ES2316779T3 - Productos forjados de aleaciones al-zn-mg-cu de caracteristicas mecanicas muy elevadas y elementos de estructura de aeronave. - Google Patents
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Abstract
Producto laminado, extrudido o forjado de aleación Al-Zn-Mg-Cu, caracterizado porque contiene (en porcentaje en peso): a) Zn 8,3 - 14,0 Cu > 0,6 - 2,0 Mg 0,5 - 4,5 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) por lo menos un elemento seleccionado en el grupo formado por Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, estando comprendido el contenido de cada uno de dichos elementos, si está seleccionado, entre 0,02 y 0,7%, c) el resto aluminio e impurezas inevitables, y porque satisface las condiciones d) Mg/Cu > 2,4 y e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
Description
Productos forjados de aleaciones
Al-Zn-Mg-Cu de
características mecánicas muy elevadas y elementos de estructura de
aeronave.
La presente invención se refiere a los productos
forjados de aleaciones de tipo
Al-Zn-Mg-Cu de
características mecánicas muy elevadas, con un contenido de Zn
superior a 8,3% y elementos de estructura de aeronave que
comprenden tales productos.
Las aleaciones de tipo
Al-Zn-Mg-Cu (que
pertenecen a la familia de las aleaciones 7xxx) se utilizan
comúnmente en construcción aeronáutica, y particularmente en la
construcción de las alas de aviones civiles. Para los extrados de
las alas se utiliza por ejemplo una piel de chapas fuertes de
aleaciones 7150, 7055, 7449, y eventualmente rigidizadores de
perfiles de aleaciones 7150, 7055, 7349 o 7449. Las aleaciones
7150, 7050 y 7349 también se utilizan para la fabricación de
rigidizadores de fuselaje.
Algunas de estas aleaciones se conocen desde
hace varias décadas, como por ejemplo las aleaciones 7075 y 7175
(contenido de zinc entre 5,1 y 6,1% en peso), 7050 (contenido de
zinc entre 5,7 y 6,7%), 7150 (contenido de zinc entre 5,9 y 6,9%) y
7049 (contenido de zinc entre 7,2 y 8,2%). Presentan un límite de
elasticidad elevado y una buena tenacidad y una buena resistencia a
la corrosión bajo tensión y a la corrosión exfoliante. Más
recientemente, se puso de manifiesto que para ciertas aplicaciones,
la utilización de una aleación de mayor contenido de zinc puede
presentar ventajas ya que eso permite aumentar aún el límite de
elasticidad. Las aleaciones 7349 y 7449 contienen entre 7,5 y 8,7%
de zinc. Aleaciones forjadas más ricas en zinc fueron descritas en
la literatura, pero no parecen ser utilizadas en la construcción
aeronáutica.
El artículo "Microstructure and properties of
a new super-high-strength
Al-Zn-Mg-Cu alloy
C912" de Y.L. Wu et al., publicado en la revista
Materials & Design, Vol. 18, p. 211-215 (1998)
presenta una aleación Zn 8,7%, Mg 2,6%, Cu 2,5% Si y Fe < 0,05%
(cada uno) proyectado para la fabricación de elementos de
estructura para alas y fuselaje.
La patente US 5,560,789 (Pechiney Recherche)
divulga una aleación de composición Zn 10,7%, Mg 2,84%, Cu 0,92%
que se transforma por extrusión. Los elementos de adición de esta
aleación muy cargada de zinc, magnesio y cobre son difíciles de
disolver debido a que la temperatura de disolución del producto
está limitada por la temperatura de fusión de las fases que tienen
el punto de fusión más bajo: este producto tiene una resistencia
mecánica elevada, pero un alargamiento de ruptura muy pequeño,
debido a la presencia de precipitados gruesos; dicho producto es
poco formable.
La patente US 5,221,377 (Aluminium Company of
America) divulga varias aleaciones de tipo
Al-Zn-Mg-Cu con un
contenido de zinc de hasta 11,4% y bastante cargadas de cobre. Son
difíciles de colar, y los elementos de adición son difíciles de
disolver, lo que favorece la presencia, no deseada, de precipitados
gruesos.
La patente US 4,063,936 divulga una aleación de
aluminio que comprende en porcentaje en peso: 5-15%
Zn, 0,3-1,5% Mg, 0,1-1,0% Zr,
0,1-1,0% de un elemento del grupo formado por Cu y
Ag, siendo el resto Al e impurezas inevitables.
Además se propuso utilizar aleaciones
Al-Zn-Mg-Cu de alto
contenido de zinc para la fabricación de cuerpos huecos destinados
a resistir a presiones elevadas, como por ejemplo botellas de gas
comprimido. La solicitud de patente europea EP 020 282 A1 (Société
Métallurgique de Gerzat) divulga aleaciones con un contenido de
zinc comprendido entre 7,6% y 9,5%. La solicitud de patente europea
EP 081 441 Al (Société Métallurgique de Gerzat) divulga un proceso
de obtención de tales botellas. La solicitud de patente europea EP
257 167 A1 (Société Métallurgique de Gerzat) constata que ninguna
de las aleaciones de tipo
Al-Zn-Mg-Cu
conocidas permite satisfacer de manera segura y reproducible las
exigencias técnicas severas impuestas por esta aplicación
específica; propone orientarse hacia un contenido de zinc menos
elevado, a saber comprendido entre 6,25% y 8,0%.
La enseñanza de esas patentes es específica para
la problemática de las botellas de gas comprimido, particularmente
en lo que a la maximización de la presión de estallido de estas
botellas se refiere, y no puede transferirse a otros productos
forjados.
De manera general, en las aleaciones de tipo
Al-Zn-Mg-Cu, un
fuerte contenido de zinc, pero también de Mg y Cu es necesario para
obtener buenas características mecánicas estáticas (límite de
elasticidad, límite de ruptura), a condición de poder disolver
estos elementos. Pero también se conoce bien (véase por ejemplo US
5,221,377) que cuando se aumenta el contenido de zinc en una
aleación de la familia 7xxx más allá de aproximadamente 7 a 8%, se
encuentran problemas relacionados con una resistencia a la
corrosión exfoliante y a la corrosión bajo tensión insuficientes.
De manera más general, se sabe que las aleaciones
Al-Zn-Mg-Cu más
cargadas son susceptibles de causar problemas de corrosión. Estos
problemas se resuelven generalmente con tratamientos térmicos o
termomecánicos particulares, particularmente llevando el
tratamiento de revenido más allá del pico, por ejemplo en el
tratamiento de tipo T7. Pero esto:; tratamientos pueden entonces
causar una disminución de las características mecánicas estáticas.
Dicho de otra manera, para un nivel mínimo de resistencia a la
corrosión deseado, la optimización de una aleación de tipo
Al-Zn-Mg-Cu debe
buscar un compromiso entre las características mecánicas estáticas
(límite de elasticidad R_{p0,2}, límite de ruptura R_{m},
alargamiento de ruptura A) y las características de tolerancia al
daño (tenacidad, velocidad de propagación de fisuras, etc.) Según
el nivel mínimo de resistencia a la corrosión deseado, se utiliza
un estado cercano al pico de revenido (estados T6), que en general
ofrece un compromiso de tenacidad - R_{p0,2} que privilegia las
características mecánicas
estáticas, o se lleva el revenido más allá del pico (estados T7), buscando un compromiso que privilegia la tenacidad.
estáticas, o se lleva el revenido más allá del pico (estados T7), buscando un compromiso que privilegia la tenacidad.
