Brevet FR3011252A1 — publié le 20150403

Tôle d'intrados à propriétés de tolérance aux dommages améliorées Domaine de l'invention L'invention concerne les produits laminés en alliage aluminium cuivre magnésium plus particulièrement, de tels produits, leurs procédés de fabrication et d'utilisation, destinés notamment à la construction aéronautique et aérospatiale. Etat de la technique L'augmentation sensible du prix des carburants a récemment conduit les avionneurs à proposer de nouveaux modèles présentant une consommation réduite. Notamment, de nouveaux avions monocouloir avec une motorisation améliorée ont été proposés. Cependant, les nouveaux moteurs utilisés étant plus lourds et volumineux les avionneurs sont confrontés à de nouvelles contraintes mécaniques sur les ailes. De plus il est souhaité par les compagnies aériennes de pouvoir davantage espacer les révisions complètes des structures et pour cela il est nécessaire d'améliorer encore les propriétés en fatigue des matériaux utilisés, en particulier pour la partie inférieure des ailes (intrados) qui est sollicitée en traction lors du vol. L'alliage 2024 à l'état T3 a été un matériau standard pour la réalisation d'intrados depuis de nombreuses années en raison de sa tolérance aux dommages élevée. Des produits ayant une tolérance aux dommages équivalente mais une résistance mécanique statique plus élevée ont été recherchés. L'alliage 2324 à l'état T39 permet d'obtenir une résistance mécanique plus élevée tout en conservant une ténacité similaire à celle de l'alliage 2024 à l'état T3, notamment en réalisant un laminage à froid d'environ 10%. Les brevets US 5863359 et US5865914 décrivent un alliage de composition (en % en poids) Cu : 3,6 - 4,0, Mg : 1,0 - 1,6, Mn : 0,3 - 0,7, Zr : 0,05 - 0,25 pour la réalisation d'éléments d'intrados. Typiquement le produit est laminé à froid d'environ 9% et détensionné avec un allongement permanent d'environ 1% et présente les propriétés suivantes : R0,2 (TL) d'au moins 414 MPa et KI c (L-T) d'au moins 42 MPa'im. Le brevet EP1026270 décrit un alliage de composition (en % en poids) Fe e / 7, - on trempe ladite tôle ainsi mise en solution, - on réalise une traction à froid de ladite tôle ainsi trempée avec une déformation comprise entre 1,5 et 3%, - on réalise un vieillissement à température ambiante. Encore un autre objet de l'invention est un élément d'intrados d'aile d'avion comprenant une tôle selon l'invention. Description de l'invention Sauf mention contraire, toutes les indications concernant la composition chimique des alliages sont exprimées comme un pourcentage en poids basé sur le poids total de l'alliage. L'expression 1,4 Cu signifie que la teneur en cuivre exprimée en % en poids est multipliée par 1,4. La désignation des alliages se fait en conformité avec les règlements de The Aluminium Association, connus de l'homme du métier. Sauf mention contraire les définitions des états métallurgiques indiquées dans la norme européenne EN 515 s'appliquent. Les caractéristiques mécaniques statiques en traction, en d'autres termes la résistance à la rupture Rin, la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% d'allongement Rp0,2, et l'allongement à la rupture A%, sont déterminés par un essai de traction selon la norme NF EN ISO 6892-1, le prélèvement et le sens de l'essai étant définis par la norme EN 485-1. Dans le cadre de l'invention, les caractéristiques mécaniques sont mesurées à mi-épaisseur des tôles. Sauf mention contraire, les définitions de la norme EN 12258 s'appliquent. La