ES2314929T3

ES2314929T3 - Chapa de aluminio-cobre-litio con alta tenacidad para fuselaje de avion.

Info

Publication number: ES2314929T3
Application number: ES06764718T
Authority: ES
Inventors: Bernard Bes; Herve Ribes; Christophe Sigli; Timothy Warner
Original assignee: Alcan Rhenalu SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 2005-06-06
Filing date: 2006-06-02
Publication date: 2009-03-16
Anticipated expiration: 2026-06-02
Also published as: BRPI0610937B1; BRPI0610937A2; EP2017361A1; WO2006131627A1; DE602006003656D1; EP1891247A1; CA2608971C; RU2007145191A; CA2608971A1; RU2415960C2; ATE414183T1; EP1891247B1

Abstract

Procedimiento de fabricación de una chapa a base de aleación de aluminio que tiene altas tenacidad y resistencia mecánica, en el que: a) se elabora un baño de metal líquido que comprende entre un 3,0 y un 3,4% en peso de Cu, un 0,8 y un 1,2% en peso de Li, un 0,2 y un 0,5% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg y por lo menos un elemento elegido entre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf y Ti, la cantidad del correspondiente elemento, de ser elegido, siendo de entre un 0,05 y un 0,13% en peso para Zr, un 0,05 y un 0,8% en peso para Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso para Cr y Sc, un 0,05 y un 0,5% en peso para Hf y entre un 0,05 y un 0,15% en peso para Ti, siendo el resto aluminio y sus inevitables impurezas, con la condición adicional de que la cantidad de Cu y de Li sea tal que Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,2; b) se cuela una placa a partir del correspondiente baño de metal líquido c) se homogeneiza la correspondiente placa a una temperatura comprendida entre 490 y 530ºC durante 5 a 60 horas; d) se lamina la correspondiente placa en una chapa que tiene un espesor final comprendido entre 0,8 y 12 mm; e) se disuelve y se templa la correspondiente chapa; f) se tracciona de forma controlada la correspondiente chapa con una deformación permanente de entre un 1 y un 5%; g) se realiza un revenido por calentamiento de la correspondiente chapa entre 140 y 170ºC durante 5 a 30 horas.

Description

Chapa de aluminio-cobre-litio con alta tenacidad para fuselaje de avión.

Ámbito de la invención

La presente invención se refiere de forma general a productos de aleación de aluminio y en particular a tales productos necesarios para la industria aeroespacial y adecuados para un uso en aplicaciones de fuselaje.

Estado de la técnica

Hoy día en la industria aeronáutica civil y en particular para aplicaciones de fuselaje, existe una gran motivación para reducir tanto el peso como el coste. El fuselaje de un avión de transporte comercial está sometido a un complejo conjunto de tensiones que depende de la fase de funcionamiento (despegue, crucero, maniobra, aterrizaje...) y de las condiciones medioambientales (ráfagas de viento, vientos en cara,...). Además las diferentes partes del fuselaje están sometidas a distintas tensiones. A pesar de esta complejidad pueden distinguirse líneas directrices de diseño de mayor importancia que determinan el peso de la estructura, teniendo algunas de ellas un mayor impacto sobre el peso total que otras.

A modo de ejemplo la resistencia a la compresión y al corte en compresión es una línea directriz de diseño extremadamente importante puesto que los paneles de fuselaje más pesados sufren estos tipos de tensiones. Para que un nuevo material posibilite una reducción del peso de estos paneles sometidos en compresión, dicho material tiene que presentar un módulo de elasticidad elevado, un límite de elasticidad a 0,2% elevado (para resistir el pandeo) y una baja masa volúmica.

La segunda línea directriz de mayor importancia es la resistencia residual de paneles longitudinalmente fisurados (en la misma línea que el fuselaje). En lo que se refiere al diseño las normas de certificación aeronáuticas obligan a la toma en cuenta de la tolerancia a los daños, así suelen contemplarse grandes fisuras longitudinales o circunferenciales en los paneles de fuselaje para probar que pueda aplicarse cierto grado de tensión sin rotura catastrófica. Una propiedad conocida de los materiales imprescindibles en el diseño es la tenacidad bajo tensión plana. Sin embargo todos los factores de intensidad de tensión crítica conocidos no proporcionan sino una visión limitada de la tenacidad. El ensayo de curva R es un medio ampliamente reconocido para caracterizar las propiedades de tenacidad. La curva R representa la evolución del factor de intensidad de tensión efectiva crítica para la propagación de fisura de acuerdo con la extensión de fisura efectiva, bajo una tensión monótona. Permite la determinación de la carga crítica para una rotura inestable para cualquier configuración indicada para estructuras de aeronaves fisuradas. Los valores del factor de intensidad de tensión efectiva y de la extensión de fisura efectiva son valores definidos en la norma ASTM E561. La longitud de la curva R, a saber la extensión de fisura máxima de la curva, es un parámetro importante en sí para el diseño del fuselaje. El análisis clásico, que suele utilizarse, de los ensayos realizados en paneles con una fisura central da un factor de intensidad de tensión aparente de rotura (K_{app}). Este valor no varía significativamente de acuerdo con la longitud de la curva R, especialmente cuando la pendiente de la curva R es semejante a la pendiente de la curva relacionada con el factor de intensidad de tensión aplicado a la longitud de fisura (curva aplicada). Sin embargo, en una estructura de elemento estructural concreto tal como un panel que comprende refuerzos fijados, cuando una fisura progresa por debajo de un refuerzo no roto, la curva aplicada cae debido al efecto de adherencia del refuerzo. En tal caso puede producirse un mínimo local de la curva aplicada para una longitud de fisura superior a la suma de la longitud de fisura inicial y de la extensión de fisura bajo una carga monótona. En tal caso, para largas curvas R, se autorizan mayores tensiones antes de la rotura inestable. Así es interesante tener una curva R más larga, incluso para factores de intensidad de tensión críticos idénticos, tales como suelen determinarse clásicamente.

Para productos que tienen las mismas propiedades mecánicas, una masa volúmica inferior es claramente favorable para el peso de un elemento de estructura. Así una tercera línea directriz de mayor importancia es la masa volúmica del material. Además grandes partes del fuselaje no vienen tan altamente cargadas y el peso de la realización está limitado por un determinado límite generalmente llamado "espesor mínimo". El concepto de espesor mínimo corresponde al espesor más pequeño utilizable para la fabricación (en particular la manipulación de paneles) y la reparación (remache de reparación). En tal caso la única manera de reducir el peso consiste en utilizar un material que tenga una masa volúmica inferior.

Otras líneas directrices importantes son la propagación de fisuras en fatiga, sea bajo tensión con una amplitud constante, sea con una amplitud variable (debido a maniobras y ráfagas de viento, en especial en la dirección longitudinal, pero también alrededor del ala, en todas las direcciones).

