WO2003085145A2 - Produits en alliages al-zn-mg- cu - Google Patents

Produits en alliages al-zn-mg- cu Download PDF

Info

Publication number
WO2003085145A2
WO2003085145A2 PCT/FR2003/001062 FR0301062W WO03085145A2 WO 2003085145 A2 WO2003085145 A2 WO 2003085145A2 FR 0301062 W FR0301062 W FR 0301062W WO 03085145 A2 WO03085145 A2 WO 03085145A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
content
product according
product
elements
alloy
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2003/001062
Other languages
English (en)
Other versions
WO2003085145A3 (fr
Inventor
Timothy Warner
Christophe Sigli
Bernard Bes
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Constellium Issoire SAS
Original Assignee
Pechiney Rhenalu SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=28052141&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=WO2003085145(A2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Pechiney Rhenalu SAS filed Critical Pechiney Rhenalu SAS
Priority to AU2003260001A priority Critical patent/AU2003260001A1/en
Priority to AT03740568T priority patent/ATE452216T1/de
Priority to DE60330547T priority patent/DE60330547D1/de
Priority to JP2003582320A priority patent/JP4535731B2/ja
Priority to EP03740568A priority patent/EP1492895B1/fr
Priority to DE03740568T priority patent/DE03740568T1/de
Publication of WO2003085145A2 publication Critical patent/WO2003085145A2/fr
Publication of WO2003085145A3 publication Critical patent/WO2003085145A3/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/10—Alloys based on aluminium with zinc as the next major constituent
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/053—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with zinc as the next major constituent

Definitions

  • the present invention relates to Al-Zn-Mg-Cu alloys with compromise static mechanical characteristics - improved damage tolerance, with a Zn content greater than 8.3%, as well as structural elements for aeronautical construction incorporating half wrought products made from these alloys.
  • Alloys of the Al-Zn-Mg-Cu type (belonging to the family of 7xxx alloys) are commonly used in aeronautical construction, and in particular in the construction of the wings of civil aircraft.
  • These alloy designations well known to those skilled in the art. trade, correspond to those of The Aluminum Association.
  • alloys 7075 and 7175 have been known for decades, such as alloys 7075 and 7175 (zinc content between 5.1 and 6.1% by weight), 7050 (zinc content between 5.7 and 6.7%) , 7150 (zinc content between 5.9 and 6.9%) and 7049 (zinc content between 7.2 and 8.2%). They have a high elastic limit, as well as good toughness and good resistance to stress corrosion and exfoliating corrosion. More recently, it has become apparent that for certain applications, the use of an alloy with a higher zinc content may have advantages since this makes it possible to further increase the elastic limit. Alloys 7349 and 7449 contain between 7.5 and 8.7% zinc. of the wrought alloys richer in zinc have been described in the literature, but do not seem to be used in aeronautical construction.
  • EP 257 167 Al (German Métallurgique de Gerzat) notes that none of the known Al-Zn-Mg-Cu type alloys can safely and reproducibly meet the severe technical requirements imposed by this specific application; it proposes to move towards a lower zinc content, namely between 6.25% and 8.0%.
  • the problem to which the present invention is trying to respond is therefore to propose new wrought products of Al-Zn-Mg-Cu type alloy with high zinc content, greater than 8.3%, which are characterized by an improved compromise between toughness and static mechanical characteristics (yield strength, yield strength), which have sufficient corrosion resistance and high elongation at break, and which can be manufactured industrially under conditions of reliability compatible with the high requirements of the industry aeronautics.
  • a first object of the present invention consists of a rolled, extruded or forged product of Al-Zn-Mg-Cu alloy, characterized in that it contains (in percent by mass): a) Zn 8.3 - 14.0 Cu 0.3 - 4.0 and preferably 0.3 - 3.0 Mg 0.5 - 4.5 and preferably 0.5 - 3.0 Zr 0.03 - 0.15 Fe + Si ⁇ 0.25 b ) at least one element selected from the group consisting of Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, the content of each of said elements, if it is selected, being between 0.02 and 0.7%, c) the remainder of aluminum and inevitable impurities, and in that it satisfies the conditions
  • a second object of the present invention consists of a rolled, extruded or forged product of Al-Zn-Mg-Cu alloy, characterized in that it contains (in percent by mass): a) Zn 9.5 - 14.0 Cu 0.3 - 4.0 and preferably 0.3 - 3.0 Mg 0.5 - 4.5 and preferably 0.5 - 3.0
  • Fe + Si ⁇ 0.25 b) at least one element selected from the group consisting of Zr, Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr , Mn, the content of each of said elements, if selected, being between 0.02 and 0.7%, c) the rest of the aluminum and inevitable impurities, and in that it satisfies the conditions d) Mg / Cu ⁇ 2.4 and e) (7.7 - 0.4 Zn)> (Cu + Mg)> (6.4 - 0.4 Zn).
  • a third object of the present invention is a structural element for aeronautical construction which incorporates one of the said products, and in particular a structural element used in the construction of wing boxes of civil aircraft, such as a wing upper surface.
  • Figure 1 schematically shows a wing box of an aircraft.
  • the benchmarks are as follows:
  • FIG. 2 represents the compromise between mechanical strength and damage tolerance in a diagram R p o, 2 - K app for the alloys of example 3.
  • FIG. 3 represents the compromise between mechanical strength and damage tolerance in a diagram R p o > 2 - K app for the alloys of example 5.
  • the parameter K app was measured according to the ASTM E561 standard on CT type testpieces of width W equal to 127 mm.
  • the term “spun product” includes so-called “drawn products”, that is to say products which are produced by spinning followed by drawing. The applicant, in the course of a number of preparatory studies, has come to the conclusion that a new material presenting a significantly better compromise should in any event have a sufficient zinc content, typically greater than approximately 8.3 %. This condition is however not sufficient.
  • the problem is solved by fine adjustment of the contents of the alloying elements and certain impurities, and by adding a controlled concentration of certain other elements to the composition of the alloy.
  • the present invention applies to Al-Zn-Mg-Cu alloys containing:
  • the alloys according to the invention must contain at least 0.5% magnesium, since it is not possible to obtain satisfactory static mechanical characteristics with a lower magnesium content. According to the Applicant's observations, with a zinc content of less than 8.3%, no result is obtained which is better than those obtained with known alloys.
  • the zinc content is greater than 9.0%, and even more preferably greater than 9.5%. However, it is necessary to respect certain relationships between certain elements, as explained below.
  • the zinc content is between 9.0 and 11.0%. In any event, it is not desired to exceed a zinc content of approximately 14%, because above this value, whatever the magnesium and copper content, the results are not satisfactory.
  • the alloy must be sufficiently loaded with addition elements capable of precipitating during maturation or tempering treatment, in order to be able to exhibit advantageous static mechanical characteristics.
  • addition elements capable of precipitating during maturation or tempering treatment, in order to be able to exhibit advantageous static mechanical characteristics.
  • the content of these addition elements must fulfill the condition Mg + Cu> 6.4 - 0.4 Zn.
  • anti-recrystallizing elements More specifically, for alloys with more than 9.5% zinc, at least one element selected from the group comprising the elements Zr, Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, must be added. Tb, Dy, Ho, Er, Yb, Cr, Mn with, for each element present, a concentration of between 0.02 and 0.7%. It is preferable that the concentration of all the elements of said group does not exceed 1.5%.
  • zirconium with a content of between 0.03% and 0.15%, and in addition at least an element selected from the group comprising the elements Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb, with, for each element present, a concentration of between 0, 02 and 0.7%.
