Brevet FR2789406A1 — publié le 20000811

I Produit en alliage AlCuMg pour élément de structure d'avion. Domaine technique L'invention concerne des produits laminés, filés ou forgés en alliage AlCuMg trempés et tractionnés, destinés à la fabrication d'éléments de structure d'avion, notamment des panneaux de peau et des raidisseurs d'intrados de voilure, et présentant, par rapport aux produits de l'art antérieur utilisés pour la même application, un compromis amélioré entre les propriétés de résistance mécanique, de formabilité, de ténacité, de tolérance aux dommages et contraintes résiduelles. La désignation des alliages et des états métallurgiques correspond à la nomenclature de l'Aluminum Association, reprise par les normes européennes EN 515 et EN 573. Etat de la technique Les ailes d'avions commerciaux de grande capacité comportent une partie supérieure (ou extrados) constituée d'une peau fabriquée à partir de tôles épaisses en alliage 7150 à l'état T651, ou en alliage 7055 à l'état T7751 ou 7449 à l'état T7951, et de raidisseurs fabriqués à partir de profilés du même alliage, et une partie inférieure (ou intrados) constituée d'une peau fabriquée à partir de tôles épaisses en alliage 2024 à l'état T351 ou 2324 à l'état T39, et de raidisseurs fabriqués à partir de profilés du même alliage. Les deux parties sont assemblées par des longerons et des nervures. L'alliage 2024 selon la désignation de l'Aluminum Association ou la norme EN 573-3 a la composition chimique suivante (% en poids): Si o0 (Zr), ainsi qu'une ténacité et une résistance à la fatigue améliorées. Le brevet EP 0473122 (= US 5213639) d'Alcoa décrit un alliage, enregistré à l'Aluminum Association comme 2524, de composition: Si et une résistance à la propagation de fissures améliorées par rapport au 2024. La demande de brevet EP 0731185 de la demanderesse concerne un alliage, enregistré ultérieurement sous le n 2024A, de composition: Si niveau réduit de contraintes résiduelles, sans perte sur les autres propriétés. Les brevets US 5863359 et US 5865914 d'Alcoa concernent respectivement une aile d'avion comportant un intrados en alliage de composition Cu:3,6 - 4 Mg: 1 - 1,6(préf: 1,15 - 1,5) Mn:0,3 - 0,7(préf.:0,5 - 0,6) Zr: 0,05 0,25 et préférentiellement Fe 60 ksi (414 MPa) et Kt1(L-T) > 38 ksiVinch (42 MPa'Im), et un procédé de fabrication d'un élément d'intrados ayant un Ro,2(LT) > 60 ksi comprenant la coulée d'un alliage de la composition précédente, une homogénéisation entre 471 et 482 C, une transformation à chaud à une température > 399 C, une mraise en solution au dessus de 488 C, une trempe, un écrouissage à froid de préférence de plus de 9% et une traction d'au moins 1%. Problème posé Pour la construction de nouveaux avions commerciaux de grande capacité, il est certes impératif de limiter le poids, de sorte que les cahiers des charges des constructeurs imposent des contraintes typiques plus élevées pour les panneaux de voilure, ce qui entraîne des valeurs minimales plus élevées pour les caractéristiques mécaniques statiques et la tolérance aux dommages des produits en alliage d'aluminium utilisés. L'utilisation de produits écrouis à l'état T39, tels que ceux préconisés dans les brevets US 5863359 et US 5865914, si elle conduit à des limites d'élasticité Ro,2 élevées, présente cependant un certain nombre d'inconvénients pour d'autres propriétés d'emploi importantes dans l'application visée. En effet, il en résulte un écart plastique, c'est-à-dire une différence entre la résistance à la rupture R,, et la limite d'élasticité R0,2, très réduit, ce qui entraîne une formabilité à froid plus faible et une moins bonne tenue en propagation de fissures de fatigue avec chargement à amplitude variable. En effet, le ralentissement de la propagation des fissures après surcharge partielle est moins important si l'écart plastique est réduit. De plus, des pièces de plus grande dimension doivent être usinées sans distorsion dans des tôles plus épaisses, ce qui implique une meilleure maîtrise du niveau de contraintes résiduelles. Or, l'état T39 s'est révélé peu favorable de ce point de vue. Le but de l'invention est donc de fournir des produits en alliage AICuMg à l'état trempé et déformé à froid, destinés à