ténacité est mesurée conformément à la norme ASTM E399. Les présents inventeurs ont constaté qu'il est possible d'améliorer significativement le compromis entre la résistance mécanique statique, la propagation des fissures en fatigue sous spectre, la formabilité et le taux de contraintes résiduelles grâce à des produits laminés à l'état T351 en alliage 2XXX de composition soigneusement sélectionnée. L'invention concerne des tôles épaisses dont l'épaisseur est comprise entre 15 et 50 mm et de préférence entre 20 et 40 mm. Les présents inventeurs ont en particulier constaté que en sélectionnant la teneur en cuivre entre 3,85 et 4,15 % en poids et de préférence entre 3,90 et 4,10 % en poids, la teneur en magnésium entre 0,95 et 1,25 % en poids, de préférence entre 0,96 et 1,15% en poids et de manière préférée entre 0,98 et 1,10 % en poids, avec la condition supplémentaire que Cu + Mg Les autres éléments ont une teneur inférieure à 0,05 % en poids chacun, et de préférence inférieure à 0,03 % chacun et 0,15 % en poids au total et de préférence inférieure à 0,10 % en poids au total. Le reste est de l'aluminium. Les produits selon l'invention sont obtenus par un procédé dans lequel tout d'abord on 5 élabore et on coule en ajoutant un affinant de type A1TiB ou A1TiC un alliage de composition selon l'invention pour obtenir une plaque de laminage. Par affinant AlTiB on entend dans le cadre de la présente invention un alliage d'aluminium comprenant entre 1 et 10% de titane, entre 0,5 et 5% de bore, les produits typiquement utilisés, connus sous la référence AT3B et AT5B comprennent respectivement 3% et 5% de 10 titane et 1% de bore. Par affinant AITiC on entend dans le cadre de la présente invention un alliage d'aluminium comprenant entre 1 et 10% de titane et entre 0,01 et 1% de carbone, les produits typiquement utilisés, connus sous la référence AT3C0,15 et AT6C0,02 comprennent respectivement 3% de titane et 0,15 % de carbone et 6% de titane et 0,02 % de carbone. Ces produits peuvent être ajoutés dans le four ou dans une goulotte à l'aide d'un fil lors de la 15 coulée. Les présents inventeurs ont constaté que l'ajout d'un affinant de type AJTiC est avantageux car il permet d'obtenir des produits ayant des propriétés de fatigue sous spectre encore améliorées. Optionnellement on homogénéise ladite plaque de laminage à une température comprise entre 480°C et 510°C préféré entre 490 et 508°C. On lamine à chaud la plaque de laminage optionnellement homogénéisée pour obtenir une 20 tôle d'épaisseur e, exprimée en mm, comprise entre 15 et 50 mm. Avantageusement la température moyenne lors du laminage à chaud jusqu'à l'épaisseur 60 mm, c'est-à-dire la moyenne des températures de chaque passe de laminage à chaud jusqu'à l'épaisseur 60 mm, est au moins 450 °C. La température de sortie du laminage à chaud peut également influencer les propriétés mécaniques, avantageusement la température de sortie du laminage à chaud est 25 au moins 410 °C. On met en solution ladite tôle à une température comprise entre 480 et 505 °C pendant une durée t exprimée en heures telle que t > e / 7, où e est l'épaisseur de la tôle exprimée en mm. Ainsi pour une épaisseur de 15 mm la durée doit être au moins 2,1 h et pour une durée de 50 mm la durée doit être d'au moins 7,lheure. Les présents inventeurs ont constaté que de 30 manière surprenante une durée de mise en solution trop élevée peut être néfaste pour la performance en fatigue sous spectre et/ou pour la résistance mécanique statique, alors que l'on aurait