  • the said anti-recrystallizing elements it is advantageous, whatever the zinc content, not to exceed the following maximum contents: Cr 0.40; Mn 0.60; Se 0.50; Zr 0.15; Hf 0.60; Ti 0.15; This 0.35 and preferably 0.30; Nd 0.35 and preferably 0.30; Eu 0.35 and preferably 0.30; Gd 0.35; Tb 0.35; Ho 0.40; Dy 0.40; Er 0.40; Yb 0.40; Y 0.20; The 0.35 and preferably 0.30.
  • the total of these elements does not exceed 1.5%.
  • This criterion is called in the context of the present invention the "flowability criterion".
  • the alloys produced according to this variant of the invention complete their solidification at a temperature of between 473 ° C and 478 ° C, and make it possible to achieve industrial reliability in the processes for preparing the metal (that is to say a consistency of the quality of the cast plates) compatible with the high requirements of the aeronautical industry.
  • Another technical characteristic of the invention is linked to the need to minimize as much as possible the amount of insoluble precipitates after the homogenization and dissolution treatments, since this reduces the toughness; for this, we choose a content of Mg, Cu and Zn such that Mg + Cu ⁇ 7.7 - 0.4 Zn. Said precipitates are typically ternary or quaternary Al-Zn-Mg-Cu phases of type S, M or T. And finally, the Applicant has found that the incorporation of a small amount, between 0.02 and 0.15% per element, of one or more elements chosen from the group composed of Sn, Cd, Ag, Ge, In improves the response of the alloy to the tempering treatment, and has beneficial effects on the mechanical strength and on the corrosion resistance of the product. A content of between 0.05 and 0.10% is preferred. Among these elements, money is the preferred element.
  • the products according to the invention are in particular laminated or extruded products. They can be advantageously used for the manufacture of structural elements in aircraft construction.
  • a preferred application of the products according to the invention is the application as a structural element in a wing box, and in particular in its upper part (upper surface) which is first of all dimensioned in resistance to compression.
  • Figure 1 schematically shows a section of the wing box of a civil aircraft.
  • a wing box typically has a length of between 10 m and 40 m and a width of between 2 m and 10 m; its height varies depending on the location on the wing and is typically between 0.2 m and 2 m.
  • the box consists of the upper surface (1) and the lower surface (2).
  • the upper surface (1) of a civil aircraft consists of a heavy plate of a typical thickness during delivery of between 15 mm and 60 mm, and stiffeners (5) which can be made from profiles and attached to the skin using mechanical fasteners (such as rivets or bolts) or by welding techniques (such as arc welding, laser beam welding, or friction welding).
  • the upper surface structure can also be obtained by assembling other semi-products of aluminum alloy. It can also be obtained by integral machining of heavy plates or profiles, that is to say without assembly.
  • the length of aircraft wings can exceed 20 m and even 30 m, which requires the use of sheets or profiles longer than 20 m or 30 m, in order to minimize assembly of structural elements.
  • the manufacture of sheets or profiles of such a size from highly loaded Al-Zn-Mg-Cu alloys requires excellent mastery of the casting, rolling and thermal and thermo-mechanical treatment processes, and requires an adaptation of the chemical composition according to the invention.
  • the products according to the invention can be used as structural elements in aeronautical construction.
  • a metallurgical state of type T6, for example T651 is preferred.
  • the product according to the invention is particularly suitable for use as a structural element in a wing box, for example in the form of an upper surface or a stiffener.
  • the advantages of the products according to the invention allow in particular their use as structural elements of very large planes, in particular of civil planes, and in particular in the form of rolled and spun products. In a particularly advantageous application, these structural elements are manufactured from sheets of thickness greater than 60 mm.
  • the addition of one or more anti-recrystallizing elements, such as scandium, is particularly advantageous; such an effect is also observed in the case of heavy plates.
  • the anti-recrystallizing element added is scandium, a content of between 0.02 and 0.50% is advantageous.
  • Adding a small amount of silver or other element such as Cd, Ge, In, Sn improves the efficiency of income, and a positive effects on the mechanical resistance and resistance to corrosion under stress of the product.
  • Alloy A is an alloy 7449 according to the state of the art
  • alloys B and C are alloys with a high content of Zn, not respecting the technical characteristics of the invention
  • alloy D is an alloy according to l 'invention.
  • alloy according to the invention has a better compromise between static characteristics and toughness than alloy 7449 according to the prior art (R p02 in higher tension and compression and K ⁇ similar), and that the alloys with high zinc content not respecting the technical characteristics of the invention are less efficient.
  • Alloy E is an alloy 7449
  • alloy F is an alloy according to the invention, containing an addition of 0.083% of Scandium.
  • Alloy R is an alloy 7449
  • alloy S is an alloy according to the invention, containing an addition of 0.078% of scandium.
  • the toughness in plane deformation Kic was determined according to standard ASTM E399, at mid-thickness.
  • the toughness under plane stresses was characterized at mid-thickness using the parameter K app , measured according to standard ASTM E561 on CCT type test pieces of width W equal to 406 mm.
  • the results of the toughness measurements carried out during this test are presented in Table 8 below.
  • FIG. 2 The compromise between mechanical strength and damage tolerance is shown in FIG. 2 in a diagram R p0> 2 - K app for the alloys of example 3.
  • the reference alloy “R” presents the usual compromise (the toughness decreases when the mechanical resistance increases).
  • the alloy according to the invention “S” exhibits a very slight decrease (thickness 10 mm) or even a clear increase (thickness 25 mm) in toughness when the mechanical strength increases.
  • the alloy according to the invention has levels of mechanical resistance clearly higher than those of the reference alloy and a comparable or even higher toughness.
  • the alloys G1, G2, G3 and G4 are outside the present invention, as well as the alloys B and C, described in example 1.
  • the alloy D is an alloy according to the invention described in example 1. All of these alloys showed satisfactory flowability during the tests, that is to say that cracks or cracks were not observed during the casting tests on an industrial scale.
  • the alloys G5, G6, G7, G8 are outside the present invention, and the alloy G9 is an alloy 7060 according to the state of the art; these alloys presented cracks during the casting tests.
  • Lamination plates were produced by a process similar to that described in Example 1.
  • the chemical composition is given in Table 10.
  • it was prepared by hot rolling sheets with a thickness of 25 mm. They were dissolved for 2 hours at a temperature between 472 and 480 ° C. (these temperatures are determined by preliminary calorimetry tests on the raw rolling sheets, a standard procedure for those skilled in the art), quenched by spraying and pulled with a permanent elongation between 1, 5 and 2%. Then, the sheets were subjected to a tempering treatment at a temperature of 135 ° C.
  • the K sheet with a lower Mg / Cu ratio shows significantly better toughness values than the N sheet.
  • Spinning billets 291 mm in diameter were prepared by vertical casting with an alloy according to the invention, the composition of which is given in table 12.
  • the homogenized (7h 460 ° C + 23h 466 ° C) and peeled billets were extradited, the temperature of the container and the tool being greater than 400 ° C, and the spinning speed being less than 0.50 m / min .
  • the geometry of the profiles includes a sole (thickness 15 mm, width 152 mm), a rib (thickness 15 mm, height 38 mm) and a reinforcement (thickness 23 mm, width 76 mm).

