CA2633420C - Sheet made of high-toughness aluminium alloy containing copper and lithium for an aircraft fuselage - Google Patents

Abstract

A low-density aluminium alloy useful in an aircraft structure, in particular for fuselage sheet applications, which has a high strength, a high toughness and a high corrosion resistance, comprising: 2.1 to 2.8% Cu by weight; 1.1 to 1.7% Li by weight;, 0.1 to 0.8% Ag by weight; 0.2 to 0.6% Mg by weight; 0.2 to 0.6% Mn by weight, an amount of Fe and of Si not exceeding 0.1% by weight in each case, and inevitable impurities with a content not exceeding 0.05% by weight in each case and 0.15% by weight in total, the alloy containing substantially no zirconium.

Description

TOLE EN ALUMINIUM-CUIVRE-LITHIUM A HAUTE TENACITE POUR
FUSELAGE D'AVION
=
Domaine de l'invention La présente invention concerne en général des produits en alliages d'aluminium et, plus particulièrement, de tels produits, leurs procédés de fabrication et d'utilisation, en particulier dans l'industrie.
aérospatiale.
.Etat de la technique Un effort de recherche continu est réalisé afin de développer des matériaux qui puissent simultanément réduire le poids et augmenter l'efficacité des structures d'avions à hautes performances. Les alliages aluminium-lithium (AlLi) sont très intéressants à cet égard, car le lithium peut réduire la densité de l'aluminium 'de 3 % et augmenter le module d'élasticité
de 6 % pour chaque. pourcent en poids de lithium ajouté.
Les alliages AlLi ne sont cependant pas encore utilisés de manière intensive dans l'industrie aérospatiale en raison des défauts des alliages développés jusqu'à
aujourd'hui, tels que par exemple une stabilité
thermique inadéquate, une forte anisotropie et une ténacité inappropriée. .
L'histoire du développement des alliages AlLi est décrite, par exemple, dans le chapitre Alliages aluminium-lithium : de l'ouvrage Aluminium and Aluminium Alloys , (ASM Specialty Handbook, 1994). Les premiers alliages aluminium-lithium (Al-Zn-Cu-Li) ont été introduits en Allemagne dans les années 20, et ont WO 2007/080267 HIGH-TENACITY ALUMINUM-COPPER-LITHIUM PLATE FOR
AIRCRAFT FUSELAGE
=
Field of the invention The present invention relates generally to aluminum alloys and, more particularly, such products, their manufacturing processes and of use, especially in industry.
aerospace.
.State of the art A continuous research effort is being made to develop materials that can simultaneously reduce weight and increase efficiency high performance aircraft structures. Alloys aluminum-lithium (AlLi) are very interesting at this because lithium can reduce the density of 3% 'aluminum and increase the modulus of elasticity 6% for each. percent by weight of lithium added.
AlLi alloys are not yet used intensively in the aerospace industry in because of the defects of the alloys developed up to today, such as for example a stability inadequate thermal, strong anisotropy and unsuitable tenacity. .
The development history of AlLi alloys is described, for example, in the chapter Alloys aluminum-lithium: from the book Aluminum and Aluminum Alloys, (ASM Specialty Handbook, 1994). The first aluminum-lithium alloys (Al-Zn-Cu-Li) were introduced in Germany in the 1920s, and have WO 2007/080267

2 PCT/FR2006/002733 été suivis par l'introduction de l'alliage AA2020 (Al-Cu-Li-Mn-Cd) à la fin des années 50, et par l'introduction de l'alliage 1420 (Al-Mg-Li) en Union Soviétique, au milieu des années 60. Les seules applications industrielles de l'alliage AA2020 ont été
les ailes et les stabilisateurs horizontaux des avions RA5C Vigilante. La composition classique de l'alliage AA2020 était (en pourcentage en poids) : Cu : 4,5, Li : 1,2, Mn : 0,5, Cd : 0,2. Parmi les raisons liées aux applications limitées de cet alliage, on peut souligner sa faible ténacité. Si l'on met de côté le rôle spécifique du Cd, l'une des raisons de ses propriétés limitées a été attribuée à l'utilisation du Mn dans cet alliage. En 1982, E.A. Starke a déclaré
(dans Metallurgical Transactions A. , Vol. 13A, p.2267) les dispersoïdes de plus grande taille riches en Mn peuvent également être néfastes à la ductilité, en provoquant des porosités . Cette idée d'un effet néfaste du Mn a été largement reconnue par l'homme du métier. Par exemple, en 1991, Blackenship a déclaré (dans Proceedings of the Sixth International Aluminium-Lithium Conference , Garmisch-Partenkirchen, p.190), Les dispersoïdes riches en manganèse créent des porosités et encouragent ainsi le processus de fracture . Il a été suggéré que le zirconium soit utilisé à la place du manganèse comme agent de contrôle de la structure granulaire. Dans le même document, Blackenship déclare : Le zirconium est l'élément de choix pour le contrôle de la structure granulaire dans les alliages Al-Li-X .
Le développement des alliages AlLi s'est poursuivi dans les années 80, et a entraîné l'introduction des alliages commerciaux AA8090, AA2090 et AA2091. Tous ces 2 PCT / FR2006 / 002733 were followed by the introduction of AA2020 alloy (Al-Cu-Li-Mn-Cd) in the late 1950s, and by the introduction of alloy 1420 (Al-Mg-Li) in the Union Soviet, in the mid-60s. The only ones industrial applications of AA2020 alloy have been the wings and the horizontal stabilizers of the planes RA5C Vigilante. The classic composition of the alloy AA2020 was (in percent by weight): Cu: 4.5, Li: 1.2, Mn: 0.5, Cd: 0.2. Among the reasons related limited applications of this alloy, one can emphasize its weak tenacity. If we put aside the role specificity of the Cd, one of the reasons for its limited properties was attributed to the use of the Mn in this alloy. In 1982, EA Starke declared (in Metallurgical Transactions A., Vol 13A, p.2267) larger dispersoids rich in Mn can also be harmful to the ductility, causing porosities. That idea of a detrimental effect of Mn has been widely recognized by the skilled person. For example, in 1991, Blackenship stated (in Proceedings of the Sixth International Aluminum-Lithium Conference, Garmisch-Partenkirchen, p.190), Manganese-rich dispersoids create porosities and thus encourage the process of fracture. It has been suggested that zirconium be used instead of manganese as a control agent of the granular structure. In the same document, Blackenship declares: Zirconium is the element of choice for controlling the granular structure in Al-Li-X alloys.
The development of AlLi alloys continued in the 1980s, and led to the introduction of commercial alloys AA8090, AA2090 and AA2091. All these

3 PCT/FR2006/002733 alliages contenaient du zirconium à la place du manganèse.
Au début des années 90, une nouvelle gamme d'alliages AlLi contenant de l'argent, connus sous le nom de Weldalite , a été introduite. Ces alliages contenaient généralement moins de Li et présentaient une meilleure stabilité thermique. Le brevet US
n 5 032 359 (Pickens, Martin Marietta) décrit des alliages contenant entre 2,0 et 9,8 % en poids d'un élément d'alliage composé de Cu, Mg, et de mélanges de ceux-ci, entre 0,01 et 2,0 % en poids de Ag, entre 0,2 et 4,1 % en poids de Li et entre 0,05 et 1,0 pourcent en poids d'un additif d'affinage de grain sélectionné
parmi Zr, Cr, Mn, Ti, B, Hf, V, TiB2 et des mélanges de ceux-ci. Il doit être noté que la liste des additifs d'affinage proposée par Pickens mélange en fait des éléments utilisés pour l'affinage de grain en fonderie (tel que le TiB2) et des éléments utilisés pour le contrôle de la structure du grain pendant les opérations de transformation, tels que le zirconium.
Bien que Pickens indique que bien qu'il faille se concentrer ici sur l'utilisation du zirconium pour l'affinage du grain, des affineurs de grain conventionnels tels que du Cr, du Mn, du Ti, du B, du Hf, du V, du TiB2 et des mélanges de ceux-ci peuvent être utilisés , il apparaît clairement à partir de l'histoire du développement des alliages AlLi qu'un préjugé lié à l'utilisation de n'importe quel élément autre que le Zr pour le contrôle de la structure granulaire existe pour l'homme du métier. Ainsi, dans tous les exemples décrits par Pickens, le Zr est utilisé. On retrouve de même dans un alliage développé
plus récemment (AA2050, voir aussi W02004/106570), WO 2007/080267 3 PCT / FR2006 / 002733 alloys contained zirconium instead of manganese.
In the early 90's, a new range of alloys AlLi containing money, known as Weldalite, was introduced. These alloys generally contained less Li and presented better thermal stability. US Patent No. 5,032,359 (Pickens, Martin Marietta) discloses alloys containing between 2.0 and 9.8% by weight of a alloying element composed of Cu, Mg, and mixtures of these, between 0.01 and 2.0% by weight of Ag, between 0.2 and 4.1% by weight of Li and between 0.05 and 1.0 percent by weight of a selected grain refining additive among Zr, Cr, Mn, Ti, B, Hf, V, TiB2 and mixtures of them. It should be noted that the list of additives Pickens' proposed ripening process actually elements used for grain refining in foundries (such as TiB2) and elements used for control of the grain structure during transformation operations, such as zirconium.
Although Pickens indicates that although focus here on using zirconium for grain refining, grain refiners such as Cr, Mn, Ti, B, Hf, V, TiB2 and mixtures thereof can to be used, it appears clearly from the history of the development of AlLi alloys that a prejudice related to the use of any element other than the Zr for the control of the structure granular exists for the skilled person. So, in all the examples described by Pickens, the Zr is used. We find the same in a developed alloy more recently (AA2050, see also W02004 / 106570), WO 2007/080267