Cualquiera que sea el enfoque elegido, la
elaboración y la utilización de tales productos causa dos problemas:
por una parte, estas aleaciones fuertemente cargadas de zinc y
magnesio son difíciles de colar y transformar, particularmente por
extrusión, laminado y forjado. A título de ejemplo, el esfuerzo
máximo que puede aportar una prensa de extrusión pu.uedn ser un
factor limitante. En particular, entre las aleaciones de la familia
7xxx, las aleaciones 7349 y 7449 necesitan esfuerzos de extrusión
muy grandes. Por otra parte, existen aplicaciones en las cuales la
aptitud de dichos productos extrudidos y laminados en la
conformación es un factor importante. Esto es el caso
particularmente de los rigidizadores de fuselaje.
En consecuencia, se teme que la búsqueda de una
aleación de resistencia mecánica aún más elevada que las de las
aleaciones 7349 y 7449 resulte en una aleación difícil de colar y
transformar, y difícil de conformar.
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El problema al cual trata de responder la
presente invención es proponer nuevos productos forjados de
aleación de tipo
Al-Zn-Mg-Cu de
fuerte contenido de zinc, superior a 8,3%, y particularmente
productos extrudidos, que se caracterizan por un límite de ruptura
muy elevado, un límite de elasticidad muy alto, una resistencia
suficiente a la corrosión, una buena aptitud a la conformación, y
que pueden fabricarse industrialmente en condiciones de fiabilidad
compatibles con las altas exigencias de la industria
aeronáutica.
El solicitante encontró que el problema puede
resolverse ajustando la concentración de los elementos de adición
Zn, Cu y Mg y de ciertas impurezas (particularmente Fe y Si) de una
manera fina, y agregando eventualmente otros elementos.
Un primer objeto de la presente invención está
constituido por un producto laminado, extrudido forjado de aleación
Al-Zn-Mg-Cu,
caracterizado porque contiene (en porcentaje en peso):
| a) Zn 8,3 - 14,0 | Cu > 0,6 - 2,0 | |
| \hskip0.2cm Mg 0,5 - 4,5 y preferentemente 0,5 - 3,6 | ||
| \hskip0.2cm Zr 0,03 - 0,15 | Fe + Si < 0,25 |
b) por lo menos un elemento seleccionado en el
grupo formado por Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er,
Y, Yb, estando comprendido el contenido de cada uno de dichos
elementos, si está seleccionado, entre 0,02 y 0,7%,
c) el resto aluminio e impurezas
inevitables,
y porque satisface las condiciones
d) Mg/Cu > 2,4 y
e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4
Zn).
Un segundo objeto de la presente invención está
constituido por un producto laminado, extrudido o forjado de
aleación
Al-Zn-Mg-Cu,
caracterizado porque contiene (en porcentaje en peso):
| a) Zn 9,5 - 14,0 | Cu > 0,6 - 2,0 | |
| \hskip0.2cm Mg 0,5 - 4,5 y preferentemente 0,5 - 3,6 | ||
| \hskip0.2cm Fe + Si < 0,25 |
b) por lo menos un elemento seleccionado en el
grupo formado por Zr, Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho,
Er, Y, Yb, Cr, Mn estando comprendido el contenido de cada uno de
dichos elementos, si está seleccionado, entre 0,02 y 0,7%,
\global\parskip1.000000\baselineskip
c) el resto aluminio e impurezas
inevitables,
y porque satisface las condiciones
d) Mg/Cu > 2,4 y
e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4
Zn).
Un tercer objeto de la presente invención es un
elemento de estructura de aeronave que incorpora por lo menos uno
de dichos productos, y particularmente un elemento de estructura
utilizado en la construcción del fuselaje de aviones civiles, tal
como un rigidizador de fuselaje.
\global\parskip0.900000\baselineskip
La figura 1 muestra la sección del perfil
T1.
La figura 2 muestra la sección del perfil
T2.
La figura 3 muestra la sección del perfil
T3.
La figura 4 muestra la sección del perfil
T4.
La figura 5 muestra la sección del perfil
T5.
En las figuras 1, 2, 3, 4 y 5 las cotas
indicadas son aproximativas y expresadas en milímetros.
En las figuras 1, 2, 3 y 4 la letra a designa la
base del perfil y la letra b el talón.
La figura 6 muestra esquemáticamente la zona de
un rigidizador de fuselaje que fue sometido a una conformación por
embutido. Las referencias son las siguientes:
a Profundidad del embutido
b Ancho del embutido
c Base superior: aparición de las deformaciones
planas considerables
d Base inferior: aparición de las deformaciones
planas considerables
La figura 7 muestra esquemáticamente el lugar en
el perfil T1 donde fue tomada la muestra para el ensayo de plegado
en 3 puntos.
La figura 8 muestra esquemáticamente la
definición del ángulo de plegado.
La figura 9 muestra esquemáticamente los
parámetros geométricos importantes para el ensayo de flexión en 3
puntos.
La figura 10 muestra esquemáticamente una fisura
de una longitud de dos rigidizadores con el rigidizador central
roto.
La figura 11 muestra esquemáticamente el ensayo
de pandeo. La figura (b) corresponde a una rotación
A-A de 90º.
La figura 12 compara las tensiones de pandeo
para diferentes tipos de rigidizadores en forma de Z según la
invención (barras grises) y según la técnica anterior (barras
blancas), para la misma geometría.
Salvo mención contraria, todas las indicaciones
relativas a la composición química de las aleaciones están
expresadas en porcentaje en peso. Por consiguiente, en una
expresión matemática, "0,4 Zn" significa: 0,4 veces el
contenido de zinc, expresado en porcentaje en peso; eso implica
mutatis mutandis a los demás elementos químicos. La designación de
las aleaciones sigue las reglas de The Aluminum Association. Los
estados metalúrgicos están definidos en la norma europea EN 515.
Salvo mención contraria, las características mecánicas estáticas,
es decir la resistencia a la ruptura R_{m}, el límite elástico
R_{p0,2} y el alargamiento de ruptura A, están determinados por
un ensayo de tracción según la norma EN 10002-1. El
término "producto extrudido" incluye los productos llamados
"estirados", es decir productos que están elaborados por
extrusión seguida de un estirado.
El solicitante, durante cierto número de
estudios preliminares, llegó a la conclusión que un material nuevo
que presenta un compromiso entre resistencia mecánica y
formabilidad significativamente mejor debería en todo caso
presentar un contenido de zinc suficiente, típicamente superior a
aproximadamente 8,3%, y preferentemente superior a 9,0%. Esta
condición no es sin embargo suficiente.
\global\parskip1.000000\baselineskip
En el marco de la presente invención, el
solicitante encontró un ámbito de composición muy particular que
permite la elaboración de productos forjados, y particularmente de
productos extrudidos, que tienen a la vez características mecánicas
estáticas muy elevadas, una resistencia a la corrosión aceptable, y
una buena aptitud a la conformación. El solicitante pudo así
desarrollar productos extrudidos que pueden utilizarse de manera
muy ventajosa como rigidizadores del fuselaje de aviones civiles.
