Producto deformado en caliente, particularmente laminado, extrusionado o forjado,

de aleación de tipo AlCuMg, caracterizado porque comprende (% en peso): Cu 3, 80 - 4, 30, Mg 1, 25 - 1, 45, Mn 0, 20 - 0, 50, Zn 0, 40 - 1, 30, Fe< 0, 15, Si< 0, 15, Zr :5 0, 05, Ag< 0, 01 otros elementos< 0, 05 cada uno y< 0, 15 en total, resto Al.

Elemento de estructura de avión de aleación Al.Cu.Mg.

Ámbito de la invención

La invención se refiere a elementos de estructura de avión, particularmente a chapas para fuselaje de aviones comerciales de gran capacidad, realizados a partir de productos laminados, extrusionados o forjados de aleación. AlCuMg en estado tratado por disolución, temple y endurecimiento por deformación en frío, y que presentan, con respecto a los productos del arte anterior utilizados para la misma aplicación, un compromiso mejorado entre las diferentes propiedades de uso requeridas.

Estado de la técnica

El fuselaje de aviones comerciales de gran capacidad está típicamente constituido por una piel de chapas, de aleación de tipo AlCuMg, así como por tensores longitudinales y marcos circunferenciales. Se suele utilizar una aleación de tipo 2024 que tiene, según la denominación de la Aluminum Association o la norma EN 573-3, la siguiente composición química (% en peso):

Si < 0,5 Fe < 0,5 Cu: 3,8 4,9 Mg: 1,2 - 1,8 Mn: 0,3 0,9 Cr < 0,10 Zn < 0,25 Ti < 0, 15.

También se utilizan variantes de esta aleación. Se pide a estos elementos estructurales un compromiso entre varias propiedades tales como: la resistencia mecánica (i.e. las características mecánicas estáticas), la tolerancia a los daños (tenacidad y velocidad de agrietamiento en fatiga), la resistencia a la fatiga (particularmente en ciclo bajo), la resistencia a las diferentes formas de corrosión, la aptitud a la conformación. En algunos casos,particularmente para los aviones supersónicos, la resistencia al flujo puede ser crítica.

Con el fin de mejorar el compromiso entre las diferentes propiedades requeridas, particularmente la resistencia mecánica y al tenacidad, se han propuesto diversas soluciones alternativas. Boeing ha desarrollado la aleación 2034 de composición:

Si < 0,10 Fe < 0,12 Cu: 4,2 4,8 Mg: 1,3 - 1,9 Mn: 0,8 1,3 Cr < 0,05 Zn < 0,20 Ti < 0,15 Zr: 0,08 - 0, 15.

Esta aleación ha sido objeto de la patente EP 0 031 605 (= US 4 336 075). Presenta, con respecto a la 2024 en estado T351, un mayor límite de elasticidad específico debido al aumento de la proporción de manganeso y a la acición de otro antirrecristalizante (Zr), así como una tenacidad y una resistencia a la fatiga mejoradas.

La patente US 5 652 063 (Alcoa) se refiere un elemento de estructura de avión realizado a partir do una aleación de composición (% en peso):

Cu: 4,85 5,3 Mg: 0,51 1,0 Mn: 0,4 0,8 Ag: 0,2 - 0,8 Si < 0,1 Fe < 0,1 Zr < 0,25 con Cu/Mg incluidos entre 5 y 9.

La chapa de esta aleación en estado T8 presenta un límite de elasticidad > 77 ksi (531 MPa).

La aleación está particularmente destinada a los aviones supersónicos.

La patente EP 0 473 122 (= US 5 213 639) de Alcoa describe una aleación, registrada en la Aluminum Association como 2524, de composición: Si < 0,10 Fe < 0,12 Cu: 3,8 - 4,5 Mg: 1,2 1,8 Mn: 0,3 0,9 que puede contener eventualn,en otro antirrecristalizante (Zr, V, Hf, Cr, Ag o Sc). Esta aleación está destinada más particularmente a las chapas finas para fuselaje y presenta una tenacidad y una resistencia a la propagación de grietas mejoradas con respecto a la 2024.

La solicitud de patente EP 0 731 185 de la solicitante se refiere a una aleación, registrada ulteriormente bajo el n°2024A, de composición: Si < 0,25 Fe < 0,25 Cu: 3,5 5 Mg: 1 2 Mn < 0,55 con la relación 0 < Mn - 2Fe < 0,2.

Las chapas espesas realizadas con esta aleación presentan a la vez una tenacidad mejorada y un nivel reducido de esfuerzos residuales, sin pérdida para las otras propiedades.