4 PCT/FR2006/002733 l'utilisation de zirconium pour l'affinage du grain, l'addition de manganèse permettant d'améliorer la ténacité.
On peut également citer l'alliage AA2297, qui contient du lithium, du cuivre et du manganèse, optionnellement du magnésium mais pas d'argent pour lequel le zirconium est également utilisé pour l'affinage du grain. US 4 PCT / FR2006 / 002733 the use of zirconium for grain refining, the addition of manganese to improve the tenacity.
We can also mention alloy AA2297, which contains lithium, copper and manganese, optionally magnesium but no silver for which zirconium is also used for grain refining. US

5,234,662 divulgue une composition préférée de 1,6 % en poids de Li, 3 % en poids de Cu, 0,3% en poids de Mn et 0,12% en poids de Zr.
Les alliages AA2050 et Al-\2297 ont été principalement proposés pour des tôles épaisses, d'une épaisseur supérieure à 0,5 pouce (12,7 mm).
Une autre gamme d'alliages AlLi, contenant du Zn, a été
décrite par exemple dans le brevet US n 4,961,792 et le brevet US n 5,066,342, et développée au début des années 90. La métallurgie de ces alliages ne peut être comparée avec la métallurgie des alliages Weldalite , car l'incorporation d'une quantité
significative de zinc, et en particulier la combinaison du zinc et du magnésium, modifie complètement les propriétés de l'alliage, par exemple en termes de résistance mécanique et de résistance à la corrosion.
Afin d'utiliser les alliages AlLi pour des applications de fuselage, les alliages doivent offrir les mêmes performances, voire de meilleures performances, en termes de résistance mécanique, de tolérance aux dommages, que les alliages ne contenant pas de Li utilisés actuellement. En particulier, la résistance à
la propagation des fissures est une question importante dans le cadre de ces applications, et cela explique pourquoi les alliages reconnus pour leur tolérance élevée aux dommages, tels que le AA2524 et le AA2056, sont traditionnellement utilisés. Parmi les autres propriétés souhaitables, on peut souligner la soudabilité et la résistance à la corrosion. En raison de la tendance croissante de réduction des opérations coûteuses de fixation mécanique dans l'industrie aérospatiale, des alliages soudables tels que le A76013, le AA6056 ou le AA6156 sont introduits pour les panneaux de fuselage. La résistance élevée à la corrosion est également souhaitable afin de remplacer les produits plaqués par des produits nus, moins chers.
Parmi les problèmes liés aux alliages AlLi connus, l'anisotropie de la limite d'élasticité qui, à son tour, détermine l'anisotropie des autres propriétés mécaniques, a été mentionnée plus haut. La faible limite d'élasticité au niveau des directions de test intermédiaires, comme par exemple à 45 par rapport à
la direction de laminage, est la manifestation la plus évidente de l'anisotropie.
En ce qui concerne les propriétés de tolérance aux dommages, l'essai de courbe R est un moyen largement reconnu pour caractériser les propriétés de ténacité.
La courbe R représente l'évolution du facteur d'intensité de contrainte effective critique pour la propagation de fissure en fonction de l'extension de fissure effective, sous une contrainte monotone croissante. Elle permet la détermination de la charge critique pour une rupture instable pour toute configuration pertinente à des structures d'aéronef fissurées. Les valeurs du facteur d'intensité de contrainte et de l'extension de fissure sont des valeurs effectives telles que définies dans la norme ASTM E561. L'analyse classique, généralement utilisée, des essais réalisés sur des 'panneaux à fissure 5,234,662 discloses a preferred composition of 1.6% by weight weight of Li, 3% by weight of Cu, 0.3% by weight of Mn and 0.12% by weight of Zr.
Alloys AA2050 and Al-2297 were mainly proposed for thick plates, of a thickness greater than 0.5 inches (12.7 mm).
Another range of AlLi alloys, containing Zn, has been described for example in US Patent No. 4,961,792 and U.S. Patent No. 5,066,342, and developed at the beginning of The metallurgy of these alloys can not be compared with the metallurgy of alloys Weldalite because incorporating a quantity significant amount of zinc, and in particular the combination zinc and magnesium, completely modifies the properties of the alloy, for example in terms of mechanical resistance and corrosion resistance.
To use AlLi alloys for applications fuselage, the alloys must offer the same performance, or even better performance, terms of mechanical strength, tolerance to damage, that alloys not containing Li currently used. In particular, resistance to crack propagation is an important issue as part of these applications, and this explains why alloys are known for their tolerance damage, such as AA2524 and AA2056, are traditionally used. Amongst others desirable properties, we can emphasize the weldability and corrosion resistance. Due the growing trend of reducing operations costly mechanical fasteners in the industry aerospace, weldable alloys such as A76013, the AA6056 or the AA6156 are introduced for fuselage panels. The high resistance to corrosion is also desirable in order to replace products plated with bare products, cheaper.
Among the problems related to known AlLi alloys, the anisotropy of the yield strength which, at its turn, determines the anisotropy of the other properties mechanical, has been mentioned above. The weak yield strength at the test directions intermediates, such as at 45 relative to the rolling direction, is the most obvious anisotropy.
As regards the properties of tolerance to damage, the R curve test is a way widely recognized to characterize toughness properties.
The curve R represents the evolution of the factor of critical effective stress intensity for the crack propagation according to the extension of effective crack under a monotonous stress growing. It allows the determination of the load critical for an unstable break for any configuration relevant to aircraft structures cracked. The values of the intensity factor of stress and crack extension are actual values as defined in the standard ASTM E561. The classical analysis, generally used, tests carried out on crack panels

6 PCT/FR2006/002733 centrale, donne un facteur d'intensité de contrainte apparent à la rupture (Kapp) . Cette valeur ne varie pas nécessairement de façon significative en fonction de la longueur de la courbe R. Cependant, la longueur de la courbe R - à savoir l'extension de fissure maximale de la courbe - est un paramètre important en soi pour la conception de fuselage, en particulier pour des panneaux comportant des raidisseurs fixés.
Il existe un besoin concernant un alliage en Al-Cu-Li de résistance mécanique élevée, ne présentant pas d'anisotropie, de haute ténacité et en particulier d'extension de fissure élevée avant une rupture instable, de résistance à la corrosion élevée, de faible densité (c'est-à-dire inférieure à environ 2,70 g/cm3), pour des applications aéronautiques et en particulier pour des applications de tôle de fuselage.
Objet de l'invention Un premier objet de l'invention est un alliage à base d'aluminium comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15%
en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04% en poids.

WO 2007/080267 6 PCT / FR2006 / 002733 central, gives a stress intensity factor apparent to break (Kapp). This value does not vary necessarily significantly depending on the length of the R curve. However, the length of the curve R - namely the maximum crack extension of the curve - is an important parameter in itself for the fuselage design, particularly for panels with fixed stiffeners.
There is a need for an Al-Cu-Li alloy of high mechanical strength, not exhibiting of anisotropy, of high tenacity and in particular high crack extension before a break unstable, high corrosion resistance, low density (i.e., less than about 2.70 g / cm3), for aeronautical applications and in particularly for fuselage sheet applications.
Object of the invention A first object of the invention is an alloy based on of aluminum comprising 2.1 to 2.8% by weight of Cu, 1.1 to 1.7% by weight of Li, 0.1 to 0.8% by weight of Ag, 0.2 to 0.6% by weight of Mg, 0.2 to 0.6% by weight of Mn, a amount of Fe and Si less than or equal to 0.1%
weight each, and unavoidable impurities to a certain less than or equal to 0,05% by weight each and 0,15%
in total weight, the alloy being substantially free of zirconium, which means that the content of zirconium is less than 0.04% by weight.

