats sont détaillés sur les Tableaux 12 et 13. Les éprouvettes sont prélevées dans la position S/4 dans la plaque pour les directions d'essais L et L-T et dans la position S/2 pour la direction d'essai ST. Le Kapp estmesuré aux emplacements S/2 et S/4 dans la direction L-T en utilisant des panneaux d'une largeur de 160 mm fissurés en leur centre et ayant une épaisseur de 6,3 mm 10 après fraisage. Ces mesures du Kapp sont réalisées à la température ambiante conformément à ASTM E561. La mention "ok" pour le paramètre SCC signifie qu'aucune défaillance n'est survenue après 45 jours à 180 MPa.

D'après les résultats des Tableaux 12 et 13, on peut constater que l'alliage selon l'invention, en comparaison de l'alliage AA7050, a des performances similaires 15 quant à la corrosion, que la résistance mécanique (limite d'élasticité et résistance à la traction) sont comparables ou légèrement meilleures que celles de l'alliage AA7050, en particulier dans la direction ST. Le plus important, c'est que l'alliage selon la présente invention présente des résultats nettement meilleurs en ce qui concerne l'allongement (ou A50) dans la direction ST. L'allongement (ou A50), en particulier 20 l'allongement dans la direction ST, est un important paramètre technique, notamment pour les nervures utilisées dans les voilures d'avions. L'alliage selon l'invention présente en outre une forte amélioration de la ténacité à la rupture (à la fois KIc et Kapp).

Tableau 11

Composition chimique des alliages testés, le reste étant composé d'impuretés et d'aluminium.

Alliage Si Fe Cu Mn Mg Zn Ti Zr C 0,03 0,04 2,14 - 2,04 6,12 0,02 0,09 D 0,03 0,05 1,58 0,07 1,96 7,35 0,03 0,09

Tableau 12

Résultats d'essais de traction subis par des plaques dans trois directions d'essai.

TYS YS S TYS UTS UTS UTS Allong. Allong. Allong.

Alliage (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (MPa) (%) (%/) (%)

L LT ST L LT ST L LT ST

C 483 472 440 528 537 513 9,0 7,3 3,3 D 496 486 460 531 542 526 9,2 8,0 5, 8

Tableau 13

Autres propriétés des plaques testées.

KIC L-T KIC T-L KIC S-L Kapp L-T Alliage (MPa.m0',5) (MPa.m0,5) (MPa.m05) (MPa.m0'5) EXCO SCC C 27,8 26,3 26,2 45,8(s/4) 52(s/2) EA ok D 30,3 29,4 29,1 62,6(s/4) 78,1(s/2) EA ok

Exemple 8

A une échelle industrielle, deux alliages sont coulés par coulée à 10 refroidissement direct sur une épaisseur de 440 mm et sont transformés en plaque de 63,5 mm d'épaisseur. Les compositions des alliages sont détaillées sur le Tableau 14, l'alliage F représentant une composition d'alliage selon une forme préférée de réalisation de l'invention, dans laquelle l'alliage se présente sous la forme de plaques pour ailes.

Les lingots sont écroûtés, homogénéisés au cours d'un cycle à deux temps de 12 heures à 470 C + 24 heures à 475 C et sont refroidis à l'air jusqu'à la température ambiante. Le lingot est préchauffé pendant 8 heures à 410 C, puis laminé à chaud jusqu'à l'obtention de l'épaisseur finale. Les plaques obtenues subissent un traitement thermique de mise en solution à 475 C pendant environ 4 heures, puis une trempe 20 par pulvérisation d'eau. La plaque obtenue est étirée par une opération d'étirage à froid d'environ 2%. Les plaques étirées sont vieillies à l'aide d'un processus de vieillissement en deux temps, tout d'abord 5 heures à 120 C, puis 10 heures à 155 C.

Les propriétés mécaniques sont testées dans trois directions, d'une manière analogue à l'Exemple 3, et sont détaillées sur le Tableau 15. Les éprouvettes sont 25 prélevées dans la position T/2. Les deux alliages ont un résultat de test EXCO "EB".

D'après les résultats du Tableau 15, on peut constater que l'apport positif de Mn provoque une amélioration des propriétés quant à la traction. Le plus important, c'est que les propriétés, et surtout l'allongement (ou A50), dans la direction ST sont nettement améliorées. L'allongement (ou A50) dans la direction ST est un paramètre 5 technique important pour les pièces de structure d'un avion, par exemple la matière des plaques de voilure.