imaginé au contraire qu'elle permettait d'améliorer encore la mise en solution et donc les performances mécaniques. Avantageusement la mise en solution est réalisée à une température d'au moins 495 °C ladite durée t exprimée en heures étant telle que t Les éléments d'intrados d'aile d'avion comprenant une tôle selon l'invention sont avantageux. Exemples Exemple 1 : tôles d'épaisseur 35 mm Dans cet exemple, des plaques de laminage ont été coulées. La composition des plaques ainsi que le type d'affinant utilisé sont donnés dans le tableau 1. Les plaques 8 à 14 ont une composition selon l'invention. Tableau 1. Caractéristiques des plaques coulées, les compostions sont données en % en poids. Essai Affinant Si Fe Cu Mn Mg Cu+Mg Ti Zr 1 AT5B 0,040 0,075 4,21 0,63 1,29 5,50 0,013 0,098 2 AT3C0,15 0,053 0,094 4,15 0,55 1,27 5,42 0,022 0,117 3 AT5B 0,023 0,029 4,08 0,57 1,16 5,24 0,021 0,106 4 AT5B 0,054 0,079 4,06 0,56 1,27 5,33 0,013 0,115 5 AT3C0,15 0,031 0,040 4,10 0,66 1,29 5,39 0,024 0,103 6 AT3C0,15 0,033 0,050 4,00 0,56 1,24 5,24 0,028 0,092 7 AT3C0,15 0,018 0,039 4,06 0,61 1,31 5,37 0,005 0,098 8 AT3C0,15 0,025 0,033 3,97 0,55 1,07 5,04 0,021 0,114 9 AT5B 0,026 0,063 4,01 0,54 1,05 5,06 0,022 0,106 10 AT5B 0,029 0,045 3,97 0,51 1,08 5,05 0,020 0,120 11 AT5B 0,026 0,063 4,01 0,54 1,05 5,06 0,022 0,106 12 AT3C0,15 0,024 0,028 4,03 0,57 1,09 5,12 0,023 0,108 13 AT3C0,15 0,025 0,033 3,97 0,55 1,07 5,04 0,021 0,114 14 AT3C0,15 0,030 0,044 3,94 0,52 0,99 4,93 0,020 0,118 Les tôles ont été laminées à chaud jusqu'à une épaisseur comprise entre 35 et 37 mm puis mises en solution à une température de 497 °C puis trempées. Toutes les tôles ont subi une traction contrôlée avec un allongement permanent de 2,2% et ont ensuite été vieillies naturellement à température ambiante pour obtenir un état T351. Les conditions de transformation sont données dans le tableau 2. Les durées de mise en solution des essais 3, 8 et 9 sont significativement plus élevées par rapport à celles des autres essais. Tableau 2 - Conditions de transformation des plaques i. Température Température de . Epaisseur . Durée de mise en Essai moyenne de de laminage à finale (mm) solution (h) laminage à chaud chaud (°C) jusqu'à jusqu'à l'épaisseur 60 mm (°C) 1 442 404 36,7 6 2 449 nd 35,5 6 3 460 449 36 9,3 4 431 nd 35,5 6 5 456 421 35,6 6 6 458 420 35,6 6 7 nd 450 36 6 8 459 441 36 9,3 9 457 408 36 9,6 10 461 435 35 5,1 11 455 419 35 6,7 12 455 431 35 7 13 454 429 35 6 14 nd 452 35 5,8 nd : non disponible On a mesuré les caractéristiques mécaniques statiques des tôles dans le sens L et TL, ainsi que la ténacité sur des éprouvettes de largeur 76 mm et d'épaisseur B = 2 mm, dans le sens T-L et dans le sens L-T. Les caractéristiques mécaniques statiques et la ténacité ont été mesurées à mi-épaisseur. De plus, on a mesuré la fatigue sous spectre représentative des conditions intrados d'un avion commercial selon la spécification d'un fabriquant d'avion sur des éprouvettes de type CCT, d'épaisseur 12 mm, de longueur 700 mm et de largeur 200 mm ayant une entaille de 30 mm. Les éprouvettes de caractérisation de fatigue sous spectre ont été prélevées de façon à être centrées 11 mm sous la surface de la tôle. Les résultats de fatigue sous spectre ont été obtenus après une préfissuration par fatigue jusqu'à ce la fissure atteigne 40 mm. Le résultat obtenu est le nombre de vols entre 50 mm et 130 mm de propagation de fissure. Les résultats obtenus sont donnés dans le Tableau 3. Tableau 3 - Caractéristiques mécaniques mesurées Essai m R