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Heat Treatment Of Steel (AREA)
  • Conductive Materials (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Extrusion Of Metal (AREA)
  • Metal Rolling (AREA)
  • Contacts (AREA)
  • Forging (AREA)

Abstract

L'invention concerne un produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcents massiques) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 Mg 0,5 - 4,5 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Sc, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun desdit éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en qu'il satisfait aux conditions d) Mg / Cu < 2,4 et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn). Ces produits peuvent être utilisés comme éléments de structure (par exemple caisson de voilure, extrados de voilure) en construction aéronautique.

Description

PRODUITS EN ALLIAGES AL-ZN-MG-CU A COMPROMIS CARACTERISTIQUES MECANIQUES STATIQUES / TOLERANCE AUX
DOMMAGES AMELIORE
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne les alliages de type Al-Zn-Mg-Cu à compromis caractéristiques mécaniques statiques - tolérance aux dommages amélioré, avec une teneur en Zn supérieure à 8,3 %, ainsi que des éléments structuraux pour construction aéronautique incorporant des demi-produits corroyés élaborés à partir de ces alliages.
Etat de la technique
Les alliages de type Al-Zn-Mg-Cu (appartenant à la famille des alliages 7xxx) sont utilisés couramment en construction aéronautique, et notamment dans la construction des ailes d'avions civils. Pour les extrados des ailes on utilise par exemple une peau en tôles fortes en alliages 7150, 7055, 7449, et éventuellement des raidisseurs en profilés en alliages 7150, 7055, ou 7449. Ces désignations d'alliages, bien connues de l'homme du métier, correspondent à celles de l'organisation The Aluminum Association.
Certains de ces alliages sont connus depuis des décennies, comme par exemple les alliages 7075 et 7175 (teneur en zinc entre 5,1 et 6,1 % en poids), 7050 (teneur en zinc entre 5,7 et 6,7 %), 7150 (teneur en zinc entre 5,9 et 6,9 %) et 7049 (teneur en zinc entre 7,2 et 8,2 %). Ils présentent une haute limite d'élasticité, ainsi qu'une bonne ténacité et une bonne résistance à la corrosion sous contrainte et à la corrosion exfoliante. Plus récemment, il est apparu que pour certaines applications, l'utilisation d'un alliage à plus haute teneur en zinc peut présenter des avantages car cela permet d'augmenter encore la limite d'élasticité. Les alliages 7349 et 7449 contiennent entre 7,5 et 8,7 % de zinc. Des alliages de corroyage plus riches en zinc ont été décrits dans la littérature, mais ne semblent pas être utilisés en construction aéronautique.
Le brevet US 5,560,789 (Pechiney Recherche) divulgue un alliage de composition Zn 10,7 %, Mg 2,84 %, Cu 0,92 % qui est transformé par filage. Ces alliages ne sont pas optimisés spécifiquement pour un compromis caractéristiques mécaniques statiques - ténacité.
Le brevet US 5,221,377 (Aluminum Company of America) divulgue plusieurs alliages de type Al-Zn-Mg-Cu avec une teneur en zinc jusqu'à 11,4 %. Ces alliages, comme cela sera expliqué ci-dessous, ne répondent pas non plus aux objectifs de la présente invention.
Par ailleurs, il a été proposé d'utiliser des alliages Al-Zn-Mg-Cu à haute teneur en zinc pour la fabrication de corps creux destinés à résister à des pressions élevées, comme par exemple des bouteilles de gaz comprimés. La demande de brevet européen EP 020 282 Al (Société Métallurgique de Gerzat) divulgue des alliages avec une teneur en zinc comprise entre 7,6 % et 9,5 %. La demande de brevet européen EP 081 441 Al (Société Métallurgique de Gerzat) divulgue un procédé d'obtention de telles bouteilles. La demande de brevet européenne EP 257 167 Al (Société Métallurgique de Gerzat) constate qu'aucun des alliages de type Al-Zn-Mg-Cu connus ne permet de satisfaire de manière sure et reproductible les exigences techniques sévères imposées par cette application spécifique ; elle propose de s'orienter vers une teneur en zinc moins élevée, à savoir comprise entre 6,25 % et 8,0 %.
L'enseignement de ces brevets est spécifique à la problématique des bouteilles de gaz comprimés, notamment en ce qui concerne la maximisation de la pression d'éclatement de ces bouteilles, et ne peut être transféré à d'autres produits corroyés.
D'une façon générale, dans les alliages de type Al-Zn-Mg-Cu, une forte teneur en zinc, mais aussi en Mg et Cu est nécessaire pour obtenir de bonnes caractéristiques mécaniques statiques (limite d'élasticité, limite à rupture). Mais il est également bien connu (voir par exemple US 5,221,377) que lorsque l'on augmente la teneur en zinc dans un alliage de la famille 7xxx au-delà d'environ 7 à 8 %, on rencontre des problèmes liés à une résistance à la corrosion exfoliante et à la corrosion sous contrainte insuffisante. D'une façon plus générale, on sait que les alliages Al-Zn-Mg-Cu les plus chargés sont susceptibles de poser des problèmes en corrosion. Ces problèmes sont en général résolus à l'aide de traitements thermiques ou thermomécaniques particuliers, notamment en poussant le traitement de revenu au-delà du pic, par exemple lors d'un traitement de type T7. Mais ces traitements peuvent alors entraîner une baisse des caractéristiques mécaniques statiques. Autrement dit, pour un niveau minimal de résistance à la corrosion visé, l'optimisation d'un alliage de type Al-Zn-Mg-Cu doit rechercher un compromis entre les caractéristiques mécaniques statiques (limite d'élasticité Rpo,2, limite à rupture Rm, allongement à rupture A) et les caractéristiques de tolérance au dommage (ténacité, vitesse de propagation de fissures etc.). Selon le niveau minimal de résistance à la corrosion visé, on utilise un état proche du pic revenu (états T6), qui en général offre un compromis ténacité - Rp0,2 privilégiant les caractéristiques mécaniques statiques, ou on pousse le revenu au delà du pic (états T7), en recherchant un compromis privilégiant la ténacité. Ces états métallurgiques sont définis dans la norme EN 515.
Problème posé
Le problème auquel essaye de répondre la présente invention est donc de proposer de nouveaux produits corroyés en alliage de type Al-Zn-Mg-Cu à forte teneur en zinc, supérieure à 8,3 %, qui se caractérisent par un compromis amélioré entre ténacité et caractéristiques mécaniques statiques (limite à rupture, limite d'élasticité), qui présentent une résistance suffisante à la corrosion et un allongement à rupture élevé, et qui peuvent être fabriqués industriellement dans des conditions de fiabilité compatibles avec les hautes exigences de l'industrie aéronautique.
Objets de l'invention
La demanderesse a trouvé que le problème peut être résolu en ajustant la concentration des éléments d'addition Zn, Cu et Mg et de certaines impuretés (notamment Fe et Si) d'une façon fine, et en ajoutant éventuellement d'autres éléments. Un premier objet de la présente invention est constitué par un produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 et préférentiellement 0,3 - 3,0 Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,0 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en qu'il satisfait aux conditions d) Mg / Cu < 2,4 et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
Un deuxième objet de la présente invention est constitué par un produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcent massique) : a) Zn 9,5 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 et préférentiellement 0,3 - 3,0 Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,0
Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Zr, Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr, Mn, la teneur de chacun desdits éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 % , c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en ce qu'il satisfait les conditions d) Mg / Cu < 2,4 et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
Un troisième objet de la présente invention est un élément structural pour construction aéronautique qui incorpore l'un des dits produits, et notamment un élément structural utilisé dans la construction des caissons de voilure d'avions civils, tel qu'un extrados d'aile. Description des figures
La figure 1 montre schématiquement un caisson de voilure d'un avion. Les repères sont les suivants :
1, 4 Extrados
2 Intrados
3 Longeron
5 Raidisseur
6 Hauteur du caisson
7 Largeur du caisson
La figure 2 représente le compromis résistance mécanique - tolérance aux dommages dans un diagramme Rpo,2 - Kapp pour les alliages de l'exemple 3.
La figure 3 représente le compromis résistance mécanique - tolérance aux dommages dans un diagramme Rpo>2 - Kapp pour les alliages de l'exemple 5.
Description détaillée de l'invention
Sauf mention contraire, toutes les indications relatives à la composition chimique des alliages sont exprimées en pourcent massique. Par conséquent, dans une expression mathématique, « 0,4 Zn » signifie : 0,4 fois la teneur en zinc, exprimée en pourcent massique ; cela s'applique mutatis mutandis aux autres éléments chimiques. La désignation des alliages suit les règles de The Aluminum Association. Les états métallurgiques sont définis dans la norme européenne EN 515. Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, c'est-à-dire la résistance à la rupture Rm, la limite élastique Rpo,2, et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1. Les caractéristiques mécaniques statiques en compression ont été déterminées selon la norme ASTM E9. La ténacité Kic en déformations planes a été déterminée selon la norme ASTM E399. Le paramètre Kapp a été mesuré selon la norme ASTM E561 sur des éprouvettes de type CT de largeur W égale à 127 mm. Le terme « produit filé » inclut les produits dits « étirés », c'est-à-dire des produits qui sont élaborés par filage suivi d'un étirage. La demanderesse, au cours d'un certain nombre d'études préparatoires, est arrivée à la conclusion qu'un nouveau matériau présentant un compromis significativement meilleur devrait en tout état de cause présenter une teneur en zinc suffisante, typiquement supérieure à environ 8,3 %. Cette condition n'est toutefois pas suffisante.
Selon l'invention, le problème est résolu moyennant un ajustement fin des teneurs des éléments d'alliages et de certaines impuretés, et en ajoutant une concentration contrôlée de certains autres éléments à la composition de l'alliage.
La présente invention s'applique aux alliages Al-Zn-Mg-Cu contenant :
Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 Mg 0,5 - 4,5 ainsi que certains autres éléments spécifiés ci-dessous, et le reste étant l'aluminium avec ses impuretés inévitables.