En esta aplicación, la tolerancia a los daños no es un factor
limitarte, y es posible entonces optimizar el límite de elasticidad
y el límite de ruptura a expensas de la tolerancia a los daños,
evitando al mismo tiempo degradar la resistencia a la corrosión. En
cambio, el hecho de llevar al máximo el límite de elasticidad y el
límite de ruptura, que permite aligerar la estructura del avión,
provoca generalmente una degradación de la aptitud a la
conformación. Sin embargo, los rigidizadores de fuselaje se someten
a operaciones complejas y muy particulares de conformación. Para
desarrollar una aleación más resistente para rigidizadores de
fuselaje, conviene entonces evitar que la aptitud a la conformación
se degrade en relación con las aleaciones conocidas, o
preferentemente, que sea mejor que las de las aleaciones
conocidas.
Según la invención, el problema se resuelve
mediante un ajustamiento fino de los contenidos de los elementos de
aleaciones y de ciertas impurezas, y agregando una concentración
controlada de otros determinados elementos a la composición de la
aleación.
La presente invención se aplica a las aleaciones
Al-Zn-Mg-Cu que
contienen:
Zn 8,3 - 14,0 Cu > 0,6 - 2,0 Mg
0,5 -
4,5
y otros determinados elementos
indicados más abajo, y siendo el resto el aluminio con sus
impurezas
inevitables.
Las aleaciones según la invención deben contener
por lo menos 0,5% de magnesio, ya que no es posible obtener
características mecánicas estáticas satisfactorias con un contenido
menos elevado de magnesio. Según las constataciones del
solicitante, con un contenido de zinc inferior a 8,3%, no se
obtiene un resultado que sea mejor que los obtenidos con las
aleaciones conocidas. De manera preferida, el contenido de zinc es
superior a 9,0%, y aún más preferentemente superior a 9,5%. Sin
embargo, es necesario respectar ciertas relaciones entre ciertos
elementos, como se expone más adelante. En otro modo de realización
ventajoso, el contenido de zinc está comprendido entre 9,0 y
11,0%. En todo caso, no se desea exceder un contenido de zinc de
aproximadamente 14%, ya que más allá de este valor, cualquiera que
sea el contenido de magnesio y cobre, los resultados no son
satisfactorios.
La adición de por lo menos 0,6% de cobre mejora
la resistencia a la corrosión. Pero para asegurar una disolución
satisfactoria, el contenido de Cu no debería exceder
aproximadamente 2% y el contenido de Mg no debería exceder
aproximadamente 4,5%; se prefiere un contenido máximo de 3,6% para
el magnesio. En un modo de realización ventajoso, el contenido de
cobre está comprendido entre 0,6% y 1,2%, mientras que le
contenido de magnesio está comprendido entre 2,5% y 3,4%. En otro
modo de realización ventajoso, el contenido de cobre está
comprendido entre 0,8% y 1,5% mientras que el contenido de magnesio
está comprendido entre 2,2% y 3,0%. Como se explicará más abajo, la
relación entre los contenidos de magnesio y cobre debe respetar
determinados criterios.
El solicitante encontró que para solucionar el
problema planteado, debe tenerse en cuenta, en una aleación de tipo
Al-Zn-Mg-Cu, varias
características técnicas adicionales.
Primeramente, la aleación debe estar
suficientemente cargada de elementos de adición susceptibles de
precipitar durante una maduración o un tratamiento de revenido,
para poder presentar características mecánicas estáticas
interesantes. Para ello, según las constataciones del solicitante,
además de los límites mínimos y máximos para el contenido de zinc,
magnesio y cobre indicados más arriba, el contenido de estos
elementos de adición debe cumplir la condición Mg + Cu > 6,4 -
0,4 Zn.
Para acrecentar este efecto, se debe agregar un
contenido suficiente de elementos llamados antirrecristalizantes.
Más precisamente, para aleaciones con más de 9,5% de zinc, se debe
agregar por lo menos un elemento seleccionado en el grupo que
comprende los elementos Zr, Sc, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb,
Dy, Ho, Er, Yb, Cr, Mn con, para cada uno de los elementos
presentes, una concentración comprendida entre 0,02 y 0,7%. Es
preferible que la concentración del conjunto de los elementos de
dicho grupo no exceda 1,5%.
Estos elementos antirrecristalizantes, en forma
de precipitados finos formados durante tratamientos térmicos o
termomecánicos, bloquean la recristalización. Sin embargo, el
solicitante encontró que se deberá evitar una precipitación
demasiado abundante durante el temple del producto forjado, y sobre
todo cuando la aleación está fuertemente cargado de zinc (Zn >
9,5%). Un compromiso debe entonces encontrarse en lo que al
contenido de elementos antirrecristalizantes se refiere.
Según la invención, para aleaciones con un
contenido de zinc comprendido entre 8,3% y 9,5% debe agregarse
circonio con un contenido comprendido entre 0,03% y 0,15% y además
por lo menos un elemento seleccionado en el grupo que comprende los
elementos Sc, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb,
con, para cada uno de los elementos presentes, una concentración
comprendida entre 0,02 y 0,7%. En un modo de realización ventajoso,
se escoge titanio, solo o asociado con uno o varios otros elementos
de dicho grupo.
\newpage
El solicitante constató que para dichos
elementos antirrecristalizantes, es ventajoso, cualquiera que sea
el contenido de zinc, no exceder los contenidos máximos siguientes:
Cr 0,40; Mn 0,60; Sc 0,50; Zr 0,15; Hf 0,60; Ti 0,15; Ce 0,35 y
preferentemente 0,30; Nd 0,35 y preferentemente 0,30; Eu 0,35 y
preferentemente 0,30; Gd 0,35; Tb 0,35; Ho 0,40; Dy 0,40; Er 0,40;
Yb 0,40; Y 0,20; La 0,35 y preferentemente 0,30. Ventajosamente,
el total de estos elementos no excede 1,5%.
El solicitante constató que para mejorar el
límite de ruptura y el límite de elasticidad, es preferible
respetar una relación Mg/Cu > 2,4, y preferentemente por lo menos
2,8, aún más preferentemente 3,5 o incluso 4,0.
Otra característica técnica está relacionada con
la necesidad de poder producir industrialmente productos forjados
en condiciones de fiabilidad compatibles con las altas exigencias
de la industria aeronáutica, y en condiciones económicas
satisfactorias. Se debe entonces escoger una composición química
que minimiza la aparición de grietas o fisuras durante la
solidificación de las placas o palanquillas, siendo dichas grietas
o fisuras defectos insalvables que conducen a que dichas placas o
palanquillas sean descartadas. El solicitante constató durante
numerosos ensayos que esta aparición de grietas o fisuras era mucho
más probable cuando las aleaciones 7000 terminaban su
solidificación por debajo 470ºC. Para reducir significativamente la
probabilidad de aparición de grietas o fisuras en la colada hasta
un nivel industrialmente aceptable, es mejor escoger una
composición química tal como
Mg > 1,95 + 0,5 (Cu - 2,3) +
0,16 (Zn - 6) + 1,9 (Si -
0,04).
Este criterio se llama en el marco de la
presente invención el "criterio de colabilidad". Las
aleaciones elaboradas según esta variante de la invención terminan
su solidificación a una temperatura comprendida entre 473ºC y
478ºC, y permiten alcanzar una fiabilidad industrial de los
procesos de elaboración del metal (es decir una constancia de la
calidad de las placas o palanquillas coladas) compatible con las
altas exigencias de la industria aeronáutica.