L Rp0,2 L (MPa) A% R', TL Rp0,2 TL (MPa) A% TL Fatigue Kq W76 Kq W76 (MPa) L (MPa) sous spectre (nombre de vols) L-T T-L (MPa \lm) (MPa \lin) 1 500 383 15,6 467 331 16,6 4211 2 509 380 15,6 475 335 16,6 4293 3 500 379 16,3 474 336 18,3 4730 58,8 49,5 4 501 372 16,6 468 327 18,7 4940 5 524 413 15,5 493 369 17,9 4958 58,6 47,7 6 512 398 16,8 486 350 18,7 5001 57,7 49,0 7 520 399 14,9 488 352 17,6 5157 59,7 49,8 8 502 383 16,9 478 339 19,6 5183 60,6 52,3 9 482 357 16,8 462 323 18,6 5334 59,3 51,2 10 504 390 16,3 475 345 18,7 5437 62 59 11 486 371 16,2 464 329 18,4 5459 57,0 50,2 12 503 389 16,4 474 343 19,0 5516 61 54 13 492 374 15,8 465 331 18,0 5650 58,8 56,1 14 490 376 15,8 463 333 18,6 5676 59 50 Avec la composition selon l'invention, on obtient toujours un nombre de vols d'au moins 5183. Le nombre de vols obtenu pour l'échantillon 7 est plus faible malgré une teneur en silicium et en fer très faible. Ainsi, la composition selon l'invention permet donc d'obtenir une performance satisfaisante en fatigue sous spectre sans recourir à une très faible teneur en fer et en silicium, et pour les compositions hors invention en Cu, Mg et Mn une très faible teneur en fer et silicium ne permet pas d'atteindre une performance en fatigue suffisante. On constate par ailleurs, notamment en comparant les échantillons 8 et 13 ou 9 et 11, qu'une durée de mise en solution trop élevée est défavorable pour la performance en fatigue sous spectre. Les meilleurs résultats en fatigue sous spectre sont obtenus avec la combinaison d'une composition selon l'invention, d'un affinage de type A1TiC et d'une durée de mise en solution inférieure ou égale à l'épaisseur divisée par 4,5. Exemple 2 : tôles d'épaisseur 25 mm Dans cet exemple, des plaques de laminage on été coulées. La composition des plaques ainsi que le type d'affinant utilisé sont donnés dans le tableau 4. Les plaques 17 à 19 ont une composition selon l'invention. Tableau 4. Caractéristiques des plaques coulées. Les compostions sont données en % en poids. Essai Affinant Si Fe Cu Mn Mg Cu+Mg Ti Zr AT5B 0,035 0,075 4,11 0,61 1,24 5,35 0,016 0,093 16 AT5B 0,040 0,075 4,21 0,63 1,29 5,50 0,013 0,098 17 AT5B 0,026 0,063 4,01 0,54 1,06 5,07 0,022 0,106 18 AT5B 0,026 0,063 4,01 0,54 1,05 5,06 0,022 0,106 19 AT3C0,15 0,025 0,033 3,97 0,55 1,07 5,04 0,021 0,114 15 Les tôles ont été laminées à chaud jusqu'à une épaisseur de 25 mm puis mises en solution à une température de 497 °C puis trempées. Toutes les tôles ont subi une traction contrôlée avec un allongement permanent de 2,2% et ont ensuite été vieillies naturellement à température ambiante pour obtenir un état T351. Les conditions de transformation sont données dans le tableau 5 Tableau 5 - Conditions de transformation des plaques Essai Température Température de sortie de laminage à chaud Durée de mise en moyenne de solution (h) laminage à chaud jusqu'à l'épaisseur 60 mm 15 423 363 6 16 436 379 6 17 453,1 427,0 6,6 18 454,6 405,0 4,2 19 453,5 420,0 5,6 On a mesuré les caractéristiques mécaniques statiques des tôles dans le sens L et TL, ainsi que la ténacité sur des éprouvettes de largeur 76 mm dans le sens T-L et dans le sens L-T. Les caractéristiques mécaniques statiques et la ténacité ont été mesurées à mi-épaisseur. De plus, on a mesuré la fatigue sous spectre représentative des conditions intrados d'un avion commercial selon la spécification d'un fabriquant d'avion sur des éprouvettes de type CCT, d'épaisseur 12 mm, de longueur 700 mm et de largeur 200 mm ayant une entaille de 30 mm. Les éprouvettes