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7 PCT/FR2006/002733 Un autre objet de l'invention est un procédé de fabrication d'une tôle en alliage d'aluminium possédant une résistance et une ténacité élevées, dans lequel :
(a) on coule une plaque comprenant 2,1 à 2,8 % en poids de Cu, 1,1 à 1,7 % en poids de Li, 0,1 à
0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg, 0,2 à 0,6 % en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1 % en poids chacun, et des impuretés- inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04%
en poids, (b) on homogénéise ladite plaque à 480 à 520 C
pendant 5 à 60 heures, (c) on lamine à chaud et optionnellement à froid ladite plaque en une tôle, avec une température initiale de laminage de 450 à 490 C, (d) on met en solution ladite tôle à 480 à 520 C
pendant 15 minutes à 4 heures, (e) on trempe ladite tôle, (f) on tractionne de façon contrôlée ladite tôle avec une déformation permanente de 1 à 5 %, (g) on réalise un revenu de ladite tôle par chauffage à 140 à 170 C pendant 5 à 80 heures.
Encore un autre objet de l'invention est un produit laminé, filé ou forgé comprenant un alliage selon l'invention.
Encore un autre objet de l'invention est un élément de structure destiné à la construction aéronautique comprenant un produit selon l'invention.

WO 2007/080267 7 PCT / FR2006 / 002733 Another object of the invention is a method of manufacture of an aluminum alloy sheet having high strength and toughness, wherein:
(a) casting a plate comprising 2.1 to 2.8% by Cu weight, 1.1 to 1.7 wt% Li, 0.1 to 0.8% by weight of Ag, 0.2 to 0.6% by weight of Mg, 0.2 to 0.6% by weight of Mn, an amount of Fe and of Si less than or equal to 0.1% by weight each, and unavoidable impurities less than or equal to 0,05% by weight each and 0.15% by weight in total, the alloy being substantially free of zirconium, which means the zirconium content is less than 0,04%
in weight, (b) said plate is homogenized at 480 to 520 ° C.
for 5 to 60 hours, (c) hot rolled and optionally cold rolled said plate in a sheet, with a temperature initial rolling of 450 to 490 C, (d) the said sheet is dissolved at 480 to 520 ° C.
for 15 minutes to 4 hours, (e) quenching said sheet, (f) in a controlled manner, said sheet is with a permanent deformation of 1 to 5%, (g) an income of said sheet is obtained by heating at 140 to 170 C for 5 to 80 hours.
Yet another object of the invention is a product laminated, spun or forged comprising an alloy according to the invention.
Yet another object of the invention is an element of structure for aircraft construction comprising a product according to the invention.

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8 PCT/FR2006/002733 Description des figures Les figures 1 à 5 concernent certains aspects de l'invention décrits ici. Celles-ci sont illustratives et ne sont en aucun cas limitatives.
Figure 1 : Courbe R dans le sens T-L (éprouvette CCT760) Figure 2 Courbe R dans le sens L-T (éprouvette CCT760) Figure 3 : Evolution de la vitesse de fissuration dans le sens T-L lorsque l'amplitude du facteur d'intensité
de contrainte varie.
Figure 4 : Evolution de la vitesse de fissuration dans le sens L-T lorsque l'amplitude du facteur d'intensité
de contrainte varie.
Figure 5 : Evolution relative de Rp0,2 en fonction de l'orientation par rapport à la direction de laminage.
Description de l'invention a) définitions Sauf mention contraire, toutes les indications concernant la composition chimique des alliages sont exprimées comme un pourcentage en poids basé sur le poids total de l'alliage. La désignation des alliages se fait en conformité avec les règlements de The Aluminium Association, connus de l'homme du métier. Les définitions des états métallurgiques sont indiquées dans la norme européenne EN 515.
Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, en d'autres termes la résistance à la rupture ultime Rm, la limite d'élasticité en traction R0,2 et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1, WO 2007/080267 8 PCT / FR2006 / 002733 Description of figures Figures 1 to 5 relate to certain aspects of the invention described herein. These are illustrative and are in no way limiting.
Figure 1: R curve in the TL direction (test tube CCT760) Figure 2 R curve in the LT direction (specimen CCT760) Figure 3: Evolution of cracking speed in the TL direction when the magnitude of the intensity factor stress varies.
Figure 4: Evolution of cracking speed in the LT direction when the magnitude of the intensity factor stress varies.
Figure 5: Relative evolution of Rp0,2 as a function of the orientation with respect to the rolling direction.
Description of the invention a) definitions Unless otherwise stated, all indications concerning the chemical composition of the alloys are expressed as a percentage by weight based on the total weight of the alloy. The designation of alloys is done in accordance with the regulations of The Aluminum Association, known to those skilled in the art. The definitions of metallurgical states are indicated in the European standard EN 515.
Unless otherwise stated, mechanical characteristics static, in other words the resistance to Ultimate rupture Rm, the yield strength in tension R0,2 and the elongation at break A are determined by tensile test according to EN 10002-1, WO 2007/080267

9 PCT/FR2006/002733 l'emplacement auquel les pièces sont prises et leur sens étant définis par la norme EN 485-1.
La vitesse de fissuration (en utilisant le test da/dN -AK) est déterminée selon la norme ASTM E 647.
Une courbe donnant le facteur d'intensité de contrainte effectif en fonction de l'extension de fissure effective, connue comme la courbe R, est déterminée selon la norme ASTM E 561. Le facteur d'intensité de contrainte critique Kc, en d'autres termes le facteur d'intensité qui rend la fissure instable, est calculé à partir de la courbe R. Le facteur d'intensité de contrainte Kcc, est également calculé en attribuant la longueur de fissure initiale au commencement de la charge monotone, à la charge critique. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de la forme requise. Kapp représente le facteur Kco correspondant à l'éprouvette qui a été
utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Keff représente le facteur Kc correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R.
Aaeff (max) représente l'extension de fissure du dernier point de la courbe R, valide selon la norme ASTM E561.
Le dernier point est obtenu soit au moment de la rupture brutale de l'éprouvette, soit éventuellement au moment où la contrainte sur le ligament non fissuré
excède en moyenne la limite d'élasticité du matériau.
Sauf mention contraire, la taille de fissure à la fin du stade de pré-fissurage par fatigue est W/3 pour des éprouvettes du type M(T), dans laquelle W est la largeur de l'éprouvette telle que définie dans la norme ASTM E561.
Il faut remarquer que la largeur de l'éprouvette utilisée dans un essai de ténacité peut avoir une WO 2007/080267 9 PCT / FR2006 / 002733 the location where the parts are taken and their meaning being defined by EN 485-1.
The cracking speed (using the da / dN test -AK) is determined according to ASTM E 647.
A curve giving the intensity factor of effective constraint depending on the extension of effective crack, known as the R curve, is determined according to ASTM E 561. The factor of critical stress intensity Kc, in others terms the intensity factor that makes the crack unstable, is calculated from the R curve.
Kcc stress intensity factor, is also calculated by assigning the initial crack length at the beginning of the monotonous charge, to the charge critical. These two values are calculated for a test piece of the required form. Kapp represents the Kco factor corresponding to the specimen that was used to perform the R. Keff curve test represents the factor Kc corresponding to the specimen which was used to perform the R curve test.
Aaeff (max) represents the crack extension of the last point of curve R, valid according to ASTM E561.
The last point is obtained either at the time of the abrupt rupture of the test specimen, possibly moment the stress on the uncracked ligament on average exceeds the yield strength of the material.
Unless otherwise stated, the crack size at the end of the pre-cracking fatigue stage is W / 3 for specimens of the type M (T), in which W is the width of the specimen as defined in the standard ASTM E561.
It should be noted that the width of the specimen used in a toughness test may have a WO 2007/080267