Les alliages selon l'invention doivent contenir au moins 0,5 % de magnésium, car il n'est pas possible d'obtenir des caractéristiques mécaniques statiques satisfaisantes avec une teneur moins élevée en magnésium. Selon les constatations de la demanderesse, avec une teneur en zinc inférieure à 8,3 %, on n'obtient pas de résultat qui soit meilleur que ceux obtenus avec les alliages connus. De façon préférée, la teneur en zinc est supérieure à 9,0 %, et encore plus préférentiellement supérieure à 9,5 %. Toutefois, il est nécessaire de respecter certaines relations entre certains éléments, comme exposé par la suite. Dans un autre mode de réalisation avantageux, la teneur en zinc est comprise entre 9,0 et 11 ,0 %. En tout état de cause, on ne souhaite pas dépasser une teneur en zinc d'environ 14 %, car au-delà de cette valeur, quelle que soit la teneur en magnésium et cuivre, les résultats ne sont pas satisfaisants.
L'ajout d'au moins 0,3 % de cuivre améliore la résistance à la corrosion. Mais pour assurer une mise en solution satisfaisante, la teneur en Cu ne devrait pas dépasser environ 4 %, et la teneur en Mg ne devrait pas dépasser environ 4,5 % ; des teneurs maximales de 3,0 % sont préférées pour chacun de ces deux éléments. La demanderesse a trouvé que pour résoudre le problème posé, il faut tenir compte, dans un alliage de type Al-Zn-Mg-Cu, de plusieurs caractéristiques techniques :
Tout d'abord, l'alliage doit être suffisamment chargé en éléments d'addition susceptibles de précipiter au cours d'une maturation ou d'un traitement de revenu, pour pouvoir présenter des caractéristiques mécaniques statiques intéressantes. Pour cela, selon les constatations de la demanderesse, en plus des limites minimales et maximales pour les teneurs en zinc, magnésium et cuivre indiquées ci-dessus, la teneur en ces éléments d'addition doit remplir la condition Mg + Cu > 6,4 - 0,4 Zn.
Par ailleurs, la demanderesse a constaté que pour obtenir un niveau de ténacité suffisant, il faut que Mg / Cu < 2,4 , préférentiellement < 2,0 et encore plus préférentiellement <
1,7-
Pour renforcer cet effet, il faut ajouter une teneur suffisante en éléments dits anti- recristallisants. Plus précisément, pour des alliages avec plus de 9,5 % de zinc, on doit ajouter au moins un élément sélectionné dans le groupe comprenant les éléments Zr, Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb, Cr, Mn avec, pour chaque élément présent, une concentration comprise entre 0,02 et 0,7 %. Il est préférable que la concentration de l'ensemble des éléments dudit' groupe ne dépasse pas 1,5 %.
Ces éléments anti-recristallisants, sous forme de fins précipités formés lors de traitements thermiques ou thermomécaniques, bloquent la recristallisation. Toutefois, la demanderesse a trouvé que lorsque l'alliage est fortement chargé en zinc (Zn > 9,5 %) il faudra éviter une précipitation trop abondante lors de la trempe du produit corroyé. Un compromis doit donc être trouvé quant à la teneur en éléments anti-recristallisants qui influencent la précipitation au cours de la trempe.
Selon l'invention, pour des alliages avec une teneur en zinc comprise entre 8,3 % et 9,5 %, il faut ajouter du zirconium avec une teneur comprise entre 0,03 % et 0,15 %, et en plus au moins un élément sélectionné dans le groupe comprenant les éléments Se, Hf, La, Ti, Y, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Yb, avec, pour chaque élément présent, une concentration comprise entre 0,02 et 0,7 %. La demanderesse a constaté que pour lesdits éléments anti-recristallisants, il est avantageux, quelle que soit la teneur en zinc, de ne pas dépasser les teneurs maximales suivantes : Cr 0,40 ; Mn 0,60 ; Se 0,50 ; Zr 0, 15 ; Hf 0,60 ; Ti 0,15 ; Ce 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Nd 0, 35 et préférentiellement 0,30 ; Eu 0,35 et préférentiellement 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 et préférentiellement 0,30. Avantageusement, le total de ces éléments ne dépasse pas 1,5 %.
Une autre caractéristique technique est liée au besoin de pouvoir produire industriellement des produits corroyés dans des conditions de fiabilité compatibles avec les hautes exigences de l'industrie aéronautique, ainsi que dans des conditions économiques satisfaisantes. Il faut donc choisir une composition chimique qui minimise la survenance de criques ou fentes lors de la solidification des plaques ou billettes, lesditès criques ou fentes étant des défauts rédhibitoires conduisant à la mise au rebut desdites plaques ou billettes. La demanderesse a constaté au cours de nombreux essais que cette survenance de criques ou fentes était beaucoup plus probable lorsque les alliages 7000 terminaient leur solidification en dessous de 470°C. Pour réduire significativement la probabilité de survenance de criques ou fentes à la coulée jusqu'à un niveau industriellement acceptable, il vaut mieux choisir une composition chimique telle que Mg > 1.95 + 0,5 (Cu - 2,3) + 0,16 (Zn - 6) + 1,9 (Si - 0,04).
Ce critère est appelé dans le cadre de la présente invention le « critère de coulabilité ». Les alliages élaborés selon cette variante de l'invention terminent leur solidification à une température comprise entre 473 °C et 478 °C, et permettent d'atteindre une fiabilité industrielle des procédés d'élaboration du métal (c'est-à-dire une constance de la qualité des plaques coulées) compatible avec les hautes exigences de l'industrie aéronautique.
Une autre caractéristique technique de l'invention est liée au besoin de minimiser autant que faire se peut la quantité de précipités insolubles après les traitements d'homogénéisation et de mise en solution, car cela diminue la ténacité ; pour cela, on choisit une teneur en Mg, Cu et Zn telle que Mg + Cu < 7,7 - 0,4 Zn. Les dits précipités sont typiquement des phases ternaires ou quaternaires Al-Zn-Mg-Cu de type S, M ou T. Et finalement, la demanderesse a constaté que l'incorporation d'une faible quantité, comprise entre 0,02 et 0,15 % par élément, d'un ou plusieurs éléments choisis dans le groupe composé de Sn, Cd, Ag, Ge, In permet d'améliorer la réponse de l'alliage au traitement de revenu, et a des effets bénéfiques sur la résistance mécanique et sur la résistance à la corrosion du produit. Une teneur comprise entre 0,05 et 0,10 % est préférée. Parmi ces éléments, l'argent est l'élément préféré.
Les produits selon l'invention sont notamment des produits laminés ou filés. Ils peuvent être utilisés avantageusement pour la fabrication d'éléments structuraux en construction aéronautique. Une application préférée des produits selon l'invention est l'application comme élément structural dans un caisson de voilure, et en particulier dans sa partie supérieure (extrados) qui est en premier lieu dimensionnée en résistance à la compression. La figure 1 montre schématiquement une section du caisson de voilure d'un avion civil. Un tel caisson de voilure a typiquement une longueur comprise entre 10 m et 40 m et une largeur comprise entre 2 m et 10 m ; sa hauteur varie en fonction de l'endroit sur l'aile et se situe typiquement entre 0,2 m et 2 m. Le caisson est constitué de l'extrados (1) et de l'intrados (2). L'extrados (1) d'un avion civil est constitué d'une tôle forte d'une épaisseur typique lors de la livraison comprise entre 15 mm et 60 mm, et de raidisseurs (5) qui peuvent être fabriqués à base de profilés et fixés sur la peau à l'aide de moyens de fixation mécaniques (tels que rivets ou boulons) ou par des techniques de soudage (tels que le soudage à l'arc, le soudage par faisceau laser, ou le soudage par friction). La structure d'extrados (peau - raidisseurs) peut être obtenue également par assemblage d'autres semi-produits en alliage d'aluminium. Elle peut être obtenue également par usinage intégral de tôles fortes ou de profilés, c'est-à-dire sans assemblage.
D'une façon générale, afin de réduire autant que possible le poids d'une telle structure, il est souhaitable de réduire le nombre de moyens de fixations (rivets, boulons etc) ou de joints de soudure. Par conséquent, il est souhaitable d'utiliser des tôles ou produits filés dont les dimensions sont aussi proches que possible de celles du caisson de voilure fini. Ce besoin d'utiliser des demi-produits de très grandes dimensions, par exemple d'une largeur comprise entre 0,5 m et 4 m, d'une épaisseur comprise entre 10 mm et 60 mm ou même 100 mm, et d'une longueur comprise entre 6 m et plus que 20 m, limite le choix des matériaux utilisables. Plus particulièrement, dans le cas des produits laminés, il faut pouvoir obtenir ces tôles fortes de très grande dimensions avec une fiabilité industrielle suffisante. Pour des avions de très grande taille, la longueur des ailes d'avion peut dépasser 20 m et même 30 m, ce qui nécessite l'emploi de tôles ou de profilés d'une longueur supérieure à 20 m ou 30 m, afin de minimiser l'assemblage des éléments structuraux. La fabrication de tôles ou profilés d'une telle taille en alliages Al- Zn-Mg-Cu très chargés nécessite une excellente maîtrise des procédés de coulée, de laminage et de traitement thermique et thermo-mécanique, et requiert une adaptation de la composition chimique selon 1 ' invention.
Il est à noter que les profilés de faible épaisseur ou largeur, bénéficient en plus d'une augmentation considérable des caractéristiques mécaniques statiques dues à l'effet de presse bien connu de l'homme de l'art. Cet effet n'est pas observé pour des profilés épais.
Les produits selon l'invention peuvent être utilisés comme éléments structuraux en construction aéronautique. Pour l'application comme extrados, on préfère un état métallurgique de type T6, par exemple T651. On peut également envisager l'utilisation à l'état T7.
On peut fabriquer des demi-produits laminés, filés ou forgés qui présentent un compromis de propriétés très intéressant notamment pour la construction aéronautique : une limite d'élasticité Rp0j2 (L) supérieure à 630 MPa et même supérieure à 640 MPa, une ténacité K_c(L-T) supérieure à 23 MPaVm et même supérieure à 25 MPaVm, un allongement à rupture A% supérieur à 8 % et même supérieur à 10 %, tout en gardant la résistance à la corrosion exfoliante et à la corrosion sous contrainte à un niveau au moins comparable à celui des alliages Al-Zn-Mg-Cu connus. Ces produits peuvent avoir une valeur de KapP( -τ) . mesurée selon ASTM E561 à T/2 sur une éprouvette de largeur W = 406 mm, d'au moins égal à 70 MPaVm, et de préférence d'au moins égal à 75 MPaVm. Le produit selon l'invention est particulièrement adapté à l'utilisation comme élément structural dans un caisson de voilure, par exemple sous forme d'un extrados ou d'un raidisseur. Les avantages des produits selon l'invention permettent en particulier leur utilisation comme éléments structuraux d'avions de très grandes dimensions, notamment d'avions civil, et notamment sous forme de produits laminés et filés. Dans une application particulièrement avantageuse, ces éléments structuraux sont fabriqués à partir de tôles d'épaisseur supérieure à 60 mm.