Hoy día la mayor parte de los fuselajes de los aviones civiles está constituida por una chapa de aleación 2024, 2056, 2524, 6013, 6156 o 7475, chapada en cada cara en una aleación de aluminio poco cargada de elementos de aleación, una aleación 1050 ó 1070 por ejemplo. La aleación de revestimiento tiene por objeto proporcionar una resistencia a la corrosión suficiente. Una corrosión ligera generalizada o por picadura es tolerable pero no debe ser penetrante con el fin de no atacar la aleación central. Al diseñar los fuselajes se procura utilizar materiales no chapados para reducir los costes. Así la resistencia a la corrosión, y en particular la corrosión intergranular y la corrosión bajo tensión, del panel de fuselaje es un aspecto importante de sus propiedades.

Como se enuncia más arriba, la única manera de reducir el peso consiste en reducir, en ciertos casos, la masa volúmica de los materiales utilizados para la construcción aeronáutica. Hace mucho tiempo ya que las aleaciones de aluminio-litio están reconocidas como una solución eficaz para reducir el peso gracias a la baja masa volúmica de estas aleaciones. Sin embargo las aleaciones aluminio-litio del arte anterior no satisficieron simultáneamente las diferentes exigencias que acaban de mencionarse: módulo de elasticidad elevado, alta resistencia a la compresión, alta tolerancia a los daños y alta resistencia a la corrosión. En particular la obtención de una alta tenacidad con estas aleaciones resultó ser un problema difícil de resolver. Prasad et al por ejemplo establecieron recientemente (en Sadhana, vol. 28, partes 1 y 2, febrero/abril de 2003 páginas 209 a 246) que "las aleaciones Al-Li son materiales candidatos de primer orden para sustituir las aleaciones de Al tradicionalmente utilizadas. A pesar de sus numerosas ventajas de propiedades, una baja ductilidad en tensión y una tenacidad inadecuada, especialmente en las direcciones a través del espesor, van en contra de su aceptabilidad". Hoy día las aleaciones de Al-Li se limitaron a aplicaciones militares muy específicas tales como los materiales que tienen una alta resistencia a alta temperatura, los materiales que tienen una tenacidad mejorada a temperaturas criogénicas para aplicaciones aeroespaciales, en ciertas partes de helicópteros y piezas de fuselaje de aviones militares.

La patente US 5 032 359 (Martin Marietta) describe una familia de aleaciones que radica en aleaciones aluminio-cobre-magnesio-plata a las que se añadió litio en gamas específicas y que presentan una alta resistencia a temperatura ambiente y alta temperatura, una alta ductilidad a temperatura ambiente y alta temperatura, una aptitud a la extrusión, una forjabilidad y buenas propiedades de soldabilidad y de respuesta al envejecimiento natural. Los ejemplos describen productos extruidos. No se suministra ninguna información en cuanto a la tenacidad, el comportamiento en fatiga o la resistencia a la corrosión. En un modo de realización preferente la aleación tiene como composición entre un 3,0 y un 6,5% de cobre, un 0,05 y un 2,0% de magnesio, un 0,05 y un 1,2% de plata, un 0,2 y un 3,1% de litio, un 0,05 y un 0,5% de un elemento elegido entre el circonio, el cromo, el manganeso, el titanio, el boro, la hafnio, el vanadio, el diboruro de titanio y las mezclas de estas últimas.

El documento US 5 122 339 (Martin Marietta) es una continuación de la solicitud anterior. Entre otras cosas describe una utilización parecida de aleaciones a modo de aleaciones de soldadura o a modo de aleaciones soldadas.

El documento US 5 211 910 (Martin Marietta) describe las aleaciones a base de aluminio que contienen Cu, Li, Zn, Mg y Ag y que poseen propiedades favorables, como una masa volúmica bastante baja, un módulo elevado, combinaciones resistencia mecánica/ductilidad elevadas, una alta respuesta al envejecimiento natural con y sin previo endurecimiento por deformación en frío, y un módulo elevado después de un revenido con o sin previo endurecimiento por deformación en frío. Las aleaciones tienen como composición entre un 1 y un 7% de Cu, un 0,1 y un 4% de Li, un 0,01 y un 4% de Zn, un 0,05 y un 3% de Mg, un 0,01 y un 2% de Ag, un 0,01 y un 2% de un elemento elegido entre Zr, Cr, Mn, Ti, Hf, V, Nb, B y TiB_{2}, siendo el resto Al conjuntamente con sus inevitables impurezas. Esta invención describe cómo se pueden utilizar adiciones de Zn para reducir la proporción de Ag presentes en las aleaciones que se enseñan en el documento US 5 032 359 con el fin de reducir el coste.

El documento US 5 455 003 (Martin Marietta) describe un procedimiento de producción de aleaciones aluminio-cobre-litio que presentan una resistencia mecánica y una tenacidad mejoradas a temperaturas criogénicas. Se alcanzan las propiedades criogénicas mejoradas al ajustar la composición de la aleación, conjuntamente con los parámetros de tratamiento tales como la cantidad de endurecimiento por deformación en frío y el revenido. El producto se utiliza para depósitos criogénicos en vehículos de lanzamiento espacial.

El documento US 5 389 165 (Reynolds) describe una aleación a base de aluminio útil en estructuras de aeronaves y aeroespaciales, que tiene una baja masa volúmica, una alta resistencia mecánica y una alta tenacidad y que tiene como fórmula:

Cu_{a}Li_{b}Mg_{c}Ag_{d}Zr_{e}Al_{bal}

donde a, b, c, d, e y bal indican la cantidad en% en peso de componentes de aleación, y donde 2,8 < a < 3,8, 0,80 < b < 1,3, 0,20 < c < 1,00, 0,20 < d < 1,00 y 0,08 < e < 0,40. Preferentemente los componentes cobre y litio se ajustan de suerte que la proporción combinada de cobre y de litio quede mantenida por debajo del límite de solubilidad, para evitar una pérdida de la tenacidad durante una exposición a alta temperatura. La relación entre las proporciones de cobre y de litio también tiene que satisfacer la siguiente relación:

Cu (% en peso) + 1,5 Li (% en peso) < 5, 4.

Se aplican condiciones especiales de tracción controlada, entre un 5 y un 11%. Los ejemplos se limitan a un espesor de 19 mm y una proporción de circonio superior o igual a un 0,13% en peso.

El documento US 2004/0071586 (Alcoa) divulga una aleación Al-Cu-Mg que comprende entre un 3 y un 5% en peso de Cu, un 0,5 y un 2% en peso de Mg y entre un 0,01 y un 0,9% en peso de Li. Según esta solicitud de patente la tenacidad de las aleaciones, para las que una adición de Li está comprendida entre un 0,2 y un 0,7% en peso, está significativamente mejorada con respecto a aleaciones semejantes que no contienen Li o que contienen una cantidad de Li más elevada.