10 PCT/FR2006/002733 influence substantielle sur la courbe R mesurée dans l'essai. Les tôles de fuselage étant de grands panneaux, seuls les résultats de ténacité obtenus sur échantillons suffisamment larges, tels que des échantillons ayant une largeur supérieure ou égale à
400 mm, sont jugés significatifs pour l'évaluation de la ténacité. Pour cette raison, seuls les échantillons d'essai CCT760, qui avaient une largeur de 760 mm, ont été utilisés pour l'évaluation de la ténacité. La longueur de fissure initiale est 2ao = 253 mm.
On appelle ici élément de structure ou élément structural d'une construction mécanique une pièce mécanique dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité de ladite construction, de ses utilisateurs, des ses usagers ou d'autrui.
Pour un avion, ces éléments de structure comprennent notamment les éléments qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage (fuselage skin en anglais), les raidisseurs ou lisses de fuselage (stringers), les cloisons étanches (bulkheads), les cadres de fuselage (circumferential frames), les ailes (tels que la peau de voilure (wing skin), les raidisseurs (stringers ou stiffeners), les nervures (ribs) et longerons (spars)) et l'empennage composé notamment de stabilisateurs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers), ainsi que les profilés de plancher (floor beams), les rails de sièges (seat tracks) et les portes.
Par tôle , on veut dire ici un produit laminé
n'excédant pas 12,7 mm ou 0,5 pouce d'épaisseur.
b) Description détaillée de l'invention P
WO 2007/080267 10 PCT / FR2006 / 002733 substantial influence on the R curve measured in test. The fuselage sheets being large panels, only the tenacity results obtained on sufficiently large samples, such as samples with a width greater than or equal to 400 mm, are considered significant for the evaluation of tenacity. For this reason, only the samples CCT760, which had a width of 760 mm, were have been used for the evaluation of toughness. The initial crack length is 2ao = 253 mm.
We call here element of structure or element structural of a one-piece mechanical construction mechanically whose failure is likely to endanger the security of the said construction, its users, its users or others.
For an airplane, these structural elements include in particular the elements that make up the fuselage (such that fuselage skin (fuselage skin in English), stiffeners or fuselage stringers, the bulkheads (bulkheads), fuselage frames (circumferential frames), wings (such as the skin of wing (wing), stiffeners (stringers or stiffeners), ribs and spars) and the empennage composed in particular of stabilizers horizontal and vertical (horizontal or vertical stabilizers), as well as floor profiles (floor beams), seat tracks and doors.
By sheet, we mean here a rolled product not exceeding 12.7 mm or 0.5 inches in thickness.
b) Detailed description of the invention P
WO 2007/080267

11 CT/FR2006/002733 L'alliage aluminium-cuivre-lithium-argent-magnésium-manganèse selon un mode de réalisation de l'invention a de manière avantageuse la composition suivante :
Tableau 1: Gammes de composition d'alliages selon l'invention ( % en poids, le reste étant du Al) Cu Li Ag Mg Mn Large 2,1 à 2,8 1,1 à 1,7 0,1 à 0,8 0,2 à 0,6 0,2 à 0,6 Préférée 2,2 à 2,6 1,2 à 1,6 0,2 à 0,6 0,3 à 0,5 0,2 à 0,5 La plus 2,3 à 2,5 1,3 à 1,5 0,2 à 0,4 0,3 à 0,4 0,3 à 0,4 préférée l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium. Par sensiblement exempt de zirconium , il faut comprendre que la teneur en zirconium doit être inférieure à 0,04 % en poids, de manière préférée inférieure à 0,03 % en poids, et de manière encore plus préférée inférieure à 0,01 % en poids.
D'une manière inattendue, les inventeurs ont découvert que la faible teneur en zirconium permettait d'améliorer la ténacité des alliages Al-Cu-Li-Ag-Mg-Mn;
en particulier, la longueur de la courbe R est augmentée de manière significative. L'utilisation de manganèse à la place du zirconium afin de contrôler la structure granulaire présente plusieurs avantages supplémentaires tels que l'obtention d'une structure recristallisée et de propriétés isotropes pour une épaisseur située entre 0,8 et 12,7 mm, ou entre 1/32 et 1/2 pouce.
Le fer et le silicium affectent généralement les propriétés de ténacité. La quantité de fer doit être limitée à 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids) et la quantité de silicium doit être limitée à

WO 2007/080267 11 CT / FR2006 / 002733 Aluminum-copper-lithium-silver-magnesium-alloy manganese according to one embodiment of the invention has advantageously the following composition:
Table 1: Composition ranges of alloys according to the invention (% by weight, the remainder being Al) Cu Li Ag Mg Mn Large 2.1 to 2.8 1.1 to 1.7 0.1 to 0.8 0.2 to 0.6 0.2 to 0.6 Preferred 2.2 to 2.6 1.2 to 1.6 0.2 to 0.6 0.3 to 0.5 0.2 to 0.5 Plus 2.3 to 2.5 1.3 to 1.5 0.2 to 0.4 0.3 to 0.4 0.3 to 0.4 favorite the alloy being substantially free of zirconium. By substantially free of zirconium, it is necessary to understand that the zirconium content must be less than 0.04% by weight, preferably less than 0.03% by weight, and even more preferred less than 0.01% by weight.
Unexpectedly, the inventors discovered that the low zirconium content allowed to improve the toughness of Al-Cu-Li-Ag-Mg-Mn alloys;
in particular, the length of the curve R is increased significantly. The use of manganese instead of zirconium in order to control the granular structure has several advantages additional such as obtaining a structure recrystallized and isotropic properties for a thickness between 0.8 and 12.7 mm, or between 1/32 and 1/2 inch.
Iron and silicon generally affect toughness properties. The amount of iron must be 0.1% by weight (preferably 0.05% by weight).
weight) and the amount of silicon should be limited to WO 2007/080267