Dans le cas d'un profilé, l'ajout d'un ou plusieurs éléments anti-recristallisants, tels que le scandium, est particulièrement avantageux ; un tel effet est aussi observé dans le cas de tôles fortes. Lorsque l'élément anti-recristallisant ajouté est le scandium, une teneur comprise entre 0,02 et 0,50 % est avantageuse. L'ajout d'une faible quantité d'argent ou d'un autre élément tel que Cd, Ge, In, Sn (de l'ordre de 0,05 à 0,10 %) améliore l'efficacité du revenu, et a des effets positifs sur la résistance mécanique et la tenue à la corrosion sous contrainte du produit.
L'invention sera mieux comprise à l'aide des exemples, qui n'ont toutefois pas de caractère limitatif.
Exemples
Exemple 1 :
On a préparé plusieurs alliages Al-Zn-Mg-Cu par coulée semi-continue de plaques, et on leur a fait subir une gamme de transformation classique, comportant une étape d'homogénéisation, suivie d'un laminage à chaud, d'une étape de mise en solution suivie d'une trempe et d'opérations de détensionnement, et enfin d'un revenu à l'état T651. On a ainsi obtenu des tôles d'épaisseur 20 mm à l'état T651 Les compositions des tôles composant cet essai sont indiquées dans le tableau 1. Tableau 1
Figure imgf000014_0001
L'alliage A est un alliage 7449 selon l'état de la technique, les alliages B et C sont des alliages à haute teneur en Zn, ne respectant pas les caractéristiques techniques de l'invention, l'alliage D est un alliage selon l'invention.
On a déterminé sur des éprouvettes prélevées à mi-épaisseur les caractéristiques mécaniques statiques en traction selon EN 10002-1, la limite d'élasticité en compression Rpo,2 (une propriété dimensionnante pour l'extrados) selon ASTM E9, et la ténacité Kic en déformations planes selon ASTM E399. Les résultats sont indiqués dans le tableau 2 :
Tableau 2
Figure imgf000014_0002
Il apparaît clairement que l'alliage suivant l'invention présente un meilleur compromis caractéristiques statiques / ténacité que l'alliage 7449 selon l'art antérieur (R p02 en traction et en compression plus élevé et Kι similaire), et que les alliages à haute teneur en zinc ne respectant pas les caractéristiques techniques de l'invention sont moins performants.
Exemple 2 :
On a coulé 2 alliages dont la composition chimique est indiquée dans le tableau 3, et on les a transformés en utilisant une gamme similaire à celle de l'exemple 1, à ceci près que les tôles obtenues sont d'épaisseur 6 mm.
Tableau 3
Figure imgf000015_0001
L'alliage E est un alliage 7449, et l'alliage F est un alliage selon l'invention, contenant un ajout de 0,083 % de Scandium.
Les caractéristiques mécaniques statiques obtenues à l'état T651 sont présentées dans le tableau 4 ci-dessous. La ténacité a été caractérisée en utilisant l'indicateur Kahn, bien connu de l'homme du métier et décrit notamment dans l'article de J.G. Kaufman et A.H. Knoll, « Kahn-Type Tear Tests and Crack Toughness of Aluminum Sheet », paru dans Materials Research & Standards, pp. 151-155, en 1964. Le paramètre Kapp a été mesuré selon la norme ASTM E561 sur des éprouvettes de type CT de largeur W égale à 127 mm. Le paramètre Kapp (« K apparent ») est le facteur d'intensité de contrainte calculé en utilisant la charge maximale mesurée durant l'essai et la longueur de fissure initiale (en fin de pré-fissuration) dans les formules indiquées par la norme citée. Ces indicateurs sont utilisés classiquement pour mesurer la ténacité en contraintes planes. Les résultats des mesures de ténacité effectuées lors de cet essai sont présentés dans le tableau 5 ci-après. Tableau 4
Figure imgf000016_0001
Tableau 5
Figure imgf000016_0002
Les résultats des tableaux 4 et 5 montrent clairement l'amélioration des caractéristiques mécaniques statiques de l'alliage objet de l'invention pour une ténacité semblable, voire meilleure que celle de l'alliage sans scandium.
Exemple 3 :
On a coulé 2 alliages dont la composition chimique est indiquée dans le tableau 6, et on les a transformés en utilisant une gamme similaire à celle de l'exemple 1, à ceci près que les tôles obtenues sont d'épaisseurs 25 mm et 10 mm et que deux états de revenu ont été élaborés : l'état T651 (traitement de 48h à 120°C) défini comme le pic de résistance mécanique en traction et l'état T7x51 (24h 120°C + 17h 150°C). Tableau 6
Figure imgf000017_0001
L'alliage R est un alliage 7449, et l'alliage S est un alliage selon l'invention, contenant un ajout de 0,078 % de scandium.
Les caractéristiques mécaniques statiques obtenues aux états T651 et T7951 et mesurées à mi-épaisseur sont présentées dans le tableau 7 ci-dessous.
La ténacité en déformations planes Kic a été déterminée selon la norme ASTM E399, à mi-épaisseur. La ténacité en contraintes planes a été caractérisée à mi-épaisseur en utilisant le paramètre Kapp, mesuré selon la norme ASTM E561 sur des éprouvettes de type CCT de largeur W égale à 406 mm. Les résultats des mesures de ténacité effectuées lors de cet essai sont présentés dans le tableau 8 ci-après.
Tableau 7
Figure imgf000017_0002
Tableau 8
Figure imgf000018_0001
On a représenté sur la figure 2 le compromis résistance mécanique - tolérance aux dommages dans un diagramme Rp0>2 - Kapp pour les alliages de l'exemple 3. Il y apparaît que l'alliage de référence « R » présente le compromis habituel (la ténacité diminue lorsque la résistance mécanique augmente). A l'inverse, et de façon surprenante, l'alliage selon l'invention « S » présente une décroissance très faible (épaisseur 10 mm) voire une augmentation nette (épaisseur 25 mm) de la ténacité lorsque la résistance mécanique croît. Par ailleurs, l'alliage selon l'invention présente des niveaux de résistance mécanique nettement supérieurs à ceux de l'alliage de référence et une ténacité comparable voire supérieure.
Exemple 4 :
On a coulé plusieurs alliages dont la composition est indiquée dans le tableau 9, avec une teneur en Si approximativement égale à 0.04 % pour tous les alliages.
Les alliages Gl, G2, G3 et G4 sont en dehors de la présente invention, ainsi que les alliages B et C, décrits dans l'exemple 1. L'alliage D est un alliage selon l'invention décrit dans l'exemple 1. Tous ces alliages ont présenté lors des essais une coulabilité satisfaisante, c'est-à-dire que l'on n'a pas observé des fentes ou criques lors des essais de coulée à l'échelle industrielle. Les alliages G5, G6, G7, G8 sont en dehors de la présente invention, et l'alliage G9 est un alliage 7060 selon l'état de la technique ; ces alliages ont présenté des fentes lors des essais de coulée.
Les difficultés apparaissant lors de la coulée de ces alliages ne rendent pas nécessairement les produits corroyés obtenus à partir de ces plaques impropres à l'utilisation, mais sont à l'origine de surcoûts car la mise en oeuvre (c'est-à-dire la quantité de métal vendable par rapport à la quantité de métal enfourné, un paramètre qui est directement lié à la quantité de plaques rebutées) sera plus grande que pour les alliages correspondant au domaine préférentiel de l'invention. De plus, la propension de ces alliages à la formation de fentes lors de leur solidification rend très difficile la fiabilisation du procédé de coulée dans le cadre d'un programme d'assurance de la qualité par la maîtrise statistique des procédés.
On constate que tous les alliages 7xxx présentant une propension très prononcée à la formation de fentes ou criques à la coulée ont une teneur en magnésium inférieure à la teneur critique en magnésium ; cette valeur critique a été obtenue en calculant la valeur limite en Mg définie par le critère de coulabilité.
Tableau 9
Figure imgf000019_0001
Exemple 5 :
On a élaboré des plaques de laminage par un procédé similaire à celui décrit dans l'exemple 1. La composition chimique est donnée dans le Tableau 10. Par un procédé similaire à celui décrit dans l'exemple 1, on a préparé par laminage à chaud des tôles d'une épaisseur de 25 mm. Elles ont été mises en solution pendant 2 heures à une température comprise entre 472 et 480 °C (ces températures sont déterminées par des essais préliminaires de calorimétrie sur les tôles brutes de laminage, procédure classique pour l'homme du métier), trempées par aspersion et tractionnées avec un allongement permanent compris entre 1 ,5 et 2 %. Ensuite, les tôles ont été soumises à un traitement de revenu à une température de 135 °C.
Tableau 10
Figure imgf000020_0001
On a mesuré à mi-épaisseur les caractéristiques mécaniques statiques en traction et en compression ainsi que la ténacité Kapp comme spécifié dans les exemples précédents.
Tableau 11
Figure imgf000020_0002
On a vérifié que pour les tôles N, M et K, le revenu de 14,5 h conduit à l'état T651. Pour des revenus significativement plus longs, les paramètres Rpo,2, Rpo,2 et Rm se dégradent alors que la ténacité en contraintes planes Kapp augmente.
Comme dans l'exemple 3, nous avons représenté le compromis résistance mécanique - tolérance aux dommages dans un diagramme Rp0;2 - Kapp. Ce diagramme est fourni à la figure 3 pour les alliages de l'exemple 5.
A teneur en zinc égale, et a teneur en scandium égale, la tôle K avec un rapport Mg/Cu plus faible montre des valeurs de ténacité significativement meilleures que la tôle N.
Exemple 6 :
On a préparé par coulée verticale des billettes de filage de diamètre 291 mm avec un alliage selon l'invention dont la composition est donnée dans le tableau 12.
Tableau 12
Figure imgf000021_0001
Les billettes homogénéisées (7h 460°C + 23h 466°C) et écroûtées ont été extradées, la température du conteneur et de l'outil étant supérieure à 400°C, et la vitesse de filage étant inférieure à 0,50 m/min. La géométrie des profilés comprend une semelle (épaisseur 15 mm, largeur 152 mm), une nervure (épaisseur 15 mm, hauteur 38 mm) et un renfort (épaisseur 23 mm, largeur 76 mm).
Après mise en solution (4h 472°C au palier), trempe et traction contrôlée, les profilés ont subi un traitement de revenu T7A511 (6h 120°C + 7h 135°C) et T7B511 (6h 120°C + 28h 135°C) ; le lettres A et B symbolisent ici ces différentes conditions de revenu. Des profilés de géométrie similaire en alliage 7449, dont la composition précise ne correspond pas à la présente invention, ont également été élaborés à titre de référence à l'état T79511.
Les résultats de la caractérisation de ces profilés sont donnés dans le tableau 13 ci-après (la lettre X indique que la caractéristique n'a pas été déterminée pour ce produit).
Tableau 13
Figure imgf000022_0001
Il apparaît clairement que l'alliage « T » selon l'invention présente un bien meilleur compromis résistance mécanique - ténacité.