la fabrication d'intrados d'ailes d'avion, et présentant, par rapport aux produits similaires de l'art antérieur, un compromis plus favorable pour l'ensemble des propriétés d'emploi: résistance mécanique, vitesse de propagation de fissures, ténacité, résistance à la fatigue, et taux de contraintes résiduelles. Objet de l'invention L'invention a pour objet un produit laminé, filé ou forgé en alliage AICuMg, traité par mise en solution, trempe et traction à froid, destiné à la fabrication d'éléments de structure d'avion, de composition (% en poids): Fe la limite élastique dans le sens L, supérieur à 1,25 (et de préférence à 1,30). Elle a également pour objet un produit laminé (une tôle) de méme composition d'épaisseur comprise entre 6 et 60 mm et présentant à l'état trempé et tractionné l'un au moins des groupes de propriétés suivantes; a) Résistance à la rupture R,(L) > 475 Mpa et limite d'élasticité RO, 2(L) > 370 MPa b) Ecart plastique Rn - Ro,2 sens L et TL > 100 MPa c) Facteur d'intensité critique (sens L-T) Kó > 170 MPa'Jm et Ko > 120 MPaVm (mesurés selon la norme ASTM E561 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart- épaisseur avec les paramètres B = 5 mm, W = 500 et 2ao = 165 mm) d) Vitesse de propagation de fissures (L-T) da/dn, mesurée selon la norme ASTM E 647 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec W = 200 mm et B = 5mm: étant exprimées en mm. L'invention a aussi pour objet un procédé de fabrication d'un produit laminé, filé ou forgé comportant les étapes suivantes: - coulée d'une plaque ou d'une billette de la composition indiquée, - homogénéisation de cette plaque ou billette entre 450 et 500 C, - transformation à chaud et éventuellement à froid jusqu'au produit désiré, - mise en solution à une température comprise entre 480 et 505 C, - trempe à l'eau froide, traction à froid avec au moins 1,5% de déformation permanente, - vieillissement naturel à l'ambiante. Description de l'invention La composition chimique du produit diffère de celle du 2024 habituel par une teneur réduite en fer et silicium, avec de préférence Fe + Si thermogramme. Cette énergie spécifique doit être, de préférence, inférieure à 2 J/g. Puis on procède à la trempe à l'eau froide, et à une traction contrôlée conduisant à un allongement permanent d'au moins 1,5%. Le produit subit enfin un vieillissement naturel à température ambiante. Les produits selon l'invention présentent des caractéristiques mécaniques statiques nettement améliorées par rapport à l'alliage 2024-T351, utilisé actuellement pour les intrados d'aile d'avion, et à peine plus faibles que celles du 2034-T351. L'écart plastique et l'allongement élevés du matériau entrainent une excellente aptitude au formage à froid. La ténacité, mesurée par les facteurs d'intensité critique de contrainte en contrainte plane Kc et Kco est supérieure de plus de 10% à celle du 2024 et du 2034, et la vitesse de propagation de fissure da/dn est nettement améliorée par rapport à ces deux alliages, notamment pour les valeurs élevées de AK, et pour des chargements à amplitude variable. Les durées de vie en fatigue, mesurées sur des éprouvettes entaillées prélevées à mi-épaisseur dans le sens L, sont également améliorées de plus de 20% par rapport au 2024 et au 2034. Enfin, le niveau de contraintes résiduelles, mesuré par la flèche f après usinage à mi-épaisseur d'un barreau reposant sur deux supports distants d'une longueur 1, est plutôt bas, alors qu'on aurait pu s'attendre au contraire avec une structure fibrée. Cette flèche, mesurée en microns, est toujours inférieure au quotient (0,14 12)/e, la longueur 1 et l'épaisseur e de la tôle étant exprimées en mm. L'ensemble de ces propriétés font que les produits selon l'invention sont particulièrement bien adaptés à la fabrication d'éléments de structure d'avions, notamment des intrados d'ailes, mais également des profilés pour caisson de voilure, pour semelles de longerons et nervures assemblés et des peaux et raidisseurs de fuselage. Exemples On a coulé 3 plaques de largeur 1450 mm et d'épaisseur 446 mm respectivement en alliage 2024, 2034 et alliage selon l'invention. Les compositions chimiques (% en poids) des alliages sont données au tableau 1: Tableau 1 alliage