12 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids). Les impuretés inévitables doivent être limitées à 0,05 % en poids chacune et 0,15 % en poids au total. Si l'alliage ne comporte pas d'autre élément d'addition, le reste est constitué d'aluminium.
Les inventeurs ont découvert que si la teneur en cuivre est supérieure à 2,8 % ou même 2,6% ou même encore 2,5%
en poids, les propriétés de ténacité peuvent dans certains cas chuter rapidement, tandis que, si la teneur en cuivre est inférieure à 2,1 % ou même 2,2% ou même encore 2,3% en poids, la résistance mécanique est trop faible.
En ce qui concerne la teneur en lithium, une teneur en lithium supérieure à 1,7 % ou même 1,6% ou même encore 1,5% en poids entraîne des problèmes de stabilité
thermique. Une teneur en lithium inférieure à 1,1 % ou même 1,2% ou même encore 1,3% en poids entraîne une résistance mécanique inadéquate et un gain inférieur en termes de densité.
I1 a été découvert par les inventeurs que, si la teneur en argent est inférieure à 0,1 % ou même 0,2% en poids, la résistance mécanique obtenue ne satisfait pas les propriétés souhaitées. La teneur en argent doit cependant être maintenue au-dessous de 0,8 % ou même 0,6% ou même encore 0,4% en poids car une quantité
d'argent élevée augmente la densité de l'alliage et également son coût.
L'alliage selon l'invention peut être utilisé pour fabriquer des produits extrudés, forgés ou laminés.
D'une manière avantageuse, l'alliage selon l'invention est utilisé pour fabriquer des tôles.
Les produits selon l'invention présentent une ténacité
très élevée. Les inventeurs suspectent que l'absence de P
WO 2007/080267 12 0.1% by weight (preferably 0.05% by weight). The unavoidable impurities should be limited to 0.05% in each weight and 0.15% by weight in total. If the alloy has no other element of addition, the rest is made of aluminum.
The inventors have discovered that if the copper content is greater than 2.8% or even 2.6% or even 2.5%
by weight, the toughness properties can in some cases fall rapidly, while, if the copper content is less than 2.1% or even 2.2% or even 2.3% by weight, the mechanical strength is too weak.
As regards the lithium content, a content of lithium higher than 1.7% or even 1.6% or even 1.5% by weight causes stability problems thermal. A lithium content of less than 1.1% or even 1.2% or even 1.3% by weight causes a inadequate mechanical strength and a lower gain in terms of density.
It has been discovered by the inventors that, if the content silver is less than 0.1% or even 0.2% by weight, the mechanical resistance obtained does not satisfy the desired properties. The silver content must however, be kept below 0.8% or even 0.6% or even 0.4% by weight because a quantity high silver increases the density of the alloy and also its cost.
The alloy according to the invention can be used to manufacture extruded, forged or rolled products.
Advantageously, the alloy according to the invention is used to make plates.
The products according to the invention have a tenacity very high. The inventors suspect that the absence of P
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13 CT/FR2006/002733 zirconium dans les produits selon l'invention est peut-être reliée à la performance en ténacité. Zr et Mn, qui peuvent tous deux être utilisés pour contrôler la structure granulaire, possèdent un comportement très différent. Pendant la solidification, Zr étant un élément péritectique est généralement enrichi au niveau du centre du grain et appauvri aux limites du grain, tandis que Mn, qui est un élément eutectique possédant un coefficient de partage proche de un, est distribué
de manière beaucoup plus homogène. Le comportement différent de Zr et Mn pendant la solidification pourrait être lié à l'effet différent observé en termes de ténacité. L'obtention d'une structure recristallisée, favorisée ici par l'absence de zirconium, peut par ailleurs peut-être avoir un effet bénéfique intrinsèque sur la ténacité. D'une manière avantageuse, le taux de recristallisation des produits selon l'invention est supérieur à 80%.
Les inventeurs ont découvert que la température d'homogénéisation devait être de préférence située entre 480 et 520 C pendant 5 à 60 heures, et de manière encore plus préférée entre 490 et 510 C pendant 8 à
20 heures. Au cours de l'invention, les inventeurs ont observé que les températures d'homogénéisation supérieures à 520 C tendaient à réduire la performance de ténacité dans certains cas. Les inventeurs pensent qu'il existe une relation entre l'effet technique des conditions d'homogénéisation et le comportement lors de la solidification décrit précédemment.
Pour la fabrication des tôles, la température initiale de laminage à chaud est de préférence de 450 à 490 C.
Le laminage à chaud est de préférence réalisé pour obtenir une épaisseur comprise entre environ 4 et P
WO 2007/080267 13 CT / FR2006 / 002733 zirconium in the products according to the invention is be connected to the performance in tenacity. Zr and Mn, which both can be used to control the granular structure, possess a very different. During solidification, Zr being a peritectic element is usually enriched at the level of from the grain center and depleted at the grain boundaries, while Mn, which is a eutectic element possessing a partition coefficient close to one, is distributed in a much more homogeneous way. The behaviour different from Zr and Mn during solidification could be related to the different effect observed in terms tenacity. Obtaining a structure recrystallised, favored here by the absence of zirconium, may also have an effect intrinsic benefit on toughness. In a way advantageous, the rate of recrystallization of the products according to the invention is greater than 80%.
The inventors have discovered that the temperature homogenization should preferably be located between 480 and 520 ° C for 5 to 60 hours, and even more preferred between 490 and 510 C for 8 to 20 hours. During the course of the invention, the inventors observed that homogenization temperatures above 520 C tended to reduce performance toughness in some cases. The inventors think that there is a relationship between the technical effect of homogenization conditions and behavior during the solidification described above.
For the manufacture of the sheets, the initial temperature hot rolling is preferably 450 to 490 C.
The hot rolling is preferably carried out for obtain a thickness of between approximately 4 and P
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14 CT/FR2006/002733 12,7 mm. Pour une épaisseur d'approximativement 4 mm ou moins, une étape de laminage à froid peut être optionnellement ajoutée, si nécessaire. Dans le cas de fabrication de tôles, la tôle obtenue a une épaisseur comprise entre 0,8 et 12,7 mm, et l'invention est plus avantageuse pour des tôles de 1,6 à 9 mm d'épaisseur, et encore plus avantageuse pour des tôles de 2 à 7 mm d'épaisseur. Le produit selon l'invention est ensuite mis en solution, de préférence par traitement thermique entre 480 et 520 C pendant 15 min à 4 h, puis trempé
avec de l'eau à température ambiante.
Le produit subit ensuite une traction contrôlée de 1 à
5 % et préférentiellement de 2 à 4 %. Si la traction est supérieure à 5 %, les propriétés mécaniques peuvent ne pas être suffisamment améliorées et on peut rencontrer des difficultés industrielles telles qu'une mise en uvre élevée, ce qui augmenterait le coût du produit. Un revenu est réalisé à une température comprise entre 140 et 170 C pendant 5 à 80 h et, plus préférentiellement, entre 140 et 155 C pendant 20 à
80 h. Les températures de mise en solution les plus basses dans cette fourchette favorisent généralement une ténacité élevée. Dans un mode de réalisation de la présente invention comportant une étape de soudage du produit, l'étape de revenu est divisée en deux étapes :
une étape de pré-revenu antérieure à une opération de soudage, et un traitement thermique final d'un élément structural soudé.
Les caractéristiques des tôles obtenues avec la présente invention comprennent au moins une des caractéristiques suivantes :
- la limite d'élasticité en traction Rp0,2 dans le sens L est de préférence d'au moins 390 MPa ou même 400 MPa, P
WO 2007/080267 14 CT / FR2006 / 002733 12.7 mm. For a thickness of approximately 4 mm or least, a cold rolling step can be optionally added, if necessary. In the case of manufacture of metal sheets, the sheet obtained has a thickness between 0.8 and 12.7 mm, and the invention is more advantageous for sheets of 1.6 to 9 mm thick, and even more advantageous for sheets of 2 to 7 mm thick. The product according to the invention is then dissolved, preferably by heat treatment between 480 and 520 ° C for 15 minutes to 4 hours, then quenched with water at room temperature.
The product then undergoes a controlled pull from 1 to 5% and preferably 2 to 4%. If traction is greater than 5%, the mechanical properties can not be sufficiently improved and we can encounter industrial difficulties such as implementation, which would increase the cost of product. An income is made at a temperature between 140 and 170 C for 5 to 80 hours and more preferentially, between 140 and 155 ° C for 20 to 80 h. The most solution dissolution temperatures low in this range generally favor high tenacity. In one embodiment of the present invention comprising a step of welding the product, the income stage is divided into two stages:
a pre-income step prior to a transaction welding, and a final heat treatment of an element welded structural.
The characteristics of the sheets obtained with the present invention comprise at least one of the following characteristics:
- the yield strength limit Rp0,2 in the direction L is preferably at least 390 MPa or even 400 MPa, P
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15 CT/FR2006/002733 - la résistance à la rupture Rm dans le sens L est de préférence d'au moins 410 MPa ou même 420 MPa, - La liMite d'élasticité en traction Rpoa à 450 par rapport au sens du laminage est au moins égale à la limite d'élasticité en traction Rpoa dans le sens L-T.
- l'écart entre la limite d'élasticité en traction Rp0,2 à 45 par rapport au sens du laminage et la limite d'élasticité en traction R0,2 dans le sens TL défini par (Rp0,2(TL) - Rpoa (45 ))/ Rpoa(TL) est compris entre +5% et -5% et de préférence entre +3% et -3%.
- Les propriétés de ténacité utilisant des éprouvettes CCT760 (avec 2ao = 253 mm) sont telles que :
- Kapp dans la direction T-L est de préférence d'au moins 100 MPafi-r7 et préférentiellement d'au moins 120 MPa-1-1-71 ;
- Kapp dans la direction L-T est d'au moins 150 MPa-Nriri. et préférentiellement d'au moins 160 MPaViT7 ;
- Keff dans la direction T-L est d'au moins 120 MPa-\/-117 et préférentiellement d'au moins 150 MPa,irri ;
- Keff dans la direction L-T est d'au moins 160 et préférentiellement d'au moins 220 MPa-\firi. ;
- Aaeff (max) r l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est de préférence d'au moins 60 mm et préférentiellement d'au moins 80 mm ;
- Aaeff(max), à partir de la courbe R dans la direction L-T, est de préférence d'au moins 60 mm et préférentiellement d'au moins 80 mm.

WO 2007/080267 15 CT / FR2006 / 002733 the breaking strength Rm in the direction L is preferably at least 410 MPa or even 420 MPa, - The limit of elasticity in traction Rpoa at 450 by ratio to the direction of rolling is at least equal to Rpoa tensile yield strength in the LT direction.
- the difference between the tensile yield strength Rp0,2 at 45 relative to the direction of rolling and the limit tensile elasticity R0,2 in the defined TL direction by (Rp0.2 (TL) - Rpoa (45)) / Rpoa (TL) is between + 5% and -5% and preferably between + 3% and -3%.
- Toughness properties using specimens CCT760 (with 2ao = 253 mm) are such that:
- Kapp in the direction TL is preferably from to minus 100 MPafi-r7 and preferably at least 120 MPa-1-1-71;
- Kapp in the LT direction is at least 150 MPa-NrII. and preferably at least 160 MPaViT7;
- Keff in the TL direction is at least 120 MPa - \ / - 117 and preferably at least 150 MPa, irri;
- Keff in the LT direction is at least 160 and preferably at least 220 MPa- \ firi. ;
- Aaeff (max) r the crack extension of the last valid point of the curve R in the direction TL is preferably at least 60 mm and preferentially at least 80 mm;
- Aaeff (max), from the curve R in the direction LT, is preferably at least 60 mm and preferably at least 80 mm.