Existe la necesidad de obtener una aleación de Al-Li con alta resistencia mecánica, alta tenacidad y en particular con una elevada extensión de fisura antes de una rotura inestable, con alta resistencia a la corrosión, para aplicaciones aeronáuticas y en particular para aplicaciones de chapa de fuselaje.

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Objeto de la invención

Por estas razones y otras los presentes inventores llegaron a la presente invención relativa a una aleación aluminio-cobre-litio-magnesio-plata, que presenta una alta resistencia mecánica, una alta tenacidad y específicamente una elevada extensión de fisura antes de una rotura inestable de paneles anchos prefisurados, y una alta resistencia a la corrosión.

Un objeto de la presente invención es un procedimiento de fabricación de una chapa a base de una aleación de aluminio que tiene altas tenacidad y resistencia mecánica, en el que:

a) se elabora un baño de metal líquido que comprende entre un 3,0 y un 3,4% en peso de Cu, un 0,8 y un 1,2% en peso de Li, un 0,2 y un 0,5% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg y por lo menos un elemento elegido entre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf y Ti, la cantidad del correspondiente elemento, de ser elegido, siendo de entre un 0,05 y un 0,13% en peso para Zr, un 0,05 y un 0,8% en peso para Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso para Cr y Sc, un 0,05 y un 0,5% en peso para Hf y entre un 0,05 y un 0,15% en peso para Ti,

siendo el resto aluminio y sus inevitables impurezas,

con la condición adicional de que la cantidad de Cu y de Li sea tal que

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,2;

b) se cuela una placa a partir del correspondiente baño de metal líquido

c) se homogeneiza la correspondiente placa a una temperatura comprendida entre 490 y 530ºC durante 5 a 60 horas;

d) se lamina la correspondiente placa en una chapa que tiene un espesor final comprendido entre 0,8 y 12 mm;

e) se disuelve y se templa la correspondiente chapa;

f) se tracciona de forma controlada la correspondiente chapa con una deformación permanente de entre un 1 y un 5%;

g) se realiza un revenido por calentamiento de la correspondiente chapa entre 140 y 170ºC durante 5 a 30 horas.

Otro objeto de la invención es un producto laminado, extruido y/o forjado de aleación de aluminio que comprende entre un 3,0 y un 3,4% en peso de Cu, un 0,8 y un 1,2% en peso de Li, un 0,2 y un 0,5% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg y por lo menos un elemento elegido entre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf y Ti, la cantidad del correspondiente elemento, de ser elegido, siendo de entre un 0,05 y un 0,13% en peso para Zr, un 0,05 y un 0,8% en peso para Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso para Cr y Sc, un 0,05 y un 0,5% en peso para Hf y de entre un 0,05 y un 0,15% en peso para Ti, siendo el resto aluminio y sus inevitables impurezas, con la condición adicional de que la cantidad de Cu y de Li sea tal que

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,2.

Otros objetos de la invención son elementos de estructuras, refuerzos y paneles de fuselaje obtenidos a partir de los correspondientes productos laminados, extruidos y/o forjados.

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Descripción de las figuras

Figura 1: curva R en el sentido T-L (probeta CCT760).

Figura 2: curva R en el sentido L-T (probeta CCT760).

Figura 3: evolución de la velocidad de agrietamiento en el sentido T-L cuando varía la amplitud del factor de intensidad de tensión.

Figura 4: evolución de la velocidad de agrietamiento en el sentido L-T cuando varía la amplitud del factor de intensidad de tensión.

Figura 5: curva R en el sentido T-L (probeta CCT760) de muestras según la invención obtenida con diferentes grados de deformación por tracción.

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Descripción detallada de la invención

Salvo indicación contraria todas las indicaciones relativas a la composición química de las aleaciones se expresan como un porcentaje en peso basado en el peso total de la aleación. La denominación de las aleaciones se hace cumpliendo los reglamentos de The Aluminium Association conocidos por el especialista. Las definiciones de los estados metalúrgicos están indicadas en la norma europea EN 515.

Salvo indicación contraria las características mecánicas estáticas, en otros términos la resistencia a la rotura Rm, el límite de elasticidad convencional a 0,2% de alargamiento R_{p0,2} y el alargamiento de rotura A, se determinan mediante un ensayo de tracción según la norma EN 10002-1, definiéndose la toma de muestra y el sentido del ensayo con la norma EN-485-1.

La velocidad de agrietamiento (da/dN) se determina según la norma ASTM E 647. Una curva de la intensidad de tensión de acuerdo con la extensión de fisura, conocida como la curva R, se determina según la norma ASTM E 561. El factor de intensidad de tensión crítico K_{c}, en otros términos el factor de intensidad con el que la fisura resulta inestable, se calcula a partir de la curva R. El factor de intensidad de tensión K_{CO} también se calcula atribuyendo la longitud de fisura inicial a la carga crítica, al principio de la carga monótona. Estos dos valores se calculan para una probeta de la forma requerida. K_{app} representa el factor K_{CO} que corresponde a la probeta utilizada para K_{C} que corresponde a la probeta utilizada para efectuar efectuar el ensayo de curva R. K_{eff} representa el factor el ensayo de curva R. \Deltaa_{eff(max)} representa la extensión de fisura del último punto válido de la curva R. Salvo indicación contraria el tamaño de la fisura al final de la etapa de prefisuración por fatiga es W/3 para probetas del tipo M(T), donde W es la anchura de la probeta tal como se define en la norma ASTM E561. Es de notar que la anchura de la probeta utilizada en un ensayo de curva R puede tener una influencia sustancial sobre la intensidad de tensión medida en el ensayo. Las chapas de fuselaje siendo grandes paneles, los resultados de curva R obtenidos en muestras suficientemente anchas, tales como muestras que tienen una anchura superior o igual a los 400 mm, se consideran como siendo los más significativos para la evaluación de la tenacidad. Por esta razón las muestras de ensayo CCT760, que eran de 760 mm de ancho, se utilizaron preferentemente para la evaluación de la tenacidad. La longitud de fisura inicial 2ao =
253 mm.

También se evaluó la tenacidad en los sentidos T-L con ayuda de la energía total de rotura E_{g} según la prueba de Kahn. La tensión de Kahn R_{e} (en MPa) es igual a la relación de la carga máxima F_{max} que la probeta puede soportar sobre la sección de la probeta (producto del espesor B por la anchura W). R_{e} no permite evaluar la tenacidad relativa de muestras cuyas características mecánicas estáticas son distintas. La energía total de rotura E9 se determina como el área por debajo de la curva Fuerza-Desplazamiento hasta la rotura de la probeta, E_{g} tiene una relación directa con la tenacidad. El ensayo se describe en el artículo "Kahn-Type Tear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet", publicado en la revista Materials Research & Standards, Abril de 1964, p. 151- 155. La probeta utilizada para la prueba de tenacidad de Kahn se describe por ejemplo en el "Metals Handbook", 8th Edition, vol. 1, American Society for Metals, pp. 241-242.