Claims

Revendications
1) Produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcents massiques) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 . Mg 0,5 - 4,5
Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun desdit éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en qu'il satisfait aux conditions d) Mg / Cu < 2,4 et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
2) Produit selon la revendication 1, caractérisé en ce que sa teneur maximale des éléments suivants est de (en pourcents massiques) :
Se 0,50 ; Hf 0,60 ; La 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Ti 0,15 ;
Ce 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Nd 0, 35 et préférentiellement 0,30 ;
Eu 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Gd 0,35 ; Tb 0,35 ; Dy 0,40 ; Ho 0,40 ; Er 0,40 ; Yb 0,40 ; Y 0,20.
3) Produit selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la concentration massique des éléments Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr, Mn ne dépasse pas 1,5 % au total.
4) Produit laminé, filé ou forgé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce qu'il contient (en pourcents massiques) : a) Zn 9,5 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 Mg 0,5 - 4,5
Fe + Si < 0,25 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Zr, Se, Hf, La, Ti,
Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr, Mn, la teneur de chacun desdit éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 % , c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en ce qu'il satisfait les conditions d) Mg / Cu < 2,4 et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
5) Produit selon la revendication 4, caractérisé en ce que sa teneur maximale des éléments suivants est de (en pourcents massiques) :
Se 0,50 ; Hf 0,60 ; La 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Ti 0,15 ; Ce 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Nd 0, 35 et préférentiellement 0,30 ; Eu 0,35 et préférentiellement 0,30 ; Gd 0,35 ; Tb 0,35 ; Dy 0,40 ; Ho 0,40 ; Er 0,40 ;
Yb 0,40 ; Y 0,20 ; Cr 0,40 ; Mn 0,60.
6) Produit selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que la concentration massique des éléments Zr, Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, Cr, Mn ne dépasse pas 1,5 % au total.
7) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le rapport Mg / Cu est inférieur à 2,0 et préférentiellement inférieur à 1,7.
8) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que Zn > 9,0 % et préférentiellement Zn > 9,5 %.
9) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la teneur en Cu et / ou la teneur en Mn ne dépassent pas 3,0 % chacun.
10) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la teneur en Zn est comprise entre 9,0 et 11,0 %.
11) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que sa teneur en magnésium, cuivre, zinc et silicium est choisie de telle manière que
Mg > 1.95 + 0,5 (Cu - 2,3) + 0, 16 (Zn - 6) + 1,9 (Si - 0,04). 12) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'il contient en plus au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Cd, Ge, In, Sn, Ag, à raison de 0,05 à 0,15 %, et préférentiellement 0,05 à 0,10 %, pour chaque élément sélectionné.
13) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la limite d'élasticité Rpo,2(L) > 630 MPa, et de préférence > 640 MPa.
14) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 13, caractérise en ce que Ktc(L- T) > 23 MPaVm.
15) Produit selon une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que KapP(L-τ) mesurée selon ASTM E561 à mi-épaisseur sur une éprouvette de largeur W = 406 mm est au moins égal à 70 MPaVm, et de préférence au moins égal à 75 MPaVm.
16) Produit selon la revendication 15, caractérisé en ce que Kιc(L-T) > 25 MPaVm.
17) Produit selon l'une quelconque des revendications 1 à 16, caractérisé en ce que l'allongement à rupture A%(L) > 8%.
18) Elément structural pour construction aéronautique, incorporant au moins un produit laminé ou filé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce que ledit produit laminé ou filé contient (en pourcent massique) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 et préférentiellement 0,3 - 3,0
Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,0 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,15 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun des dit éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en que ledit produit laminé ou filé satisfait aux conditions d) Mg / Cu < 2,4 et préférentiellement < 1 ,7 ; et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
19) Caisson de voilure, dans lequel l'extrados est fabriqué à partir d'une tôle en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce que ladite tôle (en pourcent massique) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 et préférentiellement 0,3 - 3,0
Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,0 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,15 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce,
Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun des dit éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en que ladite tôle satisfait aux conditions d) Mg / Cu < 2,4 et préférentiellement < 1 ,7 ; et e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
20) Caisson de voilure selon la revendication 19, caractérisé en ce que ledit extrados est fabriqué à par usinage intégral à partir d'une tôle d'une épaisseur supérieure à 60 mm.
21) Caisson de voilure selon une des revendications 19 ou 20, caractérisé en ce que ladite tôle contient entre 0,02 et 0,50 % de scandium.
22) Caisson de voilure, dans lequel au moins un des raidisseurs est fabriqué à partir d'un produit filé en alliage Al-Zn-Mg-Cu, caractérisé en ce que ledit produit filé contient (en pourcents massiques) : a) Zn 8,3 - 14,0 Cu 0,3 - 4,0 et préférentiellement 0,3 - 3,0
Mg 0,5 - 4,5 et préférentiellement 0,5 - 3,0 Zr 0,03 - 0,15 Fe + Si < 0,15 b) au moins un élément sélectionné dans le groupe composé de Se, Hf, La, Ti, Ce, Nd, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Y, Yb, la teneur de chacun des dit éléments, s'il est sélectionné, étant comprise entre 0,02 et 0,7 %, c) le reste aluminium et impuretés inévitables, et en que ladite tôle satisfait aux conditions d) Mg / Cu < 2,4 e) (7,7 - 0,4 Zn) > (Cu + Mg) > (6,4 - 0,4 Zn).
23) Caisson de voilure selon la revendication 22, caractérisé en ce que le dit produit filé contient entre 0,02 et 0,50 % de scandium.
24) Caisson de voilure selon une quelconque des revendications 19 à 24, caractérisé en ce que ladite tôle ou ledit profilé est utilisé à l'état métallurgique T6 ou T651.
25) Caisson de voilure selon une quelconque des revendications 19 à 24, caractérisé en ce que ladite tôle ou ledit profilé est utilisé à l'état métallurgique T7.
PCT/FR2003/001062 2002-04-05 2003-04-04 Produits en alliages al-zn-mg- cu Ceased WO2003085145A2 (fr)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AU2003260001A AU2003260001A1 (en) 2002-04-05 2003-04-04 Al-zn-mg-cu alloy products displaying an improved compromise between static mechanical properties and tolerance to damage
AT03740568T ATE452216T1 (de) 2002-04-05 2003-04-04 Produkte aus al-zn-mg-cu-legierung
DE60330547T DE60330547D1 (de) 2002-04-05 2003-04-04 Produkte aus al-zn-mg-cu-legierung
JP2003582320A JP4535731B2 (ja) 2002-04-05 2003-04-04 静的機械的特性／耐損傷性の調和が向上したａｌ−ｚｎ−ｍｇ−ｃｕ合金製品
EP03740568A EP1492895B1 (fr) 2002-04-05 2003-04-04 Produits en alliages al-zn-mg-cu
DE03740568T DE03740568T1 (de) 2002-04-05 2003-04-04 Produkte aus al-zn-mg-cu-legierungen

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0204257A FR2838136B1 (fr) 2002-04-05 2002-04-05 PRODUITS EN ALLIAGE A1-Zn-Mg-Cu A COMPROMIS CARACTERISTIQUES STATISTIQUES/TOLERANCE AUX DOMMAGES AMELIORE
FR02/04257 2002-04-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2003085145A2 true WO2003085145A2 (fr) 2003-10-16
WO2003085145A3 WO2003085145A3 (fr) 2004-04-01

Family

ID=28052141

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2003/001062 Ceased WO2003085145A2 (fr) 2002-04-05 2003-04-04 Produits en alliages al-zn-mg- cu

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7550110B2 (fr)
EP (1) EP1492895B1 (fr)
JP (1) JP4535731B2 (fr)
AT (1) ATE452216T1 (fr)
AU (1) AU2003260001A1 (fr)
DE (2) DE60330547D1 (fr)
ES (1) ES2338314T3 (fr)
FR (1) FR2838136B1 (fr)
WO (1) WO2003085145A2 (fr)

Cited By (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005045341A1 (de) * 2004-10-05 2006-07-20 Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh Hochfestes, hochzähes Al-Zn-Legierungsprodukt und Verfahren zum Herstellen eines solches Produkts
WO2008005852A3 (fr) * 2006-06-30 2008-04-17 Alcan Rolled Products Ravenswood Llc Alliage d'aluminium à haute résistance pouvant être traité thermiquement
EP2112244A1 (fr) 2008-04-18 2009-10-28 United Technologies Corporation Alliages d'aluminium L12 à haute résistance
US7666267B2 (en) 2003-04-10 2010-02-23 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-Zn-Mg-Cu alloy with improved damage tolerance-strength combination properties
EP2112239A3 (fr) * 2008-04-18 2010-03-17 United Technologies Corporation Alliages d'aluminium à haute résistance comprenant des précipités L12
EP1683882B2 (fr) † 2005-01-19 2010-07-21 Otto Fuchs KG Alliage d'Aluminium avec sensitivité à la trempe réduite et procédé de fabrication d'un produit demi-final lors de cet alliage
US7871477B2 (en) 2008-04-18 2011-01-18 United Technologies Corporation High strength L12 aluminum alloys
US7875131B2 (en) 2008-04-18 2011-01-25 United Technologies Corporation L12 strengthened amorphous aluminum alloys
US7875133B2 (en) 2008-04-18 2011-01-25 United Technologies Corporation Heat treatable L12 aluminum alloys
US7909947B2 (en) 2008-04-18 2011-03-22 United Technologies Corporation High strength L12 aluminum alloys
US8002912B2 (en) 2008-04-18 2011-08-23 United Technologies Corporation High strength L12 aluminum alloys
US8017072B2 (en) 2008-04-18 2011-09-13 United Technologies Corporation Dispersion strengthened L12 aluminum alloys
US8409496B2 (en) 2009-09-14 2013-04-02 United Technologies Corporation Superplastic forming high strength L12 aluminum alloys
US8409373B2 (en) 2008-04-18 2013-04-02 United Technologies Corporation L12 aluminum alloys with bimodal and trimodal distribution
US8409497B2 (en) 2009-10-16 2013-04-02 United Technologies Corporation Hot and cold rolling high strength L12 aluminum alloys
US8728389B2 (en) 2009-09-01 2014-05-20 United Technologies Corporation Fabrication of L12 aluminum alloy tanks and other vessels by roll forming, spin forming, and friction stir welding
US8778099B2 (en) 2008-12-09 2014-07-15 United Technologies Corporation Conversion process for heat treatable L12 aluminum alloys
US8778098B2 (en) 2008-12-09 2014-07-15 United Technologies Corporation Method for producing high strength aluminum alloy powder containing L12 intermetallic dispersoids
DE102013012259B3 (de) * 2013-07-24 2014-10-09 Airbus Defence and Space GmbH Aluminium-Werkstoff mit verbesserter Ausscheidungshärtung, Verfahren zu dessen Herstellung und Verwendung des Aluminium-Werkstoffes
CN104254635A (zh) * 2012-02-29 2014-12-31 波音公司 具有钪、锆和铒添加元素的铝合金
US9127334B2 (en) 2009-05-07 2015-09-08 United Technologies Corporation Direct forging and rolling of L12 aluminum alloys for armor applications
US9194027B2 (en) 2009-10-14 2015-11-24 United Technologies Corporation Method of forming high strength aluminum alloy parts containing L12 intermetallic dispersoids by ring rolling
US9611522B2 (en) 2009-05-06 2017-04-04 United Technologies Corporation Spray deposition of L12 aluminum alloys
US10472707B2 (en) 2003-04-10 2019-11-12 Aleris Rolled Products Germany Gmbh Al—Zn—Mg—Cu alloy with improved damage tolerance-strength combination properties
CN110846525A (zh) * 2019-11-29 2020-02-28 内蒙古工业大学 一种铝-硅-镁铸造合金力学性能的改善方法