Si Fe Cu Mg Mn Zr 2024 0,12 0,20 4,06 1,36 0,54 0, 002 2034 0,05 0,07 4,30 1,34 0,98 0, 104 invention 0,06 0,08 14,14 1,26 0,65 0, 102 Les plaques ont été scalpées, puis homogénéisées dans les conditions suivantes Pour le 2024, 2h à 495 C puis 5h à 460 C Pour le 2034, 5 h à 497 C Pour l'alliage selon l'invention, montée en 12 h et maintien de 6h à 483 C Une partie des tôles a été ensuite laminée à chaud jusqu'à une épaisseur de 40 mm par passes successives de l'ordre de 20 mm. Une autre partie des tôles a été laminée à chaud jusqu'à 15 mm. Pour l'alliage selon l'invention, la température d'entrée au laminage à chaud était de 467 C, la température de sortie à 40 mm de 465 C et celle à mm de 444 C. Les tôles ont été mises en solution dans les conditions suivantes 3h et 6h à 497 C pour les tôles en 2024 d'épaisseur respective 15 et 40 mm, 2h et 5h à 499 C pour les tôles en 2034 d'épaisseur 15 et 40 mm 9h à 497 C pour les tôles selon l'invention. Après trempe à l'eau froide, toutes les tôles ont subi ensuite une traction contrôlée à 2% d'allongement permanent. On a mesuré sur les tôles les caractéristiques mécaniques statiques dans les sens L et TL, à savoir la résistance à la rupture RP (en MPa), la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% Ro,2 (en MPa) et l'allongement à la rupture A (en %). Les résultats sont rassemblés au tableau 2 Tableau 2 Alliage Epaisseur Sens. Ro,2 A 2024 40 L 468 362 20,0 2024 40 TL 469 330 17,4 2024 15 L 462 360 21,2 2024 15 TL 467 325 17,6 2034 40 L 534 416 11,2 2034 40 TL 529 393 12,0 2034 15 L 548 431 13,8 2034 15 TL 531 395 14,6 Invention 40 L 510 384 15, 4 Invention 40 TL 475 336 18,9 Invention 15 L 501 390 16,7 Invention 15 TL 491 351 19,1 On a mesuré également la ténacité par les facteurs d'intensité critique en contrainte plane Kc et Ko (en MPalm) dans le sens L-T, selon la norme ASTM E 561, sur des éprouvettes CCT, prélevées à quart- épaisseur, de largeur W = 500 mm, d'épaisseur B = 5 mm, et une entaille centrale usinée par électroérosion 2ao = 165 mm, agrandie par essai de fatigue jusqu'à 170 mm. Les résultats sont donnés au tableau 3 Tableau 3 Alliage Epaisseur K Kzo 2024 40 143,4 105,2 2034 40 128,8 97,8 Invention 40 179,7 122 2034 15 136,4 103,7 Invention 15 173,6 124,3 On a mesuré également la vitesse de propagation de fissure de fatigue da/dn dans le sens L-T (en mm/cycle) pour différentes valeurs de AK (en MPaJm) selon la norme ASTM E 647. On utilise pour cela 2 éprouvettes CCT de largeur W = 200 mm et d'épaisseur B = 5 mm, prélevées à quart épaisseur de tôle dans le sens L-T. La longueur de l'entaille centrale usinée par électroérosion est de 30 mm, et cette entaille est agrandie par essai de fatigue à 40 mm. L'essai de mesure de vitesse de fissuration est effectué sur une machine MTS avec une sollicitation en R = 0,05 et une contrainte de 40 MPa, calculée pour obtenir une valeur de AK de 10 MPa'Im pour la longueur d'entaille de départ de 40 mm (résultats au tableau 4). Tableau 4 Alliage Ep. AK = 10 AK = 12 AK = 15 AK = 20 AK = 25 2024 40 9 I0o5 1,5 10-4 3,0 10-4 6 10-4 9 10o-3 2034 40 8 10-5 1,5 104 3 104 5,7 10-4 1,7 10-3 Inv. 40 5,5 10-5 1,7 10-4 2,0 10-4 4,0 104 7,8 104 2034 15 8 i0o- 1,5 10-4 3 104 5,2 10-4 2,1 03 Inv. 15 4,9 10' 6,0 10'5 1,3 10'4 2,5 10-4 5,4 10-4 Des essais de fatigue selon la spécification Airbus AITM 1-0011 ont été réalisés sur des éprouvettes à trou de longueur 230 mm, de largeur 50 mm et d'épaisseur 7,94 mm, prélevée à mi-épaisseur de la tôle sens L. Le diamètre du trou est de 7,94 mm. On a appliqué une contrainte moyenne pleine éprouvette de 80 MPa avec 4 niveaux de contraintes alternées: 85 MPa, 55 MPa, 45 MPa et 35 MPa pour les tôles de 40 mm, 110, 85, 55 et 45 MPa pour les tôles de 15 mm, avec 2 éprouvettes par niveau. Les valeurs moyennes de durée de vie (en nombre de cycles) sont indiqués au tableau 5. On constate que, pour des éprouvettes avec un facteur d'entaille K. = 2,5, la durée de vie en fatigue est améliorée de plus de 20% par rapport à l'alliage 2024. Tableau 5 alliage Epaisseur 80 + 85 80 + 55 80 + 45 80 + 35 mm MPa MPa MPa MPa 2024 40 36044 159721 2034 40 30640 125565 340126 839340 invention 40 42933 219753 392680 1018240 2034 15 41040 204038 352957 invention 15 45841 