Cuando se hable de "chapa" se hace referencia a un producto laminado que no excede los 12 mm de espesor.

El término "elemento de estructura" se refiere a un elemento utilizado en construcciones mecánicas, cuyas características mecánicas estáticas y/o dinámicas tienen una importancia peculiar para el resultado y la integridad de la estructura, y para el que suele prescribirse o efectuarse un cálculo de la estructura. Se trata típicamente de una pieza mecánica cuyo fallo es susceptible de poner en peligro la seguridad de las correspondientes construcciones, la de sus usuarios o de los demás. Para un avión, estos elementos de estructura comprenden en particular los elementos que componen el fuselaje (tales como la piel de fuselaje (fuselage skin en inglés), los refuerzos o largueros de fuselaje (stringers), los tabiques estancos (bulkheads), los fuselajes circulares (circumferential frames), las alas (tales como la piel de ala (wing skin), los refuerzos (stringers o stiffeners), las costillas (ribs) y los largueros (spars)) y las aletas en particular integradas por estabilizadores horizontales y verticales (horizontal or vertical stabilisers) así como los perfiles de suelo (floor beams), los carriles de asientos (seat tracks) y las puertas.

Ventajosamente la aleación aluminio-cobre-litio- plata-magnesio según un modo de realización de la invención tiene la siguiente composición:

CUADRO 1 Gamas de composición de aleaciones (% en peso, siendo el resto Al)

1

Para obtener los resultados deseados en términos de tenacidad, puede ser ventajoso obtener una disolución casi perfecta durante un tratamiento térmico de disolución y también minimizar la descomposición de la solución sólida durante el temple. Los inventores determinaron que esto puede obtenerse al limitar la cantidad total de Cu y de Li por ejemplo, según la siguiente relación entre el cobre y el litio

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,2

y al garantizar una velocidad de refrigeración suficientemente alta durante el temple, por temple en agua fría por ejemplo.

Para las composiciones preferentes y más preferentes del cuadro 1, la relación entre el cobre y el litio es preferentemente:

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5.

Se incluye por lo menos un elemento tal como Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti o una combinación de éstos para afinar el grano. Las adiciones dependen del elemento: entre un 0,05 y un 0,13% en peso (preferentemente entre un 0,09 y un 0,13% en peso) para Zr, entre un 0,05 y un 0,8% en peso para Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso para Cr y Sc, un 0,05 y un 0,5% en peso para Hf y entre un 0,05 y un 0,15% en peso para Ti. Cuando se añaden varios de estos elementos antirrecristalizantes, la suma puede limitarse con la aparición de fases primarias.

En otra realización ventajosa de la invención el afino del grano se realiza gracias a la adición de entre un 0,05 y un 0,13% en peso de Zr, un 0,02 y un 0,3% en peso de Sc y de forma opcional un 0,05 y un 0,8% en peso de Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso de Cr, un 0,05 y un 0,5% en peso de Hf y entre un 0,05 y un 0,15% en peso de Ti.

En ciertos casos, y particularmente para las chapas laminadas en caliente con un espesor comprendido entre 4 y 12 mm, puede ser ventajoso limitar la proporción de Mn a un 0,05% en peso y preferentemente a un 0,03% en peso. Los inventores observaron que para tales espesores la presencia de Mn hace más difícil el control de la estructura granular y puede afectar las propiedades mecánicas a la vez que la tenacidad.

Fe y Si suelen afectar las propiedades de tenacidad. Preferentemente la cantidad de Fe tendría que limitarse a un 0,1% en peso y preferentemente la cantidad de Si tendría que limitarse a un 0,1% en peso (preferentemente a un 0,05% en peso). Preferentemente también todos los otros elementos tendrían que limitarse a un 0,1% en peso (preferentemente a un 0,05% en peso).

Los inventores descubrieron que si la proporción de cobre es superior a un 3,4% en peso, en ciertos casos las propiedades de tenacidad pueden caer rápidamente. Para ciertos modos de realización de la invención se recomienda no sobrepasar una proporción de cobre de un 3,3% en peso. Preferentemente la proporción de cobre es superior a un 3,0% incluso a un 3,1% en peso.

Los presentes inventores observaron que las proporciones de Zr superiores a un 0,13% en peso pueden, en ciertos casos, llevar a un resultado de tenacidad inferior. Cualquiera que sea la razón de esta caída de la tenacidad, los inventores descubrieron que una proporción de Zr superior llevaba a una formación de fases primarias Al_{3}Zr. En este caso puede utilizarse una temperatura de colada elevada para evitar la formación de fases primarias, pero esto puede llevar a una menor calidad del metal líquido en términos de inclusión y de proporción de gas. Por eso los presentes inventores consideran que ventajosamente el Zr no tendría que sobrepasar un 0,13% en peso.

Los inventores descubrieron que si la proporción de Li es inferior a un 0,8% en peso incluso a un 0,9% en peso, la mejora de la resistencia mecánica es demasiado pequeña. En ciertos casos puede ser ventajoso que la proporción de Li sea > 0,9% en peso. También con estas pequeñas proporciones de Li la disminución de densidad de la aleación es demasiado pequeña. Para una proporción de Li superior a un 1,4%, incluso superior a un 1,2% en peso, incluso superior a un 1,1% en peso, la tenacidad baja de manera significativa. También estas elevadas proporciones de Li tienen varias desventajas en particular en lo que se refiere a la estabilidad térmica, la colabilidad y el coste de las materias primas.

La adición de Ag es una característica esencial de la invención. Los resultados de resistencia mecánica y de tenacidad observados por los inventores no suelen alcanzarse para aleaciones que no contienen plata. Los inventores piensan que la plata desempeña una determinada función durante la formación de las fases endurecedoras que contienen cobre, formadas durante el envejecimiento natural o artificial, y que permite en particular la formación de fases más finas y una distribución más homogénea de dichas fases. El efecto ventajoso de Ag se observa para una proporción de este elemento superior a un 0,1% en peso y preferentemente superior a un 0,2% en peso. Para limitar el coste vinculado a la adición de Ag, puede ser ventajoso no sobrepasar un 0,5% en peso, incluso un 0,4% en peso.

La adición de Mg mejora la resistencia mecánica y disminuye la densidad. Sin embargo una adición excesiva de Mg tendría un efecto nefasto sobre la tenacidad. En una realización ventajosa de la invención la proporción de Mg está limitada a un 0,4% en peso. Los inventores piensan que la adición de Mg también podría desempeñar una determinada función durante la formación de las fases que contienen cobre.

Después se cuela el baño de metal líquido que tiene una composición según la invención. La presente invención permite obtener un producto laminado, extruido y/o forjado cuyo espesor está comprendido, de forma ventajosa, entre 0,8 y 12 mm y preferentemente entre 2 y 12 mm.