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2838135B1 (fr) * 2002-04-05 2005-01-28 Pechiney Rhenalu PRODUITS CORROYES EN ALLIAGES A1-Zn-Mg-Cu A TRES HAUTES CARACTERISTIQUES MECANIQUES, ET ELEMENTS DE STRUCTURE D'AERONEF
US20050034794A1 (en) * 2003-04-10 2005-02-17 Rinze Benedictus High strength Al-Zn alloy and method for producing such an alloy product
US20050217770A1 (en) * 2004-03-23 2005-10-06 Philippe Lequeu Structural member for aeronautical construction with a variation of usage properties
US7883591B2 (en) * 2004-10-05 2011-02-08 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh High-strength, high toughness Al-Zn alloy product and method for producing such product
CA2596455C (fr) * 2005-02-01 2014-10-14 Timothy Langan Alliages d'alumnium-zinc-magnesium-scandium et leurs procedes de fabrication
US9410229B2 (en) * 2005-03-24 2016-08-09 Kaiser Aluminum Fabricated Products, Llc High strength aluminum alloys and process for making the same
US8157932B2 (en) * 2005-05-25 2012-04-17 Alcoa Inc. Al-Zn-Mg-Cu-Sc high strength alloy for aerospace and automotive castings
US20070204937A1 (en) * 2005-07-21 2007-09-06 Aleris Koblenz Aluminum Gmbh Wrought aluminium aa7000-series alloy product and method of producing said product
US20070151636A1 (en) * 2005-07-21 2007-07-05 Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh Wrought aluminium AA7000-series alloy product and method of producing said product
US8083871B2 (en) 2005-10-28 2011-12-27 Automotive Casting Technology, Inc. High crashworthiness Al-Si-Mg alloy and methods for producing automotive casting
FR2907466B1 (fr) * 2006-07-07 2011-06-10 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Produits en alliage d'aluminium de la serie aa7000 et leur procede de fabrication
WO2008003506A2 (fr) * 2006-07-07 2008-01-10 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Produits en alliage d'aluminium série aa-7000, et procédé de fabrication correspondant
US20110111081A1 (en) * 2008-06-24 2011-05-12 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-zn-mg alloy product with reduced quench sensitivity
CN102108463B (zh) 2010-01-29 2012-09-05 北京有色金属研究总院 一种适合于结构件制造的铝合金制品及制备方法
WO2015132932A1 (fr) * 2014-03-06 2015-09-11 株式会社Uacj Alliage d'aluminium structural et son procédé de production
CN105349852A (zh) * 2015-10-28 2016-02-24 无棣向上机械设计服务有限公司 高强度铝合金
CN105401026B (zh) * 2015-12-08 2017-12-26 艾瑞福斯特（北京）技术开发有限公司 一种超高强铝合金粉
CN105609751A (zh) * 2016-03-15 2016-05-25 江苏中科亚美新材料有限公司 一种用于电池负极的镁合金
CN105838947B (zh) * 2016-06-02 2017-05-10 薛元良 一种超高强度抗耐磨铝合金材料及其生产工艺
WO2018037390A2 (fr) 2016-08-26 2018-03-01 Shape Corp. Procédé de formage à chaud et appareil de pliage transversal d'une poutre d'aluminium profilée pour former à chaud un composant structural de véhicule
EP3305926B1 (fr) * 2016-10-05 2019-07-24 Aleris Rolled Products Germany GmbH Élément structurel soudé et procédé de fabrication et d'utilisation de celui-ci
CN110114498A (zh) 2016-10-24 2019-08-09 形状集团 用于生产车辆零件的多阶段铝合金形成与热加工方法
CN107475572A (zh) * 2017-08-16 2017-12-15 吴振江 超细铝合金线材及其制造方法以及相应的衍生品
CN109161743A (zh) * 2018-09-28 2019-01-08 武汉理工大学 一种耐腐蚀稀土微合金化铝合金及其制备方法
KR102203716B1 (ko) * 2019-03-08 2021-01-15 한국생산기술연구원 압출성 및 강도가 향상된 고열전도도 알루미늄 합금, 상기 알루미늄 합금 제조 방법 및 상기 알루미늄 합금 압출성형제품 제작 방법
CN110331319B (zh) * 2019-05-27 2020-06-30 中国航发北京航空材料研究院 一种含钪和铒的高强、高塑性耐蚀铝合金及其制备方法
KR102578370B1 (ko) 2019-06-03 2023-09-15 노벨리스 인크. 초고강도 알루미늄 합금 제품 및 이의 제조 방법
CN110669968A (zh) * 2019-09-23 2020-01-10 山东南山铝业股份有限公司 一种耐热稀土铝合金及其制备方法
CN111020315A (zh) * 2019-12-20 2020-04-17 山东南山铝业股份有限公司 一种稀土耐热铝合金及其制备方法
CN111101033A (zh) * 2019-12-20 2020-05-05 山东南山铝业股份有限公司 一种低合金化铝合金及其多级热处理强化工艺
CN111057920B (zh) * 2020-01-07 2022-05-06 西南交通大学 一种超高强铝合金及其制备方法
CN111959608B (zh) * 2020-08-14 2021-06-29 福建祥鑫股份有限公司 一种铝合金轻卡大梁及其制备方法
CN113215458B (zh) * 2021-07-02 2023-02-24 中国航发北京航空材料研究院 一种铝合金及铝合金的制作方法
CN114134375B (zh) * 2021-11-01 2022-09-27 湖南中创空天新材料股份有限公司 一种耐应力腐蚀Al-Zn-Mg-Cu合金及其制备方法
CN114990395B (zh) * 2022-04-13 2024-01-16 山东南山铝业股份有限公司 一种含稀土元素的高强度变形铝合金及其制备方法
CN115961191B (zh) * 2022-04-25 2024-06-21 江苏大学 一种锶锆钛钇四元复合微合金化的800MPa强度级高性能铝合金及制备方法
CN115710661B (zh) * 2022-10-31 2024-04-09 中国航发北京航空材料研究院 一种Al-Zn-Mg-Cu系铝合金及提高其应力腐蚀性能的方法
KR102819075B1 (ko) 2022-12-29 2025-06-12 한국재료연구원 초고강도 알루미늄 합금 판재 및 이의 제조방법
KR102742846B1 (ko) * 2023-01-25 2024-12-16 (주)컬러큐브 알루미늄-스칸듐 합금 및 이의 제조방법

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2457908A1 (fr) * 1979-06-01 1980-12-26 Gerzat Metallurg Procede de fabrication de corps creux en alliage d'aluminium et produits ainsi obtenus
FR2517702B1 (fr) * 1981-12-03 1985-11-15 Gerzat Metallurg
JPH07821B2 (ja) * 1986-03-07 1995-01-11 昭和アルミニウム株式会社 高強度アルミニウム合金
US4713216A (en) * 1985-04-27 1987-12-15 Showa Aluminum Kabushiki Kaisha Aluminum alloys having high strength and resistance to stress and corrosion
JPS6244550A (ja) * 1985-08-22 1987-02-26 Showa Alum Corp 冷間加工性に優れたアルミニウム合金
US5221377A (en) * 1987-09-21 1993-06-22 Aluminum Company Of America Aluminum alloy product having improved combinations of properties
JPH03140433A (ja) * 1989-10-27 1991-06-14 Nkk Corp 耐食性にすぐれた高強度アルミニウム合金
FR2716896B1 (fr) * 1994-03-02 1996-04-26 Pechiney Recherche Alliage 7000 à haute résistance mécanique et procédé d'obtention.
JPH08295977A (ja) * 1995-04-21 1996-11-12 Sumitomo Light Metal Ind Ltd 疲労強度に優れた高強度アルミニウム合金押出材および該押出材からなるオートバイフロントフォークアウターチューブ材
JP3834076B2 (ja) * 1995-04-21 2006-10-18 昭和電工株式会社 押出材の製造方法
FR2744136B1 (fr) * 1996-01-25 1998-03-06 Pechiney Rhenalu Produits epais en alliage alznmgcu a proprietes ameliorees
US6557289B2 (en) * 2000-05-18 2003-05-06 Smith & Wesson Corp. Scandium containing aluminum alloy firearm
CN1489637A (zh) * 2000-12-21 2004-04-14 �Ƹ��� 铝合金产品及人工时效方法
US6627012B1 (en) * 2000-12-22 2003-09-30 William Troy Tack Method for producing lightweight alloy stock for gun frames
FR2820438B1 (fr) * 2001-02-07 2003-03-07 Pechiney Rhenalu Procede de fabrication d'un produit corroye a haute resistance en alliage alznmagcu
US20040099352A1 (en) * 2002-09-21 2004-05-27 Iulian Gheorghe Aluminum-zinc-magnesium-copper alloy extrusion
US7060139B2 (en) * 2002-11-08 2006-06-13 Ues, Inc. High strength aluminum alloy composition