241932 429895 On a mesuré enfin les flèches f dans le sens L et TL, ainsi que le taux de recristallisation (en %) en surface, à quart-épaisseur et à mi-épaisseur, déterminé par analyse d'image après attaque chimique de l'échantillon. La flèche f est mesurée de la manière suivante. On prélève dans la tôle d'épaisseur e deux barreaux, l'un appelé barreau sens L, de longueur b dans le sens de la longueur de la tôle (sens L), de largeur 25 mm dans le sens de la largeur de la tôle (sens TL) et d'épaisseur e selon la pleine épaisseur de la tôle (sens TC), l'autre, appelé barreau sens TL, ayant 25 mm dans le sens L, b dans le sens TL et e dans le sens TC. On usine chaque barreau jusqu'à mi-épaisseur et on mesure la flèche à milongueur du barreau. Cette flèche est représentative du niveau de contraintes internes de la tôle et de son aptitude à ne pas se déformer à l'usinage. La distance I entre les supports était de 180 mm et la longueur b des barreaux de 200 mm. L'usinage est un usinage mécanique progressif avec des passes d'environ 2 mm. La mesure de la flèche à mi- longueur s'effectue à l'aide d'un comparateur d'une résolution d'un micron. Les résultats concernant les flèches et les taux de recristallisation sont donnés au tableau 6. Il Tableau 6 alliage Epaisseur fL (inm) fTL (km) Taux recr. Taux recr. Taux recr (Surf.) % (1/4 ép.) % ('/2 ép.)% 2024 40 210 120 79 58 30 2034 40 147 129 12 0 0 Invention 40 86 75 46 5 2 Revendications i. Produit laminé, filé ou forgé en alliage AICuMg, traité par mise en solution, trempe et traction à froid, destiné à la fabrication d'éléments de structure d'avion, de composition (% en poids): Fe au total, et présentant un rapport R,,(L)/R0,2(L) > 1,25 (de préférence > 1,30). 2. Produit selon la revendication 1, caractérisé en ce que Fe + Si 3. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications I ou 2, présentant à l'état trempé et tractionné une résistance à la rupture R, (L) > 475 MPa et une limite d'élasticité RO,2(L) > 370 MPa 4. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications I à 3, présentant à l'état trempé et tractionné un écart plastique entre la résistance à la rupture R, et la limite d'élasticité RO2 dans les sens L et TL > 100 MPa. 5. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications 1 à 4, présentant à l'état trempé et tractionné un facteur d'intensité critique (L-T) K > MPam et KIo > 120 MPaVm, mesurés selon la norme ASTM E 561 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec les paramètres W = 500 mm, B = 5 mm et 2ao = 165 mm. 6. Produit laminé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il présente un facteur d'intensité critique (sens L-T) Kc ou Ko augmenté d'au moins 10% par rapport à l'alliage 2024 dans les mêmes conditions. 7. Produit laminé d'épaisseur 6 à 60 mm selon l'une des revendications I à 6, présentant à l'état trempé et tractionné une vitesse de propagation de fissures (L- T) da/dn, mesurée selon la norme ASTM E 647 sur des éprouvettes entaillées prélevées à quart-épaisseur avec W = 200 mm et B = 5mm: 9. Produit laminé selon l'une des revendications 3 à 8, présentant une durée de vie moyenne en fatigue, mesurée sur une éprouvette entaillée prélevée à mi- épaisseur sens L, augmentée de plus de 20% par rapport à l'alliage 2024. 10. Procédé de fabrication d'un produit selon l'une des revendications I à 9, comportant les étapes suivantes: - coulée d'une plaque de la composition indiquée - homogénéisation de cette plaque entre 450 et 500 C, transformation à chaud, et éventuellement à froid, par laminage, filage ou forgeage jusqu'au produit désiré, - mise en solution à une température comprise entre 480 et 505 C, - trempe à l'eau froide, - traction à froid jusqu'à plus de 1,5% de déformation permanente, - vieillissement naturel à l'ambiante. 1 1. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que la transformation à chaud se fait avec une température de sortie > 420 C, et de préférence > 440 C. 12. Utilisation de tôles selon l'une des revendications 3 à 9 pour la fabrication de peau d'intrados de voilure d'avion. 13. Utilisation de profilés selon l'une des revendications I ou 2 pour la fabrication de raidisseurs d'intrados de voilure ou de fuselage d'avion.