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16 PCT/FR2006/002733 Les termes résistance élevée , haute ténacité , extension de fissure élevée avant une fracture instable , faible anisotropie tels qu'utilisés ici se rapportent à des produits offrant les propriétés susmentionnées.
D'une manière avantageuse, le taux de recristallisation des tôles selon l'invention est supérieur à 80%.
La mise en forme des produits selon l'invention peut avantageusement être effectuée par étirage-formage ( stretch-forming ), emboutissage profond, pressage, fluotournage, laminage de profil ou pliage, ces techniques étant connues de l'homme du métier. Dans l'assemblage de pièces structurales, toutes les techniques connues et possibles de rivetage, de collage et de soudage appropriées pour des alliages en . aluminium peuvent être utilisées, si souhaité. Les produits selon l'invention peuvent être fixés à des raidisseurs ou des cadres, par exemple par rivetage, collage ou soudage. Les inventeurs ont découvert que si le soudage est choisi, il peut être préférable d'utiliser des techniques de soudage à basse température, qui aident à assurer que la zone affectée thermiquement soit aussi limitée que possible. A cet égard, le soudage au laser et le soudage par friction-malaxage donnent souvent des résultats particulièrement satisfaisants.
Les produits selon l'invention, avant ou après mise en forme, peuvent avantageusement être soumis à un revenu pour conférer des propriétés mécaniques statiques améliorées. Ce revenu peut également être conduit de manière avantageuse sur un élément structural assemblé
si souhaité. Les produits selon l'invention sont utilisés de manière préférée pour la fabrication P
WO 2007/080267 16 PCT / FR2006 / 002733 The terms high strength, high tenacity, high crack extension before a fracture unstable, weak anisotropy as used here relate to products offering the properties above.
Advantageously, the recrystallization rate sheets according to the invention is greater than 80%.
The shaping of the products according to the invention can advantageously be carried out by stretch-forming (stretch-forming), deep drawing, pressing, flow forming, profile rolling or folding, these techniques being known to those skilled in the art. In the assembly of structural parts, all known and possible techniques of riveting, gluing and welding suitable for alloys . aluminum can be used, if desired. The products according to the invention may be attached to stiffeners or frames, for example by riveting, bonding or welding. The inventors have discovered that if the welding is chosen, it may be preferable to use low welding techniques temperature, which help to ensure that the affected area thermally be as limited as possible. In this In this respect, laser welding and friction welding mixing often give results particularly satisfactory.
The products according to the invention, before or after implementation form, can advantageously be subject to an income to impart static mechanical properties improved. This income can also be driven from advantageously on an assembled structural element if desired. The products according to the invention are used in a preferred manner for the manufacture P
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17 CT/FR2006/002733 d'éléments structuraux destinés à la construction aéronautique. Un élément structural, formé d'une tôle selon l'invention et de raidisseurs ou de cadres, ces raidisseurs ou cadres étant de préférence constitués de profils extrudés, peut être utilisé en particulier pour la fabrication de fuselage aéronautique de même que toute autre utilisation où les présentes propriétés pourraient être avantageuses. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, on réalise un panneau de fuselage comprenant au moins une tôle selon l'invention.
Les inventeurs ont découvert que les produits de l'invention offraient un compromis particulièrement favorable entre les propriétés mécaniques statiques, la haute ténacité et la densité. Pour des produits à
faible densité connus, les tôles à haute résistance à
la traction et à haute limite d'élasticité ont généralement une faible ténacité. Pour les tôles de l'invention, les propriétés de ténacité élevée, et en particulier la courbe R très longue, favorisent l'application industrielle aux pièces de fuselage d'aéronefs. Dans certaines réalisations avantageuses de l'invention, la densité des produits est inférieure à
environ 2,69 g/cm3 et préférentiellement inférieure à
environ 2,66 g/cm3.
Les produits de l'invention n'induisent généralement aucun problème particulier pendant des opérations ultérieures de traitement de surface classiquement utilisées en construction aéronautique, en particulier pour un polissage mécanique ou chimique, ou des traitements destinés à améliorer l'adhérence des revêtements de polymère.

WO 2007/080267 17 CT / FR2006 / 002733 structural elements for construction aeronautics. A structural element, formed of a sheet according to the invention and stiffeners or frames, these stiffeners or frames preferably being made of extruded profiles, can be used especially for aerospace fuselage manufacturing as well as any other use where the present properties could be advantageous. In one embodiment advantageous embodiment of the invention, a panel of fuselage comprising at least one sheet according to the invention.
The inventors have discovered that the products of the invention offered a special compromise favorable between the static mechanical properties, the high tenacity and density. For products to low density known, high strength sheet metal tensile and high yield strength have generally low toughness. For plates of the invention, the properties of high toughness, and particular the very long curve R, favor industrial application to fuselage parts aircraft. In some advantageous embodiments of the invention, the density of the products is less than about 2.69 g / cm3 and preferentially less than about 2.66 g / cm3.
The products of the invention generally do not induce no particular problem during operations subsequent surface treatment classically used in aeronautical construction, in particular for mechanical or chemical polishing, or treatments intended to improve the adhesion of polymer coatings.

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18 PCT/FR2006/002733 La résistance à la corrosion intergranulaire des produits' de l'invention est généralement élevée ; à
titre d'exemple, on ne détecte en général que des piqûres lorsque le métal est soumis à un essai de corrosion. Dans un mode de réalisation préféré, une tôle de l'invention peut être utilisée sans être plaquée sur l'une ou l'autre face avec un alliage d'aluminium peu chargé en éléments d'alliage.
Ces aspects, ainsi que d'autres, de la présente invention sont expliqués plus en détail à l'aide de l'exemple illustratif et non limitatif suivant.
EXEMPLE =
L'exemple de l'invention est référencé C. Les exemples B et D sont présentés à titre de comparaison. L'exemple A est un alliage AA2098 de référence. Les compositions chimiques des différents alliages testés sont fournies dans le tableau 2.
Tableau 2: Composition chimique ( % en poids) Référence Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Zr Li Ag Ti de coulée A (2098) 0,03 0,04 3,6 0,01 0,32 0,01 0,01 0,14 1,0 0,33 0,02 0,03 0,04 2,2 0,29 0,3 -<0,01 1,4 - 0,02 0,03 0,03 2,4 0,29 0,3 -<0,01 1,4 0,34 0,02 D 0,03 0,03 1,5 0,28 0,3 -<0,01 1,4 - 0,03 La masse volumique des différents alliages testés est présentée dans le tableau 3. Les échantillons B à D
présentent la plus faible masse volumique des différents matériaux testés.

WO 2007/080267 18 PCT / FR2006 / 002733 The resistance to intergranular corrosion of products of the invention is generally high; at For example, in general only stings when the metal is subjected to a test of corrosion. In a preferred embodiment, a sheet of the invention can be used without being plated on either side with an alloy of aluminum lightly loaded with alloying elements.
These and other aspects of this invention are explained in more detail with the aid of the following illustrative and nonlimiting example.
EXAMPLE =
The example of the invention is referenced C. The Examples B and D are presented for comparison. The example A is a AA2098 alloy of reference. The essays different tested alloys are provided in Table 2.
Table 2: Chemical composition (% by weight) Reference If Fe Cu Mn Mg Cr Zn Zr Li Ag Ti casting A (2098) 0.03 0.04 3.6 0.01 0.32 0.01 0.01 0.14 1.0 0.33 0.02 0.03 0.04 2.2 0.29 0.3 -<0.01 1.4 - 0.02 0.03 0.03 2.4 0.29 0.3 -<0.01 1.4 0.34 0.02 D 0.03 0.03 1.5 0.28 0.3 -<0.01 1.4 - 0.03 The density of the various alloys tested is presented in Table 3. Samples B to D
have the lowest density of different materials tested.

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19 Tableau 3: Masse volumique des alliages testés Référence Masse volumique (g/cm3) A (2098) 2,70 2,64 2,64 D 2,62 Les procédés utilisés pour la fabrication des différents échantillons sont présentés dans le tableau 4.
Tableau 4. Conditions des étapes consécutives de transformation Référence A Références B, C et D
Revenu T8 T8 Relaxation Oui Oui des contraintes par chauffage Homogénéisat 8h à 500 C -I- 36h 12h à 500 C
ion à 526 C
Température 485 C 450 à 490 C
de début de laminage à
chaud Laminage à Epaisseur > 4 mm Epaisseur > 4 mm.
chaud Température de sortie du laminage à

WO 2007/080267 19 Table 3: Density of the alloys tested Reference Mass volume (G / cm3) A (2098) 2.70 2.64 2.64 D 2.62 The processes used for the manufacture of different samples are presented in the table 4.
Table 4. Conditions of the consecutive stages of transformation Reference A References B, C and D
T8 Revenue T8 Relaxation Yes Yes of the constraints by heater Homogenisat 8h at 500 C -I- 36h 12h at 500 C
ion at 526 C
Temperature 485 C 450 to 490 C
start of rolling to hot Lamination to thickness> 4 mm Thickness> 4 mm.
Hot Temperature output of rolling to WO 2007/080267

20 PCT/FR2006/002733 chaud < 280 C
Laminage à Epaisseur < 4 mm Epaisseur < 4 mm, froid recuit intermédiaire optionnel Mise en 2 h à 521 C lh à 500 C
solution Trempe Eau à température Eau à température ambiante ambiante Traction 1 à 5 % de 1 à 5 % de contrôlée déformation déformation permanente permanente Revenu 14h à 155 C 48h à 152 C
(4,5 mm) 18h à
160 C (6,7 mm) La structure granulaire des échantillons a été
caractérisée à partir de l'observation microscopique des sections transversales après oxydation anodique, sous lumière polarisée ou après une attaque chromique.
On a déterminé un taux de recristallisation. Le taux de recristallisation est défini comme la fraction de surface occupée par des grains recristallisés. Pour les échantillons B, C et D le taux de recristallisation était de 100%. Pour les échantillons Ael et A#2, le taux de recristallisation était inférieur à 20%.
Les échantillons ont été testés mécaniquement afin de déterminer leurs propriétés mécaniques statiques ainsi que leur résistance à la propagation des fissures. La limite d'élasticité en traction, la résistance ultime et l'allongement à la rupture sont fournis dans le tableau 5.