Otra característica técnica está relacionada con
la necesidad de minimizar en la medida de lo posible la cantidad
de precipitados insolubles (que son típicamente fases ternarias o
cuaternarias
Al-Zn-Mg-Cu de tipo
S, M o T) luego de los tratamientos de homogeneización y de
disolución, ya que eso disminuye la tenacidad, el alargamiento de
ruptura y sobre todo la aptitud a la conformación; por ello, se
escoge un contenido de Mg, Cu y Zn tal que Mg + Cu < 7,9 - 0,4
Zn. Según las constataciones del solicitante, no hay inconveniente
en posicionarse muy cerca de este límite representado por la
relación Mg + Cu < 7,9 - 4,4 Zn, pero su exceso conduce a una
degradación rápida de la aptitud a la conformación profunda por
embutido, que es una de las ventajas de los productos según la
invención.
Y finalmente, la incorporación de una pequeña
cantidad, comprendida entre 0,02 y 0,15% por elemento, de uno o
varios elementos escogidos en el grupo formado de Sn, Cd, Ag, Ge,
In permite mejorar la respuesta de la aleación al tratamiento de
revenido, y tiene efectos benéficos sobre la resistencia mecánica y
sobre la resistencia a la corrosión del producto. Se prefiere un
contenido comprendido entre 0,05 y 0,10%. Entre esos elementos, la
plata es el elemento preferido. En el caso de un perfil, la adición
de uno o varios elementos antirrecristalizantes, tales como el
escandio, es particularmente ventajosa; un tal efecto también se
observa en los casos de chapas fuertes. Los perfiles se benefician
además de un aumento de su resistencia mecánica, que es tanto mayor
cuanto menor es el ancho o el espesor del perfil; este efecto
llamado "efecto de prensa" es bien conocido por el experto en
la materia. El solicitante constató que cuando el elemento
antirrecristalizante agregado es el escandio, un contenido
comprendido entre 0,02 y 0,50% es ventajoso.
Los productos según la invención son
particularmente productos extrudidos. Pueden utilizarse
ventajosamente para la fabricación de elementos de estructura en
construcción aeronáutica. Una aplicación preferida de los productos
según la invención es la aplicación como elemento de estructura en
el fuselaje de un avión civil. Estos elementos, particularmente los
rigidizadores, están en primer lugar dimensionados en resistencia
mecánica. Para esta utilización, la tolerancia a los daños no es
generalmente una propiedad que entra en el dimensionado, en la
medida en que ésta es de un nivel razonable: se puede, en caso de
necesidad y hasta cierto punto, optimizar la resistencia mecánica a
expensas de la tolerancia a los daños, y sin temer disminuir la
utilidad del producto. La resistencia a la corrosión debe siempre
permanecer a un nivel aceptable. El aumento de la resistencia
mecánica de dichos rigidizadores de fuselaje permite, a elección
del constructor, disminuir el peso o disponer, a peso igual, de
una estructura de fuselaje más rígida. Esto puede permitir,
aumentando la distancia entre dos rigidizadores vecinos (en el
límite de la resistencia al pliegue de las chapas de fuselaje),
disminuir el número de rigidizadores, lo que lleva a una
disminución del número de fijaciones o puntos de soldadura entre
rigidizador y piel de alas. Esto puede resultar muy ventajoso, ya
que las fijaciones o puntos de soldadura, tales como los remaches o
pernos, entran de manera considerable en el costo de fabricación de
tales estructuras. Una utilización particularmente ventajosa del
producto según la invención es entonces la aplicación como elemento
de estructura en el campo de la construcción aeronáutica, y más
precisamente en la construcción de aeronaves que comportan un
fuselaje ensamblado a partir de una pluralidad de rigidizadores y
de una pluralidad de chapas, siendo por lo menos una parte de
dichos rigidizadores elementos de estructura según la invención.
Una tal aeronave se caracteriza por una estructura más ligera, pero
por lo menos igualmente rígida, o por una estructura más rígida,
pero no más pesada que las aeronaves existentes.
De la misma manera que las fijaciones entre
elementos estructurales de tipo diferente (por ejemplo rigidizador
y piel de fuselaje), es preferible minimizar el número de
soldaduras entre dos elementos estructurales de mismo tipo, y
particularmente entre dos rigidizadores. Con este fin, conviene
utilizar chapas o productos extrudidos de dimensión pertinente tan
grande como sea posible; en el marco de los productos extrudidos,
esta dimensión pertinente es esencialmente la longitud. Sin
embargo, la fabricación de perfiles de gran longitud en aleaciones
Al-Zn-Mg-Cu muy
cargadas necesita un excelente control de los procesos de colada,
de extrusión y de tratamientos térmicos, y puede requerir una
adaptación de la composición química según la invención. Más
particularmente, el solicitante constató que el producto según la
invención puede obtenerse con una presión de extrusión reducida en
relación con los productos conocidos de contenido de zinc
comparable, lo que permite fabricar perfiles de mayor longitud.
Se conoce que les autoridades de aviación piden
una estructura concebida para resistir a cargas límites a pesar de
los deterioros considerables; el daño escogido es una fisura de una
longitud de dos rigidizadores con el rigidizador central roto
(véase la figura 10). El solicitante notó que la resistencia
residual de los paneles de fuselaje que trabajan en tracción puede
beneficiarse de los rigidizadores de alta resistencia según la
invención. La utilización de los rigidizadores según la invención
como elemento de estructura en paneles de fuselaje puede mejorar la
resistencia residual de la estructura, porque cierran la fisura en
la piel, lo que permite evitar a título preventivo la ruptura
inestable. La resistencia residual del panel figurado se encuentra
así mejorada. Este efecto puede utilizarse ya sea para aumentar el
margen de seguridad en construcciones donde se remplazan
rigidizadores por rigidizadores según la invención, o para bajar el
peso de la construcción utilizando rigidizadores con secciones
reducidas y chapas de fuselaje más angostas, et/o distancias de
rigidizadores más grandes.
Además, las autoridades de aviación piden que la
estructura sea concebida para resistir a una carga última durante
3 segundos sin deformación excesiva. Sin embargo, la deformación
plástica está permitida. Esto lleva a concepciones de
post-pandeo para paneles de fuselaje en lugares
críticos en estabilidad. A pesar de que el pandeo de las columnas
perfectas (teoría de Euler) o de las estructuras reales muy
angostas sea esencialmente un fenómeno elástico (gobernado por el
modulo de Young), concepciones de post-pandeo
muestran deformación plástica y pueden beneficiarse de un aumento
del límite de elasticidad. Este ensayo de pandeo se muestra en la
figura 11.
El solicitante notó que la estabilidad de
cizallamiento y compresión de los paneles de fuselaje que trabajan
en compresión y/o cizallamiento pueden beneficiarse de la alta
resistencia de los rigidizadores según la invención. La utilización
de los rigidizadores según la invención como elemento de
estructura en un panel de fuselaje de un avión puede mejorar la
estabilidad de cizallamiento y compresión de los paneles de
fuselaje, porque estos rigidizadores muestran una mayor estabilidad
en pandeo. Este efecto puede utilizarse ya sea para aumentar el
margen de seguridad en construcciones donde se remplazan
rigidizadores por rigidizadores según la invención, o para bajar el
peso de la construcción utilizando rigidizadores con secciones
reducidas y chapas de fuselaje más angostas, et/o distancias de
rigidizadores más grandes. También se puede obtener un aumento de
la distancia de los remaches, lo que disminuye el costo de
soldadura de la estructura.