Tableau 14

Composition chimique des alliages testés, le reste étant composé d'impuretés et 10 d'aluminium.

Alliage Si Fe Cu Mn Mg Zn Ti Zr E 0,02 0,04 1,49 - 1,81 7,4 0,03 0,08 F 0, 03 0,05 1,58 0,07 1,95 7,4 0,03 0,09

Tableau 15

Propriétés mécaniques des produits testés dans trois directions d'essai.

Alliage Direction L Direction LT Direction ST TYS UTS Allong. TYS UTS Allong. TYS UTS Allong.

(MPa) (MPa) (%) (MPa) (MPa) (%) (MPa) (MPa) (%) E 566 599 12 521 561 11 493 565 5,3 F 569 602 13 536 573 9,5 520 586 8,1

Claims (36)

REVENDICATIONS

1. Alliage d'aluminium à grande résistance mécanique et grande ténacité à la rupture et à bonne résistance à la corrosion, ledit alliage étant caractérisé en ce qu'il comprend essentiellement, en pourcentages de poids: Zn 6,5 à 9,5 Mg 1,2 à 2,2 Cu 1,0 à 1,9 Fe < 0,3, de préférence < 0, 14 Si < 0,20, de préférence < 0,12 éventuellement un ou plusieurs des éléments suivants Zr < 0,5 Sc < 0,7 Cr < 0,4 Hf <0,3 Mn < 0,8 Ti < 0,4 V <0,4 et autres impuretés ou éléments occasionnels, chacun < 0,05, au total < 0,15, 20 le reste étant composé d'aluminium.

2. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, caractérisé en ce que [(0,9xMg) - 0,6] < Cu < [(0,9xMg) + 0,05].

3. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, caractérisé en ce que [(0,9xMg) - 0,5] < Cu < [0,9xMg].

4. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, caractérisé en ce que [(0,9xMg) - 0,5] < Cu < [(0,9xMg) - 0,1].

5. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que Zn 6,5 à 7,9 Mg 1,4 à 2,10 Cu 1,2 à 1,80

6. Alliage d'aluminium selon la revendication 5, caractérisé en ce que Zn 6,5 à 7,9 Mg 1,4 à 1,95 Cu 1,2 à 1,75

7. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la limite inférieure pour la proportion de Zn est de 6,7%, et de préférence de 6,9%.

8 Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Zr est au maximum de l'ordre de 0,3%, de préférence au maximum de l'ordre de 0,15%.

9. Alliage d'aluminium selon la revendication 8, caractérisé en ce que la proportion de Zr est de l'ordre de 0,04 à 0,15% et de préférence de 0,04 à 0,1 1%.

10. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Cr est au maximum de l'ordre de 0,3%, de préférence au maximum de l'ordre de 0,15%.

11. Alliage d'aluminium selon la revendication 10, dans lequel la proportion de Cr est de 0,04 à 0,15%.

1S

12. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Mn est au maximum de l'ordre de 0,02% et de préférence au maximum de 0,01%.

13. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 1, caractérisé en ce que la proportion de Mn est de 0,05 à 0,30%.

14. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Mg est au moins de 1, 90% et de préférence au moins de 1,92%.

15. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que l'alliage est essentiellement constitué, en pourcentages 25 de poids, de: Zn 7,2 à 7,7 Mg 1,79 à 1,92 Cu 1,43 à 1,52 Zr ou Cr 0,04 à 0,15, de préférence 0,06 à 0,10 30 Mn < 0,02 Si < 0,07 Fe < 0,08 Ti < 0,05, de préférence < 0,01, les impuretés représentant chacune < 0,05%, pour un total de 0,15% en 35 poids, le reste étant composé d'aluminium.

16. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que l'alliage est essentiellement composé, en pourcentages de poids, de: Zn 7,2 à 7,7 Mg 1,79à 1,92 Cu 1,43 à 1,52 Zr ou Cr 0,04 à 0,15, de préférence 0,06 à 0,10 Mn 0,05 à 0,19, de préférence 0,09 à 0,19 Si < 0,07 Fe < 0,08 Ti < 0,05, de préférence < 0, 01, les impuretés représentant chacune < 0,05%, pour un total de 0,15% en poids, le reste étant composé d'aluminium.

17. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, 15 caractérisé en ce que l'alliage est essentiellement composé, en pourcentages de poids, de: Zn 7,2 à 7,7 Mg 1,90 à 1,97, de préférence 1, 92 à 1,97 Cu 1,43 à 1,52 Zr ou Cr 0,04 à 0,15, de préférence 0,06 à 0,10 Mn < 0,02, de préférence < 0,01 Si < 0,07 Fe < 0,08 Ti < 0,05, de préférence < 0,01, les impuretés représentant chacune < 0,05%, pour un total de 0,15% en poids, le reste étant composé d'aluminium.

18. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que l'alliage est essentiellement composé, en pourcentages de poids, de: Zn 7,2 à 7,7 Mg 1,90 à 1,97, de préférence 1, 92 à 1,97 Cu 1,43 à 1,52 Zr ou Cr 0,04 à 0,15, de préférence 0,06 à 0,10 Mn 0,05 à 0,19, de préférence 0,09 à 0,19 Si < 0,07 Fe < 0,08 Ti < 0,05, de préférence < 0,01, les impuretés représentant chacune < 0,05%, pour un total de 0,15% en poids, le reste étant composé d'aluminium.

19. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit a une résistance à la corrosion exfoliante EXCO évaluée à "EB" ou mieux, et de préférence "EA" ou mieux.

20. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit est sous la forme d'une tôle, d'une plaque, 10 d'une pièce forgée ou extrudée.

21. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit se présente sous la forme d'une tôle, d'une plaque, d'une pièce forgée ou extrudée faisant partie d'une pièce de structure d'un avion.

22. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit est une tôle de fuselage, une plaque de dessus d'aile, une plaque de dessous d'aile, une plaque épaisse pour pièces usinées, une pièce forgée ou une tôle mince pour lisses.

23. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, 20 caractérisé en ce que le produit a une épaisseur demm -_à 3 cractriséen e qu le rodut aune paiseurde 78 âà 76,2 mm(0,7à3 pouces) au point de sa section transversale ayant la plus grande épaisseur.

24. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 22, dans lequel le produit a une épaisseur inférieure à 38,1 mm, et de préférence a une épaisseur inférieure à 25,4 mm (1,0 pouce).

25. Alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes 1 à 22, caractérisé en ce que le produit a une épaisseur de 63,5 mm (2,5 pouces) et a de préférence une épaisseur de 63,5 à 279,4 mm (2,5 à 11 pouces).

26. Elément de structure en alliage d'aluminium pour avion commercial à 30 réaction, ladite pièce de structure étant en alliage d'aluminium selon l'une

quelconque des revendications 1 à 24.

27. Plaque de moule constituée par une épaisse plaque d'alliage d'aluminium selon la revendication 25.

28. Procédé de production d'un alliage à grande résistance mécanique, grande ténacité, de la série AA7xxx ayant une bonne résistance à la corrosion, comprenant les étapes de traitement consistant à: a) couler un lingot ayant une composition selon l'une quelconque des

revendications 1 à 1 7;

b) homogénéiser et/ou préchauffer le lingot après la coulée; c) travailler à chaud le lingot pour réaliser un produit pré-corroyé à l'aide d'un ou plusieurs procédés choisis parmi le groupe comprenant: le laminage, l'extrusion et le forgeage; 10 d) éventuellement réchauffer le produit pré travaillé et, e) transformer à chaud et/ou transformer à froid le produit sous la forme d'une pièce voulue; f) traiter thermiquement en solution ladite pièce formée, à une température et pendant une durée suffisantes pour mettre en solution 15 solide sensiblement tous les constituants solubles de l'alliage; g) tremper la pièce traitée thermiquement en solution à l'aide d'une trempe à pulvérisation ou d'une trempe à immersion dans de l'eau ou autres agents de trempe; h) éventuellement étirer ou comprimer la pièce trempée; i) vieillir artificiellement la pièce trempée et éventuellement étirée ou comprimée pour réaliser un revenu souhaité.

29. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en tôle pour fuselage.

30. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en tôle de fuselage d'une épaisseur inférieure à 38,1 mm (1,5 pouces).

31. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en plaque de dessous d'aile.

32. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en dessus d'aile.

33. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en produit extrudé.

34. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en produit forgé.

35. Procédé de fabrication selon la revendication 28, caractérisé en ce que l'alliage a été transformé en plaque mince d'une épaisseur de 17,8 à 76,20 mm (0,7 à 3 pouces).

36. Procédé de fabrication selon la revendication 28, dans lequel l'alliage a été 5 transformé en plaque épaisse d'une épaisseur pouvant atteindre 279,4 mm (1 1 pouces).