Según un modo de realización ventajoso de la presente invención se cuela en forma de placa una aleación que tiene cantidades ajustadas de elementos de aleación. Después se homogeneiza la placa entre 490 y 530ºC durante 5 a 60 horas. Los inventores observaron que en ciertos casos las temperaturas de homogeneización superiores a los 530ºC pueden tender a reducir el resultado de tenacidad.

Antes de la laminación en caliente se calientan las placas entre 490 y 530ºC durante 5 a 30 h. Se realiza una laminación en caliente para obtener un espesor comprendido entre 4 y 12 mm. De ser necesario, para un espesor de unos 4 mm o menos, puede añadirse una etapa de laminación en frío. Preferentemente la chapa obtenida tiene un espesor comprendido entre 0,8 y 12 mm y la invención es más ventajosa para chapas de 2 a 12 mm de espesor, incluso de 2 a 9 mm y más ventajosamente para chapas de 3 a 7 mm de espesor. Las chapas se disuelven después, por tratamiento térmico entre 490 y 530ºC, entre 15 min. y 2 h por ejemplo, y después se templan con agua a temperatura ambiente o preferentemente con agua fría.

El producto se somete después a una tracción controlada de entre un 1 y un 5% y preferentemente un 2,5 y un 4%. Tales grados de endurecimiento por deformación en frío también pueden obtenerse por laminación en frío, aplanado, forja o una combinación de estos métodos y de la tracción controlada. De manera ventajosa el endurecimiento por deformación en frío total después de un temple está comprendido entre un 2,5 y un 4%. En particular, cuando una operación de aplanado se efectúa entre el temple y la tracción controlada y que no se realiza ninguna otra deformación en frío, puede ser ventajoso que la deformación por tracción controlada esté comprendida entre un 1,7 y un 3,5%. Los inventores observaron que la tenacidad tiende a disminuir cuando la deformación por tracción controlada es superior a un 5%. Además los resultados de la prueba de Kahn, en particular E_{g}, tienden a disminuir para deformaciones permanentes superiores a un 5%. Así se recomienda no sobrepasar una deformación permanente de un 5%. Además, si la tracción es superior a un 5%, puede que haya dificultades industriales tales como una puesta por obra elevada así como dificultades de conformación, lo que aumenta el coste del producto.

Se realiza un revenido a una temperatura comprendida entre 140 y 170ºC durante 5 a 30 h, lo que permite obtener un estado T8. En ciertos casos, y en particular para las composiciones preferentes y más preferentes del cuadro 1, el revenido se realiza más preferentemente entre 140 y 155ºC durante 10 a 30 h. Las bajas temperaturas de revenido suelen favorecer una alta tenacidad. En un modo de realización de la presente invención la etapa de revenido se divide en dos etapas: una etapa de revenido previo, anterior a una operación de soldadura, y un tratamiento térmico final de un elemento de estructura soldado. En el marco de la presente invención una soldadura por fricción-mezcla es una técnica de soldadura preferente.

Las chapas según la invención tienen propiedades ventajosas para microestructuras recristalizadas, no recristalizadas o mixtas (es decir con zonas recristalizadas y zonas no recristalizadas). En ciertos casos los inventores observaron que podía ser ventajoso evitar las microestructuras mixtas: para las chapas cuyo espesor está comprendido entre 4 y 12 mm, puede ser ventajoso que la microestructura no esté totalmente recristalizada.

Las características de las chapas obtenidas según la invención están en el estado T8:

- Preferentemente el límite de elasticidad convencional R_{p0,2} en el sentido L es de por lo menos 440 MPa, preferentemente de por lo menos 450 MPa, incluso de por lo menos 460 MPa.

- Preferentemente la resistencia a la rotura Rm en el sentido L es de por lo menos 470 MPa, preferentemente de por lo menos 480 MPa, incluso de por lo menos 490 MPa.

- Las propiedades de tenacidad que utilizan probetas CCT760 (con 2ao = 253 mm) son tales que:

K_{app} en la dirección T-L es preferentemente de por lo menos 110 MPa\surdm y preferentemente de por lo menos 130 MPa\surdm, incluso de por lo menos 140 MPa\surdm;

K_{app} en la dirección L-T es de por lo menos 150 MPa\surdm y preferentemente de por lo menos 170 MPa\surdm;

K_{eff} en la dirección T-L es de por lo menos 130 MPa\surdm y preferentemente de por lo menos 150 MPa\surdm;

K_{eff} en la dirección L-T es de por lo menos 170 MPa\surdm, incluso de por lo menos 190 MPa\surdm y preferentemente de por lo menos 230 MPa\surdm;

\Deltaa_{eff(max)}, la extensión de fisura del último punto válido de la curva R en la dirección T-L, es preferentemente de por lo menos 30 mm y preferentemente de por lo menos 40 mm;

\Deltaa_{eff(max)}, la extensión de fisura del último punto válido de la curva R en la dirección L-T, es preferentemente de por lo menos 50 mm.

Ventajosamente la conformación de la chapa de la invención puede efectuarse por embutición profunda, estirado, conformación por estirado, arrollamiento o plegado, estas técnicas son conocidas por el especialista.

En el ensamblaje de piezas estructurales, de ser necesario, pueden utilizarse todas las técnicas conocidas y posibles de remache y soldadura apropiadas para aleaciones de aluminio. La correspondiente chapa puede fijarse a refuerzos o fuselajes circulares, por remache o soldadura por ejemplo. Los inventores descubrieron que, de haber elegido la soldadura, puede ser preferible utilizar técnicas de soldadura a baja temperatura que ayudan a garantizar que la zona térmicamente afectada sea lo más pequeña posible. A tal efecto la soldadura por láser y la soldadura por fricción-mezcla suelen dar resultados particularmente satisfactorios. En el marco de la invención la soldadura por fricción-mezcla es el método de soldadura preferente. Las juntas soldadas de chapas según la invención que se obtienen ventajosamente mediante soldadura por fricción-mezcla tienen un coeficiente de eficacia de la junta superior a un 70% y preferentemente superior a un 75%. Este resultado ventajoso se obtiene que el revenido se realice antes o después de la operación de soldadura.

Un elemento de estructura, integrado por al menos un producto según la invención, en particular por una chapa según la invención y refuerzos o fuselajes circulares, constituyéndose preferentemente estos refuerzos o fuselajes circulares por perfiles extruidos, puede utilizarse en particular para la fabricación de paneles de fuselaje de aeronaves incluso para cualquier otra utilización en la que las presentes propiedades pudieran ser ventajosas.