El cuadro 17 muestra parámetros de diferentes
geometrías de rigidizadores utilizados para los cálculos. La figura
12 compara las tensiones de pandeo predichas para estas geometrías
diferentes de Zl a Z8 (de izquierda a derecha).
Otro problema que se plantea particularmente
durante la utilización de dichos productos como rigidizadores de
fuselaje es su aptitud a la conformación.
Un modo de conformación utilizado durante la
fabricación industrial de los rigidizadores de fuselaje a partir de
perfiles es el embutido. Consiste en una introducción de un escalón
localizado en una zona de unos milímetros (cf. Figura 6). Esto
puede llevarse a cabo, en el caso de perfiles según la invención,
ya sea en caliente (de manera preferida a 130ºC), o en frío. En el
caso del embutido en frío, se efectuará ventajosamente una
disolución del perfil llevado al estado W (instable), seguido de un
temple. Luego se efectúa la conformación por embutido. El embutido
en frío no permite una conformación tan profunda como la del
embutido en caliente, pero cuando es aplicable, es a menudo más
práctico.
El embutido en tanto proceso industrial de
conformación no se presta a la utilización para el estudio de
materiales en desarrollo. Pero se sabe que el fallo del material en
el embutido está relacionado directamente con deformaciones planas
máximas soportables por el material. Esto permite evaluar la
aptitud de un material a la conformación por embutido mediante el
ensayo de la flexión en 3 puntos. Según la norma DIN 50111
(septiembre 1987, particularmente sección 3.1), la muestra debe ser
lo suficientemente ancha en relación con su espesor para estar en
condiciones de deformaciones planas en el centro de las
muestras.
En el marco de la presente invención, con el fin
de evaluar la formabilidad a 130ºC (formabilidad en tibio del
producto en el estado final), la muestra plana se deforma en el
horno a 130ºC hasta el comienzo de caída de la fuerza aplicada (lo
que significa el comienzo de una fisura) asegurándose siempre de
que la temperatura de la muestra es de 130ºC. Debido a que la
deformación se lleva a cabo en caliente, la velocidad de
deformación es un parámetro que influye en el resultado. Fue fijada
para una velocidad transversal de 50 mm/min. Cuanto más elevado es
el ángulo de pliegue (véase definición en la figura 8), más elevada
es la aptitud a la conformación por embutido. Por razones
mecánicas, es importante que las muestras a comparar tengan el
mismo espesor. Si dos muestras de espesor diferente deben
compararse, se trabaja la cara en compresión hasta el espesor
necesario. En el caso de un perfil, la toma de la muestra a partir
del cual se prepara la muestra plana se hace en un lugar
representativo como se indica en la figura 7 para el perfil T1.
Los ensayos de flexión en 3 puntos a 130ºC se
efectúan en el estado T6x o en el estado T7x del producto. Sin
embargo, es posible caracterizar la formabilidad en el estado bruto
de temple W con este ensayo, siempre y cuando se controle el tiempo
entre la distensión por tracción que sigue el temple y la
ejecución del ensayo de flexión en tres puntos. En el caso de los
productos extrudidos, el ángulo de plegado a 130ºC está expresado
como valor promedio calculado a partir de medidas individuales
efectuadas en muestras tomadas en diferentes lugares repartidos a
lo largo del perfil.
Un producto particularmente preferido según la
presente invención es un producto extrudido que presenta en el
estado T6511, medido en muestras tomadas en una zona plana, un
ángulo de plegado, medido a 130ºC por un ensayo de flexión en 3
puntos según DIN 50 111 (sección 3.1) en una muestra de espesor 1,6
mm, de por lo menos 34º, y un límite elástico R_{p0,2} de por lo
menos 720 MPa, y preferentemente un ángulo de plegado de por lo
menos 35º y un límite elástico de por lo menos 750 MPa. Las
características mecánicas estáticas (R_{p0,2}, R_{m} y A)
dependen bastante poco del espesor de la sección para espesores
hasta aproximadamente 60 mm.
Otro producto particularmente ventajoso según la
invención es un producto extrudido que presenta en el estado
T76511, medido en muestras tomadas en una zona plana, un ángulo de
plegado, medido a 130ºC por un ensayo de flexión en 3 puntos según
DIN 50 111 (sección 3.1) en una muestra de espesor 1,6 mm, de por
lo menos 36º, y un límite elástico R_{p0,2} de por lo menos 660
MPa, y preferentemente de por lo menos 670 MPa. Este producto
puede utilizarse en los casos donde la resistencia a la corrosión
debe ser por lo menos de nivel EB durante un ensayo EXCO (norma
ASTM G34) efectuado en muestras no mecanizadas.
Estos dos productos preferidos se prestan
particularmente bien a la fabricación de rigidizadores de fuselaje
para aviones civiles.
Como se indica más abajo, el solicitante
constató de manera sorprendente que en relación con los productos
conocidos, incluyendo los que tienen un contenido de zinc
comparable, los productos según la invención muestran una buena
aptitud a la conformación en caliente. En cambio, la aptitud a la
conformación en frío en el estado inestable W después de la
disolución y el temple es ligeramente menos buena. Para la
fabricación de elementos de estructura de aeronaves, tales como los
rigidizadores de fuselaje, el solicitante prefiere entonces el
proceso de conformación en caliente, si dicha conformación es
profunda.
Los productos según la invención pueden
utilizarse también como elemento de estructura para techo, y
particularmente como perfil de techo, de aeronave, y en forma de
perfiles, como carriles de asientos. Los carriles de asientos son
perfiles generalmente de gran longitud, dispuestos generalmente
paralelamente a la longitud de la cabina, en los cuales están
fijadas las filas de asientos en un avión comercial. Según la
invención, se pueden obtener carriles de asientos en el estado
T76511 con una resistencia a la ruptura de la zona de fijación de
los asientos (por ejemplo el talón de un perfil de tipo "I")
cuya resistencia a la ruptura alcanza 670 MPa e incluso 680 MPa, y
cuyo límite de elasticidad alcanza 640 MPa e incluso 660 MPa. Los
carriles de asientos de aviones comerciales deben resistir a la
corrosión por líquidos alimentarios corrosivos bajo fuertes
tensiones mecánicas, y los carriles de asientos según la invención
muestran efectivamente una buena resistencia a la corrosión bajo
tensión determinada según la norma ASTM G47.
La utilización de elementos de estructura según
la invención para la construcción de aeronaves permite aligerar
significativamente la estructura de dichas aeronaves, lo que
permite aumentar su capacidad de carga útil, o disminuir su consumo
de combustible.
La invención será mejor entendida con ayuda de
los ejemplos, que no tienen sin embargo carácter limitativo.
Se prepararon varias aleaciones
Al-Zn-Mg-Cu por
colada semicontinua de placas, y se le las sometió a una gama de
transformación clásica, que comprendía una etapa de homogeneización
cuyos parámetros se determinaron según la enseñanza de la patente
US 5,560,789, seguida de un laminado en caliente, de una etapa de
disolución seguida de un temple y de operaciones de distensión, y
finalmente de un revenido en el estado T651. Se obtuvieron así
chapas de espesor 20 mm en el estado T651.
Las composiciones de las chapas que forman este
ensayo se indican en el cuadro 1.