Cited By (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7666267B2 (en) 2003-04-10 2010-02-23 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-Zn-Mg-Cu alloy with improved damage tolerance-strength combination properties
US10472707B2 (en) 2003-04-10 2019-11-12 Aleris Rolled Products Germany Gmbh Al—Zn—Mg—Cu alloy with improved damage tolerance-strength combination properties
DE102005045341A1 (de) * 2004-10-05 2006-07-20 Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh Hochfestes, hochzähes Al-Zn-Legierungsprodukt und Verfahren zum Herstellen eines solches Produkts
US10301710B2 (en) 2005-01-19 2019-05-28 Otto Fuchs Kg Aluminum alloy that is not sensitive to quenching, as well as method for the production of a semi-finished product
EP1683882B2 (fr) † 2005-01-19 2010-07-21 Otto Fuchs KG Alliage d'Aluminium avec sensitivité à la trempe réduite et procédé de fabrication d'un produit demi-final lors de cet alliage
WO2008005852A3 (fr) * 2006-06-30 2008-04-17 Alcan Rolled Products Ravenswood Llc Alliage d'aluminium à haute résistance pouvant être traité thermiquement
US7883590B1 (en) 2008-04-18 2011-02-08 United Technologies Corporation Heat treatable L12 aluminum alloys
EP2112239A3 (fr) * 2008-04-18 2010-03-17 United Technologies Corporation Alliages d'aluminium à haute résistance comprenant des précipités L12
US7875133B2 (en) 2008-04-18 2011-01-25 United Technologies Corporation Heat treatable L12 aluminum alloys
US7879162B2 (en) 2008-04-18 2011-02-01 United Technologies Corporation High strength aluminum alloys with L12 precipitates
EP2112244A1 (fr) 2008-04-18 2009-10-28 United Technologies Corporation Alliages d'aluminium L12 à haute résistance
US7909947B2 (en) 2008-04-18 2011-03-22 United Technologies Corporation High strength L12 aluminum alloys
US8002912B2 (en) 2008-04-18 2011-08-23 United Technologies Corporation High strength L12 aluminum alloys
US8017072B2 (en) 2008-04-18 2011-09-13 United Technologies Corporation Dispersion strengthened L12 aluminum alloys
US7871477B2 (en) 2008-04-18 2011-01-18 United Technologies Corporation High strength L12 aluminum alloys
US8409373B2 (en) 2008-04-18 2013-04-02 United Technologies Corporation L12 aluminum alloys with bimodal and trimodal distribution
US7875131B2 (en) 2008-04-18 2011-01-25 United Technologies Corporation L12 strengthened amorphous aluminum alloys
US8778099B2 (en) 2008-12-09 2014-07-15 United Technologies Corporation Conversion process for heat treatable L12 aluminum alloys
US8778098B2 (en) 2008-12-09 2014-07-15 United Technologies Corporation Method for producing high strength aluminum alloy powder containing L12 intermetallic dispersoids
US9611522B2 (en) 2009-05-06 2017-04-04 United Technologies Corporation Spray deposition of L12 aluminum alloys
US9127334B2 (en) 2009-05-07 2015-09-08 United Technologies Corporation Direct forging and rolling of L12 aluminum alloys for armor applications
US8728389B2 (en) 2009-09-01 2014-05-20 United Technologies Corporation Fabrication of L12 aluminum alloy tanks and other vessels by roll forming, spin forming, and friction stir welding
US8409496B2 (en) 2009-09-14 2013-04-02 United Technologies Corporation Superplastic forming high strength L12 aluminum alloys
US9194027B2 (en) 2009-10-14 2015-11-24 United Technologies Corporation Method of forming high strength aluminum alloy parts containing L12 intermetallic dispersoids by ring rolling
US8409497B2 (en) 2009-10-16 2013-04-02 United Technologies Corporation Hot and cold rolling high strength L12 aluminum alloys
CN104254635A (zh) * 2012-02-29 2014-12-31 波音公司 具有钪、锆和铒添加元素的铝合金
US10030293B2 (en) 2013-07-24 2018-07-24 Airbus Defence and Space GmbH Aluminum material having improved precipitation hardening
DE102013012259B3 (de) * 2013-07-24 2014-10-09 Airbus Defence and Space GmbH Aluminium-Werkstoff mit verbesserter Ausscheidungshärtung, Verfahren zu dessen Herstellung und Verwendung des Aluminium-Werkstoffes
CN110846525A (zh) * 2019-11-29 2020-02-28 内蒙古工业大学 一种铝-硅-镁铸造合金力学性能的改善方法
CN110846525B (zh) * 2019-11-29 2020-10-23 内蒙古工业大学 一种铝-硅-镁铸造合金力学性能的改善方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP1492895A2 (fr) 2005-01-05
DE03740568T1 (de) 2005-07-14
WO2003085145A3 (fr) 2004-04-01
ATE452216T1 (de) 2010-01-15
US20030219353A1 (en) 2003-11-27
ES2338314T3 (es) 2010-05-06
FR2838136A1 (fr) 2003-10-10
AU2003260001A1 (en) 2003-10-20
US7550110B2 (en) 2009-06-23
DE60330547D1 (de) 2010-01-28
FR2838136B1 (fr) 2005-01-28
EP1492895B1 (fr) 2009-12-16
JP2005528521A (ja) 2005-09-22
JP4535731B2 (ja) 2010-09-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2003085145A2 (fr) Produits en alliages al-zn-mg- cu
FR2838135A1 (fr) PRODUITS CORROYES EN ALLIAGES A1-Zn-Mg-Cu A TRES HAUTES CARACTERISTIQUES MECANIQUES, ET ELEMENTS DE STRUCTURE D&#39;AERONEF
EP2449142B1 (fr) Alliage aluminium cuivre lithium a resistance mecanique et tenacite ameliorees
EP2364378B1 (fr) Produits en alliage aluminium-cuivre-lithium
EP3384061B1 (fr) Alliage aluminium cuivre lithium à resistance mécanique et tenacité ameliorées
EP1966402B1 (fr) Tole en aluminium-cuivre-lithium a haute tenacite pour fuselage d&#39;avion
FR2907467A1 (fr) Procede de fabrication de produits en alliage d&#39;aluminium de la serie aa2000 et produits fabriques selon ce procede
CA2907854C (fr) Toles minces en alliage d&#39;aluminium-cuivre-lithium pour la fabrication de fuselages d&#39;avion
FR2853667A1 (fr) Alliage al-an-mg-cu ameliore en ce qui concerne ses proprietes combinees de tolerance aux dommages et de resistance mecanique
FR2907796A1 (fr) Produits en alliage d&#39;aluminium de la serie aa7000 et leur procede de fabrication
EP1766102B1 (fr) Procede de fabrication de produits en alliage d&#39;aluminium a haute tenacite et haute resistance a la fatigue
WO2016051099A1 (fr) Tôles isotropes en alliage d&#39;aluminium-cuivre-lithium pour la fabrication de fuselages d&#39;avion
EP3635146A1 (fr) Alliage d&#39;aluminium comprenant du lithium a proprietes en fatigue ameliorees
WO2019211546A1 (fr) Procede de fabrication d&#39;un alliage aluminium cuivre lithium a resistance en compression et tenacite ameliorees
EP3788178B1 (fr) Alliage aluminium cuivre lithium a resistance en compression et tenacite ameliorees
EP3610048B1 (fr) Produits en alliage aluminium-cuivre-lithium a faible densite
EP3610047B1 (fr) Produits en alliage aluminium-cuivre-lithium
EP4469611A1 (fr) Tole mince amelioree en alliage d&#39;aluminium-cuivre-lithium

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AE AG AL AM AT AU AZ BA BB BG BR BY BZ CA CH CN CO CR CU CZ DE DK DM DZ EC EE ES FI GB GD GE GH GM HR HU ID IL IN IS JP KE KG KP KR KZ LC LK LR LS LT LU LV MA MD MG MK MN MW MX MZ NI NO NZ OM PH PL PT RO RU SC SD SE SG SK SL TJ TM TN TR TT TZ UA UG US UZ VC VN YU ZA ZM ZW

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): GH GM KE LS MW MZ SD SL SZ TZ UG ZM ZW AM AZ BY KG KZ MD RU TJ TM AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IT LU MC NL PT RO SE SI SK TR BF BJ CF CG CI CM GA GN GQ GW ML MR NE SN TD TG

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
DFPE Request for preliminary examination filed prior to expiration of 19th month from priority date (pct application filed before 20040101)
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2003582320

Country of ref document: JP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2003740568

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2003260001

Country of ref document: AU

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 2003740568

Country of ref document: EP