Según la invención pueden fabricarse elementos de estructuras, refuerzos y/o paneles de fuselaje a partir de los productos laminados, extruidos y/o forjados obtenidos. Los inventores descubrieron que la chapa de la invención tiene propiedades mecánicas estáticas particularmente favorables y una alta tenacidad. Para productos conocidos las chapas con alta tenacidad suelen tener bajos límites de elasticidad y resistencia a la rotura. Para la chapa de la invención las propiedades mecánicas elevadas favorecen una aplicación industrial para partes estructurales de aeronaves, siendo el límite de elasticidad y la resistencia a la rotura de la correspondiente chapa, características directamente tomadas en cuenta para el cálculo del dimensionamiento estructural. Cálculos de elementos de estructura y en particular de paneles de fuselaje que comprenden chapas y/o refuerzos según la invención mostraron una posibilidad de reducción de peso con respecto a elementos de estructura con propiedades semejantes que sólo comprenden chapas del arte anterior de aleación 2024, 2056, 2098, 7475 o 6156. Tales reducciones de peso suelen ser de entre un 1 y un 10% y, en ciertos casos, pueden obtenerse reducciones de peso incluso superiores.

A modo de ejemplo, en una pieza de determinadas forma y medidas, la simple sustitución de la aleación 2024 por una aleación según la invención, sin dimensionar de nuevo el elemento de estructura de acuerdo con la mejora de las características mecánicas, puede permitir una reducción de peso del orden de un 3 a un 3,5%.

Las características mecánicas elevadas de las aleaciones según la invención permiten desarrollar productos con medidas y forma aún más ligeras, lo que permite alcanzar, incluso sobrepasar, una reducción de peso de un 10%.

La chapa de la invención no suele inducir ningún problema específico durante las operaciones ulteriores de tratamiento de superficie clásicamente utilizadas para las construcciones aeronáuticas.

La resistencia a la corrosión intergranular de la chapa de la invención suele ser alta; a modo de ejemplo, sólo suelen detectarse picaduras cuando el metal está sometido a un ensayo de corrosión. En un modo de realización preferente de la invención la chapa de la invención puede utilizarse sin chapado.

Estos aspectos así como otros de la invención se explican más detalladamente con ayuda del siguiente ejemplo ilustrativo y no limitativo.

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Ejemplos

Ejemplo 1

En relación con la presente invención, varios materiales conocidos están presentes con propósitos de comparación (referencias A a E). Comprenden respectivamente las aleaciones 2024, 2056, 7475, 6156 y 2098. Los ejemplos de la invención tienen las referencias F a I.

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En el cuadro 2 se indica la composición química de las diversas aleaciones probadas.

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CUADRO 2 Composición química (% en peso)

2

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En el cuadro 3 se presenta la masa volúmica de las diferentes aleaciones probadas. Las muestras F a I presentan la masa volúmica más baja entre los diferentes materiales probados.

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CUADRO 3 Masa volúmica de las aleaciones probadas

4

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El procedimiento utilizado para la fabricación de las muestras de referencia A a D es el procedimiento industrial clásico, se chaparon estas muestras de referencia. Los estados metalúrgicos finales para A, B, C y D eran respectivamente T3, T3, T76 y T6 según la norma EN573. En el cuadro 4 se presenta el procedimiento utilizado para fabricar las muestras E y F. En ciertos casos se efectuó una etapa de aplanado entre el temple y la tracción controlada. Con propósitos de comparación, las muestras E no se transformaron en las condiciones más habituales que comprenden una operación de tracción controlada con un alargamiento de entre un 5 y un 10%. La muestra E#3 se sometió a un tratamiento de recocido antes de una disolución con el fin de mejorar la tenacidad. El procedimiento específico realizado para la muestra E#3, que incluye una etapa adicional, no sería favorable para una aplicación industrial, debido al aumento de coste vinculado a dicha etapa. Para las otras muestras realizadas con la aleación E, no se realizó ninguna etapa de recocido.

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CUADRO 4 Condiciones de las etapas consecutivas de transformación

5

6

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Para las referencias G, H, I y J, la selección precisa de composición autoriza una disolución completa mientras que la temperatura de disolución permanece significativamente inferior al solidus.

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Después del revenido, se cortaron las muestras según las medidas deseadas. El cuadro 5 indica la referencia de las distintas muestras y de sus medidas.

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CUADRO 5 Medidas finales de las muestras

7

8

Se probaron las muestras para determinar sus propiedades mecánicas estáticas así como su tenacidad. En el cuadro 6 se indican el límite de elasticidad R_{p0,2}, la resistencia a la rotura Rm y el alargamiento de rotura (A).

CUADRO 6 Propiedades mecánicas de las muestras

9

Las propiedades mecánicas estáticas de las muestras según la invención son muy elevadas en comparación con las de la aleación clásica de la gama 2XXX que tolera los daños, y del mismo orden de magnitud que las de la muestra 7475 T76 referencia C. La resistencia mecánica de las muestras según la invención es un poco inferior a la resistencia mecánica de la aleación de referencia E. Los inventores consideran que la proporción de cobre inferior y la proporción de circonio inferior de las muestras según la invención influyen un poco en su resistencia mecánica.

En las figuras 1 y 2 se indican las curvas R de ciertas muestras según la invención y de las muestras E de referencia, para las direcciones T-L y L-T respectivamente. La figura 1 muestra claramente que la extensión de fisura del último punto válido de la curva R (\Deltaa_{eff(max)}) es mucho más importante para las muestras de la invención que para las muestras E#1, E#3, E#31 y E#4. Este parámetro es por lo menos tan crítico como los valores K_{app} porque, como se explica en la descripción del arte anterior, la longitud de la curva R es un parámetro importante para el diseño del fuselaje. La figura 2 muestra la misma tendencia, aunque la dirección L-T ofrezca intrínsecamente un mejor resultado. La curva R de la muestra F#3 no pudo medirse en la dirección L-T porque se alcanzó la carga máxima de la máquina. El cuadro 7 recopila los resultados de los ensayos de tenacidad. Para las chapas según la invención el valor de K_{app} en el sentido T-L es superior a los 110 MPa\surdm, incluso superior a los 130 MPa\surdm, mientras que para las muestras E de aleación 2098 de referencia, el valor de K_{app} en el sentido T-L es inferior a los 110 MPa\surdm, excepto para la muestra E#3 que se sometió a una etapa específica de recocido antes de la disolución.

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CUADRO 7 Resultados de los ensayos de tenacidad

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En el cuadro 8 se recopilan los resultados procedentes de la curva R. La extensión de fisura del último punto válido de la curva R es superior para las muestras de la invención que para las muestras de referencia. Así, en el sentido T-L, todas las muestras según la invención alcanzan una extensión de fisura de por lo menos 30 mm, incluso de por lo menos 40 mm, mientras que la extensión máxima de fisura es inferior a los 40 mm para las muestras de referencia. Los inventores consideran que se pueden dar distintas razones para explicar este resultado, como la menor proporción de Cu y/o la menor proporción de Zr.