de caractérisation de la fatigue sous spectre ont été prélevées de façon à être centrées à mi-épaisseur de la tôle. Les résultats de fatigue sous spectre ont été obtenus après une préfissuration par fatigue jusqu'à ce que la fissure atteigne 40 mm. Le résultat obtenu est le nombre de vols entre 50 mm et 130 mm de propagation de fissure. Les résultats obtenus sont donnés dans le Tableau 6. Tableau 6 - Caractéristiques mécaniques mesurées Essai 12,,, L Rp0,2 L (MPa) A% Rn, TL Rp0,2 TL (MPa) A% TL Fatigue Kq W76 Kq W76 (MPa) L (MPa) sous spectre (nombre de vols) L-T T-L (MPa \lm) (MPaVm) 493 366 19,2 482 332 19,5 5124 16 504 378 18,5 488 341 18,4 5293 17 486 366 16,9 470 329 18,9 5718 54,0 50,3 18 488 373 17,0 469 334 17,9 5910 52,7 49,0 19 497 382 17,1 474 340 19,3 6348 55,0 52,5 15 Pour cette épaisseur, on obtient toujours un nombre de vols d'au moins 5718 avec la composition selon l'invention. On constate comme pour l'épaisseur 35 mm, notamment en comparant les échantillons 17 et 18, qu'une durée de mise en solution trop élevée est défavorable pour la performance en fatigue sous spectre. Les meilleurs résultats en fatigue sous spectre sont à nouveau obtenus avec la combinaison d'une composition selon l'invention, d'un affinage de type A1TiC et d'une durée de mise en solution inférieure ou égale à 5,6 heures. REVENDICATIONS1. Produit laminé à l'état T351, dont l'épaisseur est comprise entre 15 et 50 mm, en alliage d'aluminium de composition, en % en poids, Cu : 3,85 - 4,15 Mg : 0,95 - 1,25 Mn : 0,45 - 0,57 Zr : 0,09 - 0,16 Ti : 0,005 - 0,1 Fe : 2. Produit selon la revendication 1 dans lequel Fe 0,030 - 0,060 % en poids et/ou Si : 0,020 - 0,040 % en poids. 3. Produit selon la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel, en % en poids, Mn : 0,48 - 0,55. 4. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel, en % en poids, Mg : 0,96 - 1,15 et de préférence 0,98 - 1,10. 5. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 4 dans lequel, en % en poids, Cu + Mg 6. Produit selon une quelconque des revendications 1 à 5 présentant un rapport Rm(L)/Rpo,2(L) > 1,25. 7. Procédé de fabrication d'un produit laminé selon une quelconque des revendications 1 à 6 dans lequel - on élabore et on coule en ajoutant un affinant de type A1TiB ou A1TiC un alliage selon la composition d'une quelconque des revendications 1 à 6 pour obtenir une plaque de laminage,- optionnellement on homogénéise ladite plaque de laminage à une température comprise entre 480°C et 510°C, - on lamine à chaud ladite plaque de laminage optionnellement homogénéisée pour obtenir une tôle d'épaisseur e comprise entre 15 et 50 mm, - on met en solution ladite tôle à une température comprise entre 480 et 505 °C pendant une durée t exprimée en heures telle que t > e / 7, - on trempe ladite tôle ainsi mise en solution, - on réalise une traction à froid de ladite tôle ainsi trempée avec une déformation comprise entre 1,5 et 3%, - on réalise un vieillissement à température ambiante. 8. Procédé selon la revendication 7 dans lequel ledit affinant est un affinant de type A1TiC. 9. Procédé selon la revendication 7 ou la revendication 8 dans lequel ladite mise en solution est réalisée à une température d'au moins 495 °C et ladite durée t est telle que t 10. Procédé selon une quelconque des revendications 7 à 9 dans lequel la température moyenne lors du laminage à chaud jusqu'à l'épaisseur 60 mm est au moins 450 °C. 11. Elément d'intrados d'aile d'avion comprenant une tôle selon une quelconque des revendications 1 à 6.