Las características mecánicas estáticas se
determinaron por un ensayo de tracción según la norma EN
10002-1. La tenacidad K_{1C} se determinó según la
norma ASTM E399. Los resultados se indican en el cuadro 2:
Se constata que la chapa C, conforme a la
invención, presenta un buen compromiso entre resistencia mecánica y
alargamiento. En relación con la chapa D, fuera de la invención, su
resistencia mecánica es significativamente mejor. En relación con
la chapa A, de aleación 7449 según el estado de la técnica, la
aleación C presenta una resistencia mecánica muy mejorada. El hecho
de que la tenacidad de la chapa C es menos buena que la de la chapa
B limita su aplicación a ciertas utilizaciones para las cuales la
tenacidad no es determinante, pero que piden a la vez una excelente
resistencia mecánica y una buena aptitud a la conformación. En
relación con la chapa B, fuera de la invención, el alargamiento de
ruptura de la chapa C es significativamente mejor.
Además, para que la chapa B pueda alcanzar los
resultados indicados en el cuadro 2, se la debe someter a una
disolución bastante larga que no se presta a las exigencias de una
producción industrial. E incluso, se constata que quedan demasiadas
fases gruesas en el producto que tienen un efecto nocivo para la
homogeneización de las propiedades mecánicas, a la vez en el seno
de un mismo lote y en el seno de un mismo producto (chapa o
perfil); esto podría prohibir la utilización del producto B como
elemento de estructura de aeronave.
Se colaron varias placas de aleaciones cuya
composición se indica en el cuadro 3, con un contenido de Si
aproximadamente igual a 0,04% para todas las aleaciones.
Las aleaciones G1, G2, G3 y G4 y B se encuentran
fuera de la presente invención. La composición de las aleaciones B
y D, fuera de la invención, se indica en el ejemplo 1, y también la
del ejemplo C (según la invención). Todas estas aleaciones
presentaron en los ensayos una colabilidad satisfactoria, es decir
que no se observaron fisuras o grietas durante los ensayos de
colada a escala industrial.
Las aleaciones G5, G6, G7, G8 están fuera de la
presente invención, y la aleación G9 es una aleación 7060 según el
estado de la técnica; estas aleaciones presentaron fisuras durante
los ensayos de colada.
Las dificultades aparecen cuando la colada de
estas aleaciones no vuelven necesariamente los productos forjados
obtenidos a partir de estas placas impropias para la utilización,
pero son la causa de costos adicionales ya que la implementación
(es decir la cantidad de metal vendible en relación con la
cantidad de metal cargado, un parámetro que está directamente
relacionado con la cantidad de placas descartadas) será mayor que
para las aleaciones correspondientes al ámbito preferencial de la
invención. Además, la propensión de estas aleaciones a la formación
de fisuras durante su solidificación hace muy difícil la
fiabilización del proceso de colada en el marco de un programa de
garantía de la calidad por el control estadístico de los
procesos.
Se constata que las aleaciones de la serie 7xxx
que presentan una propensión muy pronunciada a la formación de
fisuras o grietas en la colada tienen un contenido de magnesio
inferior al contenido crítico de magnesio; este valor crítico se
obtuvo calculando el valor límite de Mg definido por el criterio de
colabilidad.
\vskip1.000000\baselineskip
Se prepararon palanquillas de extrusión con
aleaciones cuya composición se resume en el cuadro 4. Las
aleaciones se homogeneizaron de la manera siguiente:
Muestras Q1 y Q2: 4 h a 465ºC + 20 h a 476ºC
Muestras Q3 y Q4: 4 h a 465ºC + 20 h a 471ºC
Muestras P1 a P3: 20 h a 471ºC.
\vskip1.000000\baselineskip
Las fases M, T y S se disolvieron completamente
durante el tratamiento de homogeneización; esto se verificó por el
análisis entálpico diferencial (véase la patente US 5,560,789).
El diámetro de las palanquillas era de 200 mm
para las palanquillas P3 y Q1 a Q4, y de 155 mm para las
palanquillas P1 y P2.
A partir de estas palanquillas homogeneizadas y
descortezadas, se elaboraron cinco tipos de perfiles T1, T2, T3, T4
y T5 cuyas secciones se representan en las figuras 1, 2, 3, 4 y 5.
La temperatura del contenedor y de la herramienta era superior a
400ºC, la velocidad de extrusión era inferior a 0,50 m/min.
Las presiones máximas de extrusión se resumen en
el cuadro 5. Se constata de manera sorprendente que para las
aleaciones según la invención, la presión de extrusión no aumenta,
y, de manera sorprendente, incluye disminuya, para ciertos tipos de
perfiles, cuando el contenido de magnesio aumenta.
Los perfiles Q1 a Q4 se disolvieron a 471ºC, los
perfiles Pl a P3 a 472ºC (perfiles T1, T2 y T3). Se trataron los
perfiles R1 y R2 en condiciones comparables. Todos los perfiles
fueron templados en agua y traccionados con un alargamiento
permanente comprendido entre 1,5 y 2%. Se obtienen los productos
en el estado T6511 o T76511.
Las características mecánicas estáticas se
resumen en el cuadro 6, para tres diferentes espesores de la
muestra en el estado T6511, tomados en una zona plana del perfil.
Estos estados se obtuvieron por envejecimiento artificial en las
condiciones siguientes:
Aleaciones Q1 y Q2: 18 horas a 120ºC
Aleaciones P1 a P3, Q3 y Q4: 36 horas a
120ºC.
Las características en el estado T76511,
obtenidas por envejecimiento artificial en las condiciones
siguientes:
Q1 a Q4: 12 h a 120ºC + 8 h a 150ºC
P1: 12 h a 120ºC + 10 h a 156ºC
se resumen en el cuadro
7.
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Se constata que en relación con la aleación P1,
las aleaciones Q1 y Q2 tienen una resistencia mecánica
significativamente mayor.
La resistencia a la corrosión que se caracterizó
según el ensayo EXCO (norma ASTM G34) de los productos Q1 y Q2 en
el estado T6511 (muestras no mecanizadas al principio de la
extrusión) era de nivel EA o EB y globalmente por lo menos tan
buena o mejor que la de las muestras P1 a P3 y Q3 y Q4.
\newpage
Para R1 y R2, se encuentran las características
mecánicas siguientes:
Se estudió la aptitud a la conformación de los
perfiles de tipo T1 del ejemplo 3 mediante el ensayo de flexión en
3 puntos según la norma DIN 50 111 de septiembre 1987 (sección
3.1). El lugar de toma de la muestra, una zona plana, se indica en
la figura 7. Los parámetros importantes del dispositivo de flexión
en 3 puntos se indican en la figura 9. El ensayo se efectuó a
130ºC.
Se probaron los estados T6511 y T76511. Los
valores del ángulo de plegado \alpha (definido en la figura 8) se
presentan en el cuadro 9. Se trata de valores promedios calculados
a partir de una media docena de medidas individuales efectuadas en
muestras tomadas en diferentes lugares repartidos a lo largo de los
perfiles.
En todos los casos, los perfiles según la
invención (Q1 y Q2) tienen una formabilidad comparable a la de los
perfiles según el estado de la técnica (Q3 y P1).
\vskip1.000000\baselineskip
Se estudió la aptitud a la conformación en frío
de muestras similares a las del ejemplo 4 (en el estado inestable
W después de disolución y temple), con la misma técnica de flexión
en 3 puntos, pero a la temperatura ambiente. Se encuentra una
dispersión reducida del ángulo de plegado \alpha (definido en la
figura 8) en función de la longitud de los perfiles. El cuadro 10
se refiere a los valores medidos en el estado W.