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CUADRO 8 Datos de resumen de la curva R

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Las figuras 3 y 4 muestran la evolución de la velocidad de agrietamiento da/dN (en mm/ciclo) en la orientación T-L y L-T respectivamente, para diferentes grados de factor de intensidad de tensión (\DeltaK). La anchura de la muestra era de 400 mm (probeta CCT 400) y R=0,1. No se observa una diferencia de mayor importancia entre las muestras E y F. La velocidad de agrietamiento de la muestra F se sitúa en la misma gama que la que se obtiene típicamente para la aleación 2056 (muestra B) y es inferior a la que se obtiene para la aleación 6156 (muestra D).

La resistencia a la corrosión intergranular se probó según la norma ASTM G110. Para todas las muestras según la invención, no se detectó ninguna corrosión intergranular. Tampoco se detectó ninguna corrosión intergranular en las muestras de aleación 2098 de referencia (E#1 a E#4). Para la muestra B (para la que se había quitado el chapado), se observó una corrosión intergranular con una profundidad media de 120 \mum y para la muestra D (para la que se había quitado el chapado), se observó una corrosión intergranular con una profundidad media de 180 \mum. Así la resistencia a la corrosión intergranular era muy elevada para las muestras según la invención.

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Ejemplo 2

En este ejemplo se estudió la influencia en muestras del índice de deformación por tracción, a escala del laboratorio. Seis muestras procedentes de la colada H y transformadas en chapas de 5 mm de espesor según las condiciones que se describen en el cuadro 4 se deformaron por tracción controlada con un índice de deformación permanente comprendido entre un 1 y un 6% y se sometieron después a un revenido de 18 h a los 155ºC. Se probaron las muestras para determinar sus propiedades mecánicas estáticas así como su tenacidad. En el cuadro 9 se indican el límite de elasticidad R_{p0,2}, la resistencia a la rotura Rm y el alargamiento de rotura (A).

CUADRO 9 Propiedades mecánicas de las muestras de laboratorio que presentan distintos índices de deformación permanente

15

Las características mecánicas estáticas aumentan con el índice de deformación permanente durante la tracción controlada. Lo esencial del aumento se alcanza para un índice de deformación permanente de un 3%. Así el aumento de R_{m}(L) es de un 7% para un aumento del índice de deformación permanente de un 1 a un 3%, mientras que es de sólo un 3% para un aumento de un 4 a un 6%. La tenacidad se evaluó con el método llamado prueba de Kahn, los resultados se indican en el cuadro 10.

CUADRO 10 Resultados de la prueba de Kahn efectuada en las muestras de laboratorio que presentan distintos índices de deformación permanente

17

La relación entre la energía total a rotura E_{g} y la tenacidad es directa aunque los valores de E_{g} no puedan utilizarse para prever los resultados de la curva R de muestras anchas debido a las geometrías diferentes de los ensayos. Es de notar que E_{g} disminuye lentamente hasta una deformación permanente de un 5% y disminuye de forma más repentina para una deformación permanente de un 6%.

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Ejemplo 3

En este ejemplo se estudió en muestras industriales la influencia del índice de deformación permanente obtenido por tracción controlada. Dos muestras procedentes de la colada J y transformadas en chapas de 5 mm de espesor según las condiciones indicadas en el cuadro 4 se aplanaron y se sometieron a una tracción controlada con un índice de deformación permanente de un 1,8% y un 3,4%. Se probaron las muestras para determinar sus propiedades mecánicas estáticas así como su tenacidad. En el cuadro 11 se indican el límite de elasticidad R_{p0,2}, la resistencia a la rotura Rm y el alargamiento de rotura (A).

CUADRO 11 Propiedades mecánicas de las muestras industriales que presentan distintos índices de deformación permanente

18

En la figura 5 se presentan las curvas R obtenidas para las dos muestras en la dirección T-L. El cuadro 12 recopila los resultados de las curvas R. La muestra que se sometió a una deformación permanente de un 1,8% presenta una resistencia mecánica inferior a la de la muestra que se sometió a una deformación permanente de un 3,4%. Además se observó una tenacidad muy alta para ambas muestras.

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CUADRO 12 Resultados de los ensayos de tenacidad efectuados en las muestras industriales que presentan distintos índices de deformación permanente

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Ejemplo 4

En este ejemplo se evaluó la resistencia mecánica de juntas soldadas entre chapas de la invención o entre chapas de referencia. Se soldaron chapas de 3,2 mm de espesor procedentes de las coladas D (6156), E y I por medio de una soldadura por fricción-mezcla. La soldadura se efectuó en una máquina MTS ISTIR®. Los parámetros de soldadura se eligieron en base a ensayos efectuados durante un estudio preliminar. La selección de los parámetros se efectuó de acuerdo con los resultados de observaciones microestructurales y ensayos de plegado. Para las chapas procedentes de las coladas E y I los ensamblajes se efectuaron con una velocidad de rotación de la herramienta de 800 rpm (revoluciones por minuto) y una velocidad de soldadura de 300 mm/min. Para chapas procedentes de la colada D, los ensamblajes se efectuaron con una velocidad de rotación de la herramienta de 510 rpm (revoluciones por minuto) y una velocidad de soldadura de 900 mm/min.

El revenido se efectuó sea antes sea después del ensamblaje mediante soldadura por fricción-mezcla. Los resultados se indican en el cuadro 13. Los resultados de las juntas soldadas obtenidos con las chapas según la invención fueron particularmente satisfactorios en lo que se refiere a dos aspectos. Primero el coeficiente de eficacia de la junta, que es la relación entre la resistencia a la rotura de la junta soldada y la de la chapa no soldada, es superior a un 70%, incluso superior a un 75% para las chapas de la invención. En ciertos casos este coeficiente alcanza un 80%. Este resultado es mejor que el que se obtiene con chapas procedentes de la colada E. Segundo la posición de la etapa de revenido (antes o después de la soldadura) influyó poco en los resultados, lo que ofrece un procedimiento flexible. En cambio, para las chapas que se obtienen a partir de la colada D (6156), se observa una importante influencia de la posición de la etapa de revenido.

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CUADRO 13 Propiedades mecánicas de las juntas soldadas

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Ejemplo 5

En este ejemplo se evaluó la influencia de la proporción de Zr y Mn en las características mecánicas estáticas y la tenacidad.

Se colaron y se transformaron dos aleaciones en chapas de 6 mm de espesor según las condiciones indicadas para las muestras G, H e I del cuadro 4. En el cuadro 14 se indican las composiciones de dichas aleaciones.

CUADRO 14 Composición química (% en peso) de las aleaciones que contienen Mn

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Se probaron las muestras para determinar sus propiedades mecánicas estáticas así como su tenacidad. En el cuadro 15 se indican el límite de elasticidad R1,0,2, la resistencia a la rotura Rm y el alargamiento de rotura (A) y en el cuadro 16 los resultados de los ensayos de tenacidad.