La patente US 5 593 516 (Reynolds) se refiere a una aleación para aplicaciones aeronáuticas que contiene 2,5 a 5,5% Cu y 0,1 a 2,3% Mg, en la que las proporciones de Cu y Mg quedan mantenidas por debajo de su límite de solubilidad en el aluminio, y están unidas mediante las ecuaciones:

Cu_máx = 5,59 - 0,91 Mg y Cu_min = 4,59 - 0,91 Mg.

La aleación puede contener también: Zr < 0,20% V < 0,20% Mn < 0,80% Ti < 0,05% Fe < 0,15% Si < 0,10%.

Las patentes US 5 376 192 y US 5 512 112, procedentes de la misma solicitud inicial, se refieren a aleaciones de este tipo que contienen de 0,1 a 1% de plata. Se puede notar que la utilización de plata en este tipo de aleación conduce a un aumento de coste de elaboración y a dificultades para el reciclaje de los residuos de fabricación.

La solicitud de patente EP 1 170 394 A2 (Alcoa) describe cuatro aleaciones de tipo AlCu que tienen, respectivamente, la composición

Cu 4,08, Mn 0,29, Mg 1,36, Zr 0,12, Fe 0,02, Si 0,01;

Cu 4,33, Mn 0,30, Mg 1,38, Zr 0,10, Fe 0,01, Si 0,00;

Cu 4,09, Mn 0,58, Mg 1,35, Zr 0,11, Fe 0,02, Si 0,01; y

Cu 4,22, Mn 0,66, Mg 1,32, Zr 0,10, Fe 0,01, Si 0,01.

La patente enseña como transformar estos productos en chapas que presenten una estructura en granos alargados, en la que los granos muestran una relación longitud por espesor superior a 4. Este producto, que respeta a la vez una microestructura y una textura bien específicas, tiene buenas características de resistencia mecánica y de tolerancia a los daños. Uno de los inconvenientes de estas aleaciones radica en el hecho de que se basan en un aluminio de gran pureza (muy pequeña proporción de silicio y hierro), que es caro. Otra patente del mismo solicitante, US 5 630 889 divulga una chapa en estado T6 o T8 de aleación AlCuMg que contiene:

Cu 4,66, Mg 0,81, Mn 0,62, Fe 0,06, Si 0,09, Zn 0,36%.

Una adición de plata mejora las propiedades de esta aleación. Sin embargo, la plata es un elemento costoso y limita las posibilidades de reciclaje de los productos así obtenidos así como de sus residuos de producción, lo que contribuye a aumentar aún más el precio de coste de los susodichos productos.

La presente invención tiene por objeto obtener elementos de estructura de avión, y particularmente elementos de fuselaje, de aleación AlCuMq, que presenten, con respecto al arte anterior, una tolerancia a los daños mejorada, una resistencia mecánica por lo menos igual, una resistencia a la corrosión mejorada, y esto sin recurrir a elementos adicionales costosos y molestos para el reciclaje.

Objeto de la invención

La invención tiene por objeto un producto deformado en caliente, particularmente un producto laminado, extrusionado o forjado, de aleación de composición (% en peso):

Cu 3,80 - 4,30, Mg 1,25 - 1,45, Mn 0,20 - 0,50, Zn 0,40 - 1,30, Zr ≤ 0,05, Fe < 0,15, Si < 0,15, Ag < 0,01

otros elementos < 0,05 cada uno y < 0,15 en total, resto Al,

el susodicho producto puede tratarse por disolución, temple y endurecimiento por deformación en frío, con una deformación permanente incluida entre 0,5% y 15% preferentemente entre 1% y 5% y más preferentemente entre 1,5% y 3,5% El endurecimiento por deformación en frío puede obtenerse por tracción controlada y/o transformación en frío, por ejemplo laminado o estirado.

La invención también tiene por objeto un elemento de estructura para construcción aeronáutica, particularmente un elemento de fuselaje de aeronave, fabricado a partir de tal producto deformado en caliente, y particularmente a partir de tal producto, laminado.