1..) ID
ID
--õ, ID
=
ID
1..) Tableau 5: Propriétés mécaniques des échantillons --õ, Echantillon Epaisseur Sens L Sens TL
450 _________ Rm RpO, 2 A Rra Rp0 , 2 A
Rm R 0 2 P, A
(MM) (MPa) (MPa) ( %) (MPa) (MPa) ( %) (MPa) (MPa) ( %) Al 4,5 573 549 11,0 559 528 12,0 1.) A#2 6,7 559 537 11,3 553 529 10,9 494 459 15,3 m w w e.
B 5 409 373 14,2 396 344 13,2 398 348 14,0 _ C 5 439 414 14,0 434 386 11,9 433 387 13,1 1.) 15,8 0 T
H
N
.0 n 0=-1-eD
c., ô
ID
1..) --õ, w w Les propriétés mécaniques statiques des échantillons selon l'invention sont comparables à celles d'un alliage classique de la gamme 2XXX tolérant aux dommages, et sont inférieures à celles des alliages à
résistance élevée tels que le 7475 ou le 2098 (A). La résistance de l'alliage de comparaison B est inférieure à celle de l'alliage selon l'invention (C), ce qui est peut-être lié à l'absence d'argent dans l'alliage de comparaison B. Les inventeurs considèrent que la teneur en cuivre et la teneur en zirconium inférieures de l'échantillon selon l'invention expliquent la résistance plus faible comparativement à l'alliage 2098 (échantillon A).
L'anisotropie de l'échantillon C selon l'invention est très faible comme l'illustre la figure 5 qui représente l'évolution normalisée de la limite élastique en fonction de l'orientation. Ainsi la limite d'élasticité
en traction à 45' est légèrement supérieure à la limite d'élasticité en traction dans le sens TL, l'écart entre ces valeurs, défini par (Rp0,2(TL) - Rpo,2 (45 ))/
Rp0,2(TL) est ainsi de -0,3%. En comparaison, cet écart est de 13,2 % pour l'échantillon de référence A#2 (AA2098).
De plus, l'échantillon C selon l'invention présente des propriétés de ténacité élevées.
Les courbes R des échantillons A#1, B et C sont fournies sur les figures 1 et 2, pour les directions T-L et L-T, respectivement. La figure 1 montre clairement que l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R (Aaeff(ina,)) est beaucoup plus grande pour l'échantillon C de l'invention que pour l'échantillon de référence An. Ce paramètre est au moins aussi critique que les valeurs Kapp du fait que, comme expliqué dans la description de l'art antérieur, la longueur de la courbe R est un paramètre important pour la conception du fuselage. La figure 2 montre la même tendance, mais la différence est plus faible car la direction L-T donne intrinsèquement de meilleurs résultats. Le tableau 6 résume les résultats des essais de ténacité.
Tableau 6: Résultats des essais de ténacité
T-L (éprouvette de L-T (éprouvette de largeur 760 mm) largeur 760 mm) Echantillon Epaisseur Kapp Keff Kapp Keff = [mm] (MPa-Vms) (MPa:Vm) (MPa:Vm) (MPa-Vm) A#1 4,5 154 174 148 188 Ae2 6,7 103 112 123 143 5,0 143 209 161 232 5,0 143 200 172 247 .10 Les résultats issus de la courbe R sont regroupés dans le tableau 7. L'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R est supérieure pour l'échantillon C de l'invention que pour l'échantillon A#1 de référence. Les inventeurs considèrent que plusieurs raisons peuvent être proposées pour expliquer cette performance. D'une manière inattendue, l'absence de Zr peut contribuer, directement ou indirectement, de façon majeure aux performances en termes de ténacité.

Tableau 7. Données de résumé de la courbe R
Aaeff [mm] 10 20 30 40 50 60 70 80 Kr Ain 125 161 (Direction B 102 128 147 162 176 188 199 210 T-L) (MPa=NriT7) 101 130 150 166 K, Ml 115 141 159 174 185 (Direction B 106 139 162 181 197 211 224 236 L-T) [MParrr7] 123 154 177 196 Les figures 3 et 4 montrent l'évolution de la vitesse de fissuration dans l'orientation T-L et L-T, respectivement, lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie. La largeur de l'échantillon était de 400 mm (éprouvette CCT 400) et R = 0,1. On n'observe pas de différence majeure entre les échantillons A, B et C. La vitesse de fissuration de l'échantillon C est du même ordre de grandeur que dans celle typiquement obtenue pour les alliages AA6156 et AA2056.
La résistance à la corrosion intergranulaire des échantillons Ain, B et C a été testée selon la norme ASTM G110. Pour tous les échantillons, on n'a détecté
aucune corrosion intergranulaire. La résistance à la corrosion intergranulaire était ainsi élevée pour l'échantillon selon l'invention.
D'autres avantages, caractéristiques et modifications apparaîtront facilement à l'homme du métier. Par conséquent, l'invention dans ses plus larges aspects n'est pas limitée aux détails spécifiques, ni aux dispositifs représentatifs, montrés et décrits ici. Par conséquent, diverses modifications peuvent être , effectuées. Les revendications ne doivent pas être limitées dans leur portée pour les réalisations préférentielles illustrées dans les exemples, mais doivent recevoir l'interprétation la plus large, qui est conforme à la description dans son ensemble. 20 PCT / FR2006 / 002733 warm <280 C
Lamination to Thickness <4 mm Thickness <4 mm, cold annealing intermediate optional Put in 2 hours at 521 C lh at 500 C
solution Tempering Water at temperature Water at temperature Ambient ambient Traction 1 to 5% from 1 to 5% of controlled deformation deformation permanent permanent Income 14h to 155 C 48h to 152 C
(4.5 mm) 18h to 160 C (6.7 mm) The granular structure of the samples has been characterized from microscopic observation cross-sections after anodic oxidation, under polarized light or after a chromic attack.
A recrystallization rate was determined. The rate of recrystallization is defined as the fraction of surface occupied by recrystallized grains. For the samples B, C and D the recrystallization rate was 100%. For samples Ael and A # 2, the recrystallization rate was less than 20%.
The samples were mechanically tested to determine their static mechanical properties as well as their resistance to the propagation of cracks. The tensile yield strength, the ultimate strength and elongation at break are provided in the table 5.

1 ..) ID
ID
--o, ID
=
ID
1 ..) Table 5: Mechanical Properties of Samples --o, Sample Thickness Direction L Sens TL
450 _________ Rm Rpo, 2 A Rra Rp0, 2 A
Rm R 0 2 P
AT
(MM) (MPa) (MPa) (%) (MPa) (MPa) ( %) (MPa) (MPa) (%) Al 4.5 573 549 11.0 559 528 12.0 1.) A # 2 6.7 559 537 11.3 553 529 10.9 494 459 15.3 m w w e.
B 5 409 373 14.2 396 344 13.2 398 348 14.0 _ C 5,439,414 14.0 434,386 11.9 433 387 13.1 1.) D 5,295,228 15.8 0 T
H
NOT
.0 not 0 = -1 eD
vs., oh ID
1 ..) --o, w w The static mechanical properties of the samples according to the invention are comparable to those of a 2XXX Series Classic Alloy Tolerant damage, and are lower than those of alloys high resistance such as 7475 or 2098 (A). The resistance of the comparison alloy B is lower to that of the alloy according to the invention (C), which is may be related to the lack of money in the alloy of B. The inventors consider that the content copper and the lower zirconium content of the sample according to the invention explain the lower resistance compared to alloy 2098 (sample A).
The anisotropy of the sample C according to the invention is very weak as illustrated in Figure 5 which represents the normalized evolution of the elastic limit in function of the orientation. So the limit of elasticity in traction at 45 'is slightly above the limit tensile elasticity in the TL direction, the difference between these values, defined by (Rp0,2 (TL) - Rpo, 2 (45)) /
Rp0.2 (TL) is thus -0.3%. In comparison, this gap is 13.2% for reference sample A # 2 (AA2098).
In addition, the sample C according to the invention has high toughness properties.
The curves R of samples A # 1, B and C are provided in Figures 1 and 2, for the directions T-L and LT, respectively. Figure 1 clearly shows that the crack extension of the last valid point of the curve R (Aaeff (ina,)) is much larger for sample C of the invention only for the sample reference. This parameter is at least as critical that Kapp values the fact that as explained in the description of the prior art, the length of the curve R is an important parameter for the design of the fuselage. Figure 2 shows the same trend, but the difference is smaller because the LT leadership inherently gives better results. Table 6 summarizes the test results tenacity.
Table 6: Results of toughness tests TL (test tube of L-T (test tube width 760 mm) width 760 mm) Sample Thickness Kapp Keff Kapp keff = [mm] (MPa-Vms) (MPa: Vm) (MPa: Vm) (MPa-Vm) A # 1 4,5 154 174 148 188 Ae2 6.7 103 112 123 143 5.0 143 209 161 232 5.0 143 200 172 247 .10 The results derived from the curve R are grouped in Table 7. The crack extension of the last point valid curve R is greater for the sample C of the invention that for the sample A # 1 of reference. The inventors consider that several reasons can be proposed to explain this performance. Unexpectedly, the absence of Zr can contribute, directly or indirectly, major in performance in terms of tenacity.