CUADRO 15 Propiedades mecánicas de las muestras procedentes de aleaciones que contienen Mn

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CUADRO 16 Resultados de los ensayos de tenacidad para las aleaciones que contienen Mn

24

Las muestras L y M alcanzan las características mecánicas según la invención en el estado T8. Además los resultados de resistencia mecánica estática y de tenacidad son inferiores para la muestra L, que contiene Mn y una pequeña proporción de Zr, que para los otros ejemplos según la invención. Los inventores piensan que los resultados más bajos de la muestra L están vinculados a una microestructura menos favorable caracterizada en particular por la presencia de zonas recristalizadas y zonas no recristalizadas (microestructura mixta).

Claims

1. Procedimiento de fabricación de una chapa a base de aleación de aluminio que tiene altas tenacidad y resistencia mecánica, en el que:

siendo el resto aluminio y sus inevitables impurezas,

con la condición adicional de que la cantidad de Cu y de Li sea tal que

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,2;

b) se cuela una placa a partir del correspondiente baño de metal líquido

e) se disuelve y se templa la correspondiente chapa;

2. Procedimiento según la reivindicación 1, en el que el correspondiente espesor final está comprendido entre 2 y 12 mm.

3. Procedimiento según la reivindicación 1 o la reivindicación 2, en el que la proporción de cobre del correspondiente baño de metal líquido está comprendida entre un 3,1 y un 3,3% en peso.

4. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el que la proporción de litio del correspondiente baño de metal líquido está comprendida entre un 0,9 y un 1,1% en peso.

5. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que la proporción de plata del correspondiente baño de metal líquido está comprendida entre un 0,2 y un 0,4% en peso.

6. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que la proporción de magnesio del correspondiente baño de metal líquido es inferior a un 0,4% en peso.

7. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el que la proporción de circonio del correspondiente baño de metal líquido está comprendida entre un 0,05 y un 0,13% en peso y la proporción de escandio está comprendida entre un 0,02 y un 0,3% en peso.

8. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en el que la proporción de circonio del correspondiente baño de metal líquido está comprendida entre un 0,09 y un 0,13% en peso.

9. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en el que la proporción de manganeso del correspondiente baño de metal líquido es inferior a un 0,05% en peso.

10. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, en el que el endurecimiento por deformación en frío total después de un temple está comprendido entre un 2,5 y un 4%.

11. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, en el que la correspondiente deformación permanente obtenida por tracción controlada está comprendida entre un 2,5 y un 4%.

12. Procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, en el que el correspondiente revenido se realiza por calentamiento entre 140 y 155ºC durante 10 a 30 h.

13. Procedimiento de fabricación de una chapa según la reivindicación 1, en el que

a) se elabora un baño de metal líquido que comprende entre un 3,0 y un 3,4% en peso de Cu, un 0,8 y un 1,2% en peso de Li, un 0,2 y un 0,5% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg y por lo menos un elemento elegido entre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf y Ti, la cantidad del correspondiente elemento, de ser elegido, siendo de entre un 0,09 y un 0,13% en peso para Zr, un 0,05 y un 0,8% en peso para Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso para Cr y Sc, un 0,05 y un 0,5% en peso para Hf y entre un 0,05 y un 0,15% en peso para Ti,

siendo el resto aluminio y sus inevitables impurezas,

con la condición adicional de que la cantidad de Cu y de Li sea tal que

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,0;

b) se cuela una placa a partir del correspondiente baño de metal líquido

d) se lamina la correspondiente placa en una chapa que tiene un espesor final comprendido entre 2 y 9 mm;

e) se disuelve la correspondiente chapa a una temperatura comprendida entre 490 y 530ºC durante 15 min. a 2 horas, y se templa la correspondiente chapa;

f) se tracciona de forma controlada la correspondiente chapa con una deformación permanente de entre un 2,5 y un 4%;

g) se realiza un revenido por calentamiento de la correspondiente chapa entre 140 y 155ºC durante 10 a 30 horas.

14. Producto laminado, extruido y/o forjado de aleación de aluminio que comprende entre un 3,0 y un 3,4% en peso de Cu, un 0,8 y un 1,2% en peso de Li, un 0,2 y un 0,5% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg y por lo menos un elemento elegido entre Zr, Mn, Cr, Sc, Hf y Ti, la cantidad del correspondiente elemento, de ser elegido, siendo de entre un 0,05 y un 0,13% en peso para Zr, un 0,05 y un 0,8% en peso para Mn, un 0,05 y un 0,3% en peso para Cr y Sc, un 0,05 y un 0,5% en peso para Hf y de entre un 0,05 y un 0,15% en peso para Ti,

siendo el resto aluminio y sus inevitables impurezas,

con la condición adicional de que la cantidad de Cu y de Li sea tal que

Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,2.

15. Producto laminado, extruido y/o forjado según la reivindicación 14, que tiene un espesor comprendido entre 0,8 y 12 mm y preferentemente entre 2 y 12 mm.

16. Producto según la reivindicación 14 o la reivindicación 15, en el que la proporción de Zr, de ser elegido, es superior a un 0,09% en peso, y en el que la cantidad de Cu y de Li es tal que Cu (% en peso) + 5/3 Li (% en peso) < 5,0.

17. Chapa de aleación de aluminio producida mediante el procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizada porque en el estado T8:

a) su límite de elasticidad convencional medido a 0,2% de alargamiento en el sentido L es de por lo menos 440 MPa, y

b) su tenacidad K_{app}, medida en probetas de tipo CCT760 (con 2ao = 253 mm), es de por lo menos 110 MPa\surdm en el sentido T-L, y

c) su extensión de fisura \Deltaa_{eff(max)} del último punto válido de la curva R en la dirección T-L es de por lo menos 30 mm.

18. Chapa de aleación de aluminio producida mediante el procedimiento según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizada porque en el estado T8:

a) su límite de elasticidad convencional probado a 0,2% de alargamiento en el sentido L es de por lo menos 460 MPa, y

b) su tenacidad K_{app}, medida en probetas de tipo CCT760 (con 2ao = 253 mm), es de por lo menos 130 MPa\surdm en el sentido T-L, y

c) su extensión de fisura \Deltaa_{eff(max)} del último punto válido de la curva R en la dirección T-L es de por lo menos 40 mm.

19. Elemento de estructura que integra por lo menos un producto según una cualquiera de las reivindicaciones 14 a 18 o fabricado a partir de tal producto.

20. Elemento de estructura según la reivindicación 19 caracterizado porque se trata de un panel de fuselaje de aeronave.

21. Elemento de estructura según la reivindicación 19 con respecto a las reivindicaciones 14 a 16 caracterizado porque se trata de un refuerzo.

22. Elemento de estructura según una cualquiera de las reivindicaciones 19 a 21 que comprende una construcción soldada en la que el coeficiente de eficacia de la junta es superior a un 70%.

23. Elemento de estructura según la reivindicación 22 en el que la correspondiente construcción soldada se suelda mediante soldadura por fricción-mezcla.