Descripción de la invención

Salvo mención contraria, todas las indicaciones relativas a la composición química de las aleaciones se expresan en porcentaje másico. Por consiguiente, en una expresión matemática, 0,4 Zn significa: 0,4 veces proporción de zinc, expresada en porcentaje másico; esto se aplica mutatis mutandis a los otros elementos químicos. La denominación de las aleaciones sigue las reglas de The Alaminum Association. Los estados metalúrgicos vienen definidos en la norma europea EN... [Seguir leyendo]

1. Producto deformado en caliente, particularmente laminado, extrusionado o forjado, de aleación de tipo AlCuMg, caracterizado porque comprende (% en peso):

Cu 3,80 - 4,30, Mg 1,25 - 1,45, Mn 0,20 - 0,50, Zn 0,40 - 1,30, Fe < 0,15, Si < 0,15, Zr ≤ 0,05,

Ag < 0,01

otros elementos < 0,05 cada uno y < 0,15 en total, resto Al.

2. Producto según la reivindicación 1, en el que Cu 4,05 - 4,30.

3. Producto según la reivindicación 1 ó 2, en el que Mg 1,28 - 1,42.

4. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el que Mn 0,30 - 0,50 y preferentemente Mn 0,35 - 0,48.

5. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que Zn 0,50 - 1,10 y preferentemente Zn 0,50 - 0,70.

6. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que Fe < 0,10.

7. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el que Si < 0,10.

8. Producto según la reivindicación 1, en el que Cu < 4,20, Mg < 1,38, Mn < 0,42, Zn ≥q (1,2 Cu - 0,3 Mg + 0,3 Mn - 3,75).

9. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque ha sido disuelto, templado y endurecido por deformación permanente incluida 0,5% y 15%, preferentemente incluida entre 1% y 5% y más preferentemente entre 1,5% y 3,5%.

10. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque el susodicho producto es una chapa con un espesor incluido entre 1 y 16 mm.

11. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, caracterizado porque la susodicha chapa es una chapa enchapada en por lo menos una cara con una aleación de la serie 1xxx, y preferentemente con una aleación seleccionada en el grupo constituido por las aleaciones 1050, 1070, 1300 y 1145.

12. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, caracterizado porque su resistencia a la ruptura en sentido L y/o sentido TL es superior a 430 MPa y preferentemente superior a 440 MPa.

13. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizado porque su limite de elasticidad en sentido L y/o en sentido TL es superior a 300 MPa y preferentemente superior a 320 MPa.

14. Producto según una cualquiera de ]as reivindicaciones 1 a 13, caracterizado porque su alargamiento a la ruptura en sentido L y/o sentido TL es superior a 19% y preferentemente superior a 20%.

15. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 14, caracterizado porque su tolerancia a los daños Kr, calculada a partir de una curva R obtenida según ASTM E 561 para un valor Δa_eff de 60 mm, es superior a 165 MPa-\surdm en los sentidos T-L y L-T.

16. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 15, caracterizado porque su tolerancia a los daños Kr, calculada a partir de una curva R obtenida según ASTM E 561 para un valor Δa_eff de 60 mm, es superior a 180 MPa\surdm en el sentido L-T.

17. Producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 16, caracterizado porque su velocidad de propagación de grietas da/dN, determinada según la norma ASTM E 647 en el sentido T-L o L-T para una relación de carga R=0,1 y un valor ΔK de 50 MPa\surdm, es inferior a 2,5 10^-2 mm / ciclo y preferentemente inferior a 2,0 10^-2 mm / ciclo.

18. Chapa enchapada según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 17, caracterizada porque la corriente de corrosión galvánica es inferior a 4μA/m² para una exposición que va hasta 200 horas, durante pruebas de corrosión en un ensamblaje remachad, colocando la aleación del alma en una solución aireada que contiene 0,06 M de NaCl y la aleación de enchapado en una solución a 0,02 M de AlCl₃ desaireada por barboteo de nitrógeno.

19. Chapa plaqueada según la reivindicación 18, caracterizada porque la susodicha corriente de corrosión galvánica es inferior a 2,5μA/cm².

20. Elemento de estructura de aeronave realizada a partir de por lo menos un producto según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 19.

21. Elemento de estructura según la reivindicación 20, caracterizado porque el susodicho elemento de estructura es un elemento de piel de fuselaje.

22. Procedimiento de fabricación de un producto deformado en caliente según una de las reivindicación, 1 a 19, que comprende las siguientes etapas:

(a) colada de una placa o palanquilla,

(b) homogeneización entre 450°C y 500°C,

(c) transformación en caliente por extrusionado, laminado o forjado,

(d) eventualmente una transformación en frío,

(e) disolución entre 480°C y 505°C,

(f) temple,

(g) endurecimiento por deformación permanente incluida entre 0,5% y 15%.

23. Procedimiento según la reivindicación 22, en el que el endurecimiento por deformación se efectúa para conducir a una deformación permanente incluida, entre 1 y 5% y preferentemente entre 1,5 y 3,5%.