\vskip1.000000\baselineskip
\vskip1.000000\baselineskip
Se elaboraron placas de laminado por un proceso
similar al descrito en el ejemplo 1. La composición química está
dada en el cuadro 11. Por un proceso similar al descrito en el
ejemplo 1, se prepararon por laminado en caliente placas de un
espesor de 25 mm. Se disolvieron durante 2 horas a una temperatura
comprendida entre 472 y 480ºC, se templaron y traccionaron con un
alargamiento permanente comprendido entre 1,5 y 2%. Luego, las
chapas se sometieron a un tratamiento de revenido a una temperatura
de 135ºC.
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(Cuadro pasa a página
siguiente)
\newpage
Se obtuvieron las características mecánicas
siguientes:
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Se verificó que para las chapas N y K, el
revenido de 12 h conduce al estado T6. Para revenidos
significativamente más largos, los parámetros R_{p0,2(L)} y
R_{m(L)} se degradan. Se nota que con un contenido de zinc
igual, y una relación Mg/Cu vecina, la chapa N (con 0,10% escandio)
muestra mejores características mecánicas estáticas que la chapa M,
sin escandio.
Con un contenido de zinc igual, y un contenido
de escandio igual, la chapa N con una relación Mg/Cu elevada
muestra mejores valores de R_{p0,2(L)} y R_{m(L)}
que la chapa K.
\vskip1.000000\baselineskip
Se caracterizó para varios perfiles elaborados
según el ejemplo 3 la resistencia a la corrosión bajo tensión.
\vskip1.000000\baselineskip
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(Cuadro pasa a página
siguiente)
\newpage
El cuadro 13 resume los resultados
obtenidos:
Se constató que los productos según la invención
muestran una resistencia a la corrosión bajo tensión que es
totalmente satisfactoria.
Se prepararon perfiles extrudidos de aleaciones
7349 o 7449, con y sin adición de escandio, según un proceso
similar al del ejemplo 3.
El cuadro 14 indica las composiciones químicas,
el cuadro 15 las características mecánicas obtenidas.
En comparación con los resultados del ejemplo 3,
se constata que los productos según la invención tienen una
resistencia mecánica (R_{m}, R_{p0,2}) mejorada en relación con
los productos X1 y X2 según el estado de la técnica.
Se fabricó a partir de palanquillas de
composición química R1 y Q1 según los ejemplos precedentes de
carriles de asiento para avión. Estos perfiles son de tipo "I"
y comprenden una base, una zona central (alma) y un talón (en el
cual están fijados los asientos).
El espesor de la zona central era del orden de
2 mm, la altura del perfil del orden de 65 mm.
El cuadro 16 resume las características
mecánicas estáticas en el estado T76511.
Los ensayos de corrosión bajo tensión (en el
sentido transversal) muestran una buena resistencia durante el
ensayo según ASTM G47.
Se evaluaron modelos numéricos que similan la
tolerancia al daño de los rigidizadores de alta resistencia según
la invención con el fin de determinar la resistencia residual de un
panel de fuselaje. Las autoridades de aviación piden una estructura
concebida para resistir a cargas límites a pesar de los daños
considerables; el daño escogido es una fisura de una longitud de
dos rigidizadores (14, 16) con el rigidizador central (18) roto
(véase la figura 10). El solicitante notó que la resistencia
residual de los paneles de fuselaje que trabajan en tracción puede
beneficiarse de los rigidizadores de alta resistencia según la
invención. La utilización de los rigidizadores según la invención
como elemento de estructura en los paneles de fuselaje puede
mejorar la resistencia residual de la estructura, porque cierran la
fisura (12) en la piel (18), lo que permite evitar a título
preventivo la ruptura inestable. La resistencia residual del panel
fisurado resulta así mejorada. Este efecto puede utilizarse ya sea
para aumentar el margen de seguridad en las construcciones donde los
rigidizadores son remplazados por rigidizadores sedán la
invención, o para bajar el peso de la construcción utilizando
rigidizadores con secciones reducidas y chapas de fuselaje más
finas, y/o distancias de rigidizadores mayores.
La ruptura de la piel está gobernada por el
factor de intensidad de tensión en la punta de la fisura. Para
fuselajes extrados con una distancia de rigidizadores de 200 mm y
un índice de rigidización (sección del rigidizador/sección total) de
0,25, el factor de intensidad de tensión para una fisura de una
longitud de dos rigidizadores con el rigidizador central roto en
un panel soldado con dos rigidizadores según la invención será
reducida de 5% en comparación con panel con rigidizadores hechos con
la aleación 2024 T3 ampliamente utilizada. Para fisuras más largas,
el rigidizador de 2024 será solicitado cada vez más a nivel
plástico en comparación con rigidizadores nuevos que ni siquiera
alcanzaron el límite de elasticidad. La diferencia del factor de
intensidad de tensión puede subir hasta 15%.
Se valuaron modelos numéricos para paneles de
fuselaje que trabajan en compresión y/o cizallamiento con el fin de
determinar la estabilidad en cizallamiento y compresión. Las
autoridades de aviación piden que la estructura sea concebida para
resistir a una carga última durante 3 segundos sin deformación
excesiva. Sin embargo, la deformación plástica está permitida. Esto
lleva a concepciones de post-pandeo para paneles de
fuselaje en lugares críticos en estabilidad. A pesar de que el
pandeo de las columnas perfectas (teoría de Euler) o de las
estructuras reales muy angostas sea esencialmente un fenómeno
elástico (gobernado por el módulo de Young), concepciones de
post-pandeo muestran deformación plástica y pueden
beneficiarse de un aumento del límite de elasticidad. Este ensayo
de pandeo se muestra en la figura 11. Una piel de fuselaje (20)
está fijada en los rigidizadores (14, 16) con puntos de fijación
(22), por ejemplo remaches. El ensayo de pandeo conduce a una
deformación del panel que se manifiesta por un intervalo (24) entre
el rigidizador (14, 16) y la piel (22).
El solicitante notó que la estabilidad de
cizallamiento y compresión de los paneles de fuselaje que trabajan
en compresión y/o cizallamiento puede beneficiarse de la alta
resistencia de los rigidizadores según la invención. La utilización
de los rigidizadores según la invención como elemento de
estructura en un panel de fuselaje de un avión puede mejorar la
estabilidad de cizallamiento y compresión de los paneles de
fuselaje, porque estos rigidizadores muestran una mayor estabilidad
en pandeo. Este efecto puede utilizarse ya sea para aumentar el
margen de seguridad en construcciones donde se remplazan
rigidizadores por rigidizadores según la invención, o para bajar el
peso de la construcción utilizando rigidizadores con secciones
reducidas y chapas de fuselaje más angostas, et/o distancias de
rigidizadores más grandes. También se puede obtener un aumento de
la distancia de los remaches, lo que disminuye el costo de
soldadura de la estructura.