Table 7. R curve summary data Aaeff [mm] 10 20 30 40 50 60 70 80 Kr Ain 125 161 (Directorate B 102 128 147 162 176 188 199 210 TL) (MPa = NriT7) 101 130 150 166 K, Ml 115,141 159,174 185 (Directorate B 106 139 162 181 197 211 224 236 LT) [MParrr7] 123 154 177 196 212,227,241,254 Figures 3 and 4 show the evolution of speed cracking in the TL and LT orientation, respectively, when the magnitude of the factor stress intensity varies. The width of the sample was 400 mm (CCT 400 specimen) and R = 0.1. There is no major difference between samples A, B and C. The cracking rate of sample C is of the same order of magnitude as in that typically obtained for alloys AA6156 and AA2056.
The resistance to intergranular corrosion of Ain, B and C samples were tested according to standard ASTM G110. For all samples, no detectable no intergranular corrosion. Resistance to intergranular corrosion was thus high for the sample according to the invention.
Other benefits, features and modifications will be readily apparent to those skilled in the art. By Therefore, the invention in its broader aspects is not limited to specific details or representative devices, shown and described herein. By therefore, various modifications may be , performed. Claims must not be limited in scope for achievements illustrated in the examples, but should receive the broadest interpretation, which is consistent with the description as a whole.

Claims (18)

REVENDICATIONS 26 1. Alliage à base d'aluminium comprenant 2,1 à 2,8% en poids de Cu, 1,1 à 1,7% en poids de Li, 0,1 à 0,8% en poids de Ag, 0,2 à 0,6% en poids de Mg, 0,2 à 0,6% en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1% en poids chacun, et des impuretés inévitables à une teneur inférieure ou égale à 0,05%
en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à
0,04% en poids. 1. Aluminum-based alloy comprising 2.1 to 2.8% by weight Cu weight, 1.1 to 1.7 wt.% Li, 0.1 to 0.8 wt.
weight of Ag, 0.2 to 0.6% by weight of Mg, 0.2 to 0.6% by weight of weight of Mn, a quantity of Fe and lower Si or equal to 0.1% by weight each, and impurities unavoidable at a level not exceeding 0,05%
by weight each and 0.15% by weight in total, the alloy being substantially free of zirconium, which means that the zirconium content is less than 0.04% by weight. 2. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, comprenant 2,2 à 2,6% en poids de Cu, 1,2 à 1,6% en poids de Li, 0,2 à 0,6% en poids de Ag, 0,3 à 0,5% en poids de Mg, 0,2 à 0,5% en poids de Mn. Aluminum alloy according to claim 1, comprising 2.2 to 2.6% by weight of Cu, 1.2 to 1.6% by weight weight of Li, 0.2 to 0.6% by weight of Ag, 0.3 to 0.5% by weight of weight of Mg, 0.2 to 0.5% by weight of Mn. 3. Alliage d'aluminium selon la revendication 1, comprenant 2,3 à 2,5% en poids de Cu, 1,3 à 1,5% en poids de Li, 0,2 à 0,4% en poids de Ag, 0,3 à 0,4% en poids de Mg, 0,3 à 0,4% en poids de Mn. 3. Aluminum alloy according to claim 1, comprising 2.3 to 2.5% by weight of Cu, 1.3 to 1.5% by weight weight of Li, 0.2 to 0.4% by weight of Ag, 0.3 to 0.4% by weight weight of Mg, 0.3 to 0.4% by weight of Mn. 4. Alliage d'aluminium selon une quelconque des revendications 1 à 3 dans lequel la teneur en zirconium est inférieure à 0,03% en poids. 4. Aluminum alloy according to any of Claims 1 to 3 in which the content of zirconium is less than 0.03% by weight. 5. Alliage d'aluminium selon la revendication 4, dans lequel la teneur en zirconium est inférieure à 0,01%
en poids. Aluminum alloy according to claim 4, in which which the zirconium content is less than 0,01%
in weight. 6. Produit laminé, extrudé ou forgé comprenant un alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à
5. 6. Rolled, extruded or forged product comprising a alloy according to any one of claims 1 to 5. 7. Produit selon la revendication 6 dont le taux de recristallisation est supérieur à 80%. 7. Product according to claim 6, the rate of recrystallization is greater than 80%. 8. Produit laminé selon la revendication 6 ou la revendication 7 dont l'épaisseur n'excède pas 12,7 mm. 8. The laminated product according to claim 6 or claim 7 whose thickness does not exceed 12.7 mm. 9. Procédé de fabrication d'une tôle en alliage d'aluminium possédant une résistance et une ténacité
élevées, dans lequel:
(a) on coule une plaque comprenant 2,1 à 2,8% en poids de Cu, 1,1 à 1,7% en poids de Li, 0,1 à 0,8% en poids de Ag, 0,2 à 0,6% en poids de Mg, 0,2 à 0,6% en poids de Mn, une quantité de Fe et de Si inférieure ou égale à 0,1% en poids chacun, et des impuretés inévitables à
une teneur inférieure ou égale à 0,05% en poids chacune et 0,15% en poids au total, l'alliage étant sensiblement exempt de zirconium, ce qui signifie que la teneur en zirconium est inférieure à 0,04% en poids, (b) on homogénéise ladite plaque à 480 à 520°C pendant à 60 heures, (c) on lamine à chaud et optionnellement à froid ladite plaque en une tôle, avec une température initiale de laminage de 450 à 490°C, (d) on met en solution ladite tôle à 480 à 520°C
pendant 15 minutes à 4 heures, (e) on trempe ladite tôle, (f) on tractionne de façon contrôlée ladite tôle avec une déformation permanente de 1 à 5%, (g) on réalise un revenu de ladite tôle par chauffage à 140 à 170°C pendant 5 à 80 heures. 9. Process for manufacturing an alloy sheet of aluminum with resistance and toughness in which:
(a) casting a plate comprising 2.1 to 2.8% by weight Cu, 1.1 to 1.7% by weight of Li, 0.1 to 0.8% by weight of Ag, 0.2 to 0.6% by weight of Mg, 0.2 to 0.6% by weight of Mn, a quantity of Fe and Si less than or equal to at 0.1% by weight each, and unavoidable impurities at a content not exceeding 0,05% by weight each and 0.15% by weight in total, the alloy being substantially free of zirconium, which means that the zirconium content is less than 0.04% by weight, (b) homogenizing said plate at 480 to 520 ° C
at 60 hours, (c) hot rolled and optionally cold rolled said plate in a sheet, with a temperature initial rolling of 450 to 490 ° C, (d) the said sheet is dissolved at 480 to 520 ° C.
for 15 minutes to 4 hours, (e) quenching said sheet, (f) in a controlled manner, said sheet is tensioned with a permanent deformation of 1 to 5%, (g) heating said sheet by heating at 140 to 170 ° C for 5 to 80 hours. 10. Procédé selon la revendication 9 dans lequel l'épaisseur des tôles obtenues est comprise entre 0,8 mm et 12,7 mm. The method of claim 9 wherein the thickness of the sheets obtained is between 0.8 mm and 12.7 mm. 11. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'épaisseur des tôles obtenues est comprise entre 1,6 mm et 9 mm. The method of claim 10, wherein the thickness of the sheets obtained is between 1.6 mm and 9 mm. 12. Tôle obtenue par le procédé selon l'une quelconque des revendications 9 à 11, comprenant (a) une limite d'élasticité Rp0,2 dans le sens L d'au moins 390 MPa, et/ou (b) un écart entre la limite d'élasticité en traction Rp0,2 à 45° par rapport au sens du laminage et la limite d'élasticité en traction Rp0,2 dans le sens TL défini par (Rp0,2 (TL) -Rp0,2 (45°))/ Rp0,2 (TL) compris entre +5% et -5% et/