Una estimación de ganancia en estabilidad de
pandeo puede obtenerse aplicando un método general dado en [Michael
C.Y. Niu, Airframe Stress Analysis and Sizing, 2^{nd} edition,
chapter 10]. El solicitante notó, utilizando este método, que el
aumento de la estabilidad del rigidizador según la invención (con
700 MPa límite de elasticidad en compresión y un módulo de Young en
compresión de 73 GPa) comparado con un rigidizador de 7150 T77511
(con 538 MPa valor típico límite de elasticidad en compresión y un
módulo de Young en compresión de 73 GPa), que es ampliamente
utilizado en los aviones según el estado de la técnica, es superior
o igual a 15% para una utilización típica de rigidizadores en forma
de "Z".
El cuadro 17 muestra parámetros de diferentes
geometrías de rigidizadores utilizados para los cálculos. La figura
12 compara las tensiones de pandeo predichas para estas geometrías
diferentes de Z1 a Z8 (de izquierda a derecha).
Claims (27)
1. Producto laminado, extrudido o forjado de
aleación
Al-Zn-Mg-Cu,
caracterizado porque contiene (en porcentaje en peso):
b) por lo menos un elemento seleccionado en el
grupo formado por Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er,
Y, Yb, estando comprendido el contenido de cada uno de dichos
elementos, si está seleccionado, entre 0,02 y 0,7%,
c) el resto aluminio e impurezas
inevitables,
y porque satisface las condiciones
d) Mg/Cu > 2,4 y
e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4
Zn).
2. Producto según la reivindicación 1,
caracterizado porque Mg/Cu > 2,8 y preferentemente >
3,5 y aún más preferentemente > 4,0.
3. Producto según una de las reivindicaciones 1
o 2, caracterizado porque la concentración en peso de los
elementos Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb no
excede 1,5% en total.
4. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque se selecciona en
el grupo formado por Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho,
Er, Y, Yb solamente el titanio.
5. Producto laminado, extrudido o forjado de
aleación
Al-Zn-Mg-Cu,
caracterizado porque contiene (en porcentaje en peso):
b) por lo menos un elemento seleccionado en el
grupo formado por Zr, Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho,
Er, Y, Yb Cr, Mn estando comprendido el contenido de cada uno de
dichos elementos, si está seleccionado, entre 0,02 y 0,7%,
c) el resto aluminio e impurezas
inevitables,
y porque satisface las condiciones
d) Mg/Cu > 2,4 y
e) (7,9 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4
Zn).
6. Producto según la reivindicación 5,
caracterizado porque la concentración en peso de los
elementos Zr, Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb
no excede 1,5% en total.
7. Producto según una de las reivindicaciones 1
4, en el cual Zn > 9,0%.
8. Producto según la reivindicación 7, en el
cual Zn > 9,5%.
9. Producto según la reivindicación 7, en el
cual el contenido de zinc está comprendido entre 9,0% y 11%.
10. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 9, en el cual Cu > 0,6 - 1,2% y Mg 2,5 -
3,4%.
11. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 9, en el cual Cu 0,8 – 1,5% y Mg 2,2 -
3,0%.
12. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 11, en el cual Mg 0,5% - 3,6%.
\newpage
13. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 12, en el cual Mg > 1,95 + 0,5 (Cu - 2,3) +
0,16 (Zn-6) + 1,9 (Si - 0,04).
14. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 13, en el cual las concentraciones máximas
siguientes no exceden:
Cr 0,40 Mn 0,60 Sc 0,50 Zr 0,15 Hf 0,60 Ti 0,15
Ce, Nd, La y Eu 0,35 cada uno y preferentemente 0,30 cada uno Gd
0,35 Tb 0,35 Ho 0,40 Dy 0,40 Er 0,40 Yb 0,40 y 0, 20.
15. Producto según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 14, caracterizado porque contiene además
por lo menos un elemento seleccionado en el grupo formado por Ag,
Sn, Cd, Ge, In estando comprendido el contenido de cada uno de
dichos elementos, si está seleccionado, entre 0,02% y 0,15% y
preferentemente entre 0,05% y 0,10%.
16. Producto extrudido según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 15, caracterizado porque presenta en el
estado T6511, medidos en muestras tomadas en una zona plana,
a) un ángulo de plegado, medido a 130ºC por un
ensayo de flexión en 3 puntos según DIN 50 111 (sección 3.1) en una
muestra de espesor 1,6 mm, y expresado como valor promedio
calculado a partir de medidas individuales efectuadas en muestras
tomadas en diferentes lugares repartidos a lo largo del perfil, de
por lo menos 34ºC, y
b) un límite elástico R_{p0,2} de por lo menos
720 MPa,
y preferentemente un ángulo de plegado de por lo
menos 35º y un límite elástico de por lo menos 750 MPa.
\vskip1.000000\baselineskip
17. Producto extrudido según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 15, caracterizado porque presenta en el
estado T76511, medidos en muestras tomadas en una zona plana,
a) un ángulo de plegado medido a 130ºC por un
ensayo de flexión en 3 puntos según DIN 50 111 (sección 3.1) en una
muestra de espesor 1,6 mm, y expresado como valor promedio
calculado a partir de medidas individuales efectuadas en muestras
tomadas en diferentes lugares repartidos a lo largo del perfil, de
por lo menos 37º y preferentemente de por lo menos 40º, y
b) un límite elástico R_{p0,2} de por lo menos
670 MPa.
\vskip1.000000\baselineskip
18. Producto extrudido según la reivindicación
17, caracterizado porque la resistencia a la corrosión,
determinada según el ensayo EXCO (norma ASTM G34) el estado T6511
en muestras no mecanizadas, es por lo menos de nivel EB.
19. Elemento de estructura de aeronave,
realizado en un producto según cualquiera de las reivindicaciones
1 a 18.
20. Elemento de estructura según la
reivindicación 19, caracterizado porque dicho elemento es un
rigidizador de fuselaje.
21. Elemento de estructura según la
reivindicación 19, caracterizado porque dicho elemento es un
carril de asientos.
22. Carril de asientos según la reivindicación
21, caracterizado porque su resistencia a la ruptura en el
estado T76511 en la zona de fijación de los asientos es de por lo
menos 670 MPa y preferentemente de por lo menos
680 MPa.
680 MPa.
23. Carril de asientos según la reivindicación
21 o 22, caracterizado porque su límite de elasticidad en
el estado T76511 en la zona de fijación de los asientos es de por
lo menos 640 MPa y preferentemente de por lo menos 660 MPa.
24. Elemento de estructura según la
reivindicación 19, caracterizado porque dicho elemento es un
perfil de techo.
25. Aeronave que comprende un fuselaje soldado
partir de una pluralidad de rigidizadores y de una pluralidad de
chapas, caracterizada porque por lo menos una parte de
dichos rigidizadores son elementos de estructura según la
reivindicación 19.
26. Estructura de fuselaje soldada a partir de
una pluralidad de rigidizadores según la reivindicación 20 y de
una pluralidad de chapas, caracterizada porque una distancia
de dichos rigidizadores de 200 mm y un índice de rigidización
(sección del rigidizador/sección total) de 0,25, el factor de
intensidad de tensión para una fisura de una longitud de dos
rigidizadores con el rigidizador central roto es reducida de por lo
menos 5% en comparación con rigidizadores de aleación 2024 T3.
27. Estructura de fuselaje soldada a partir de
una pluralidad de rigidizadores según la reivindicación 20 y de
una pluralidad de chapas, caracterizada porque la
estabilidad de pandeo de dichos rigidizadores se mejora de por lo
menos 15% con relación a una estructura idéntica que incorpora
rigidizadores en Z de la misma geometría de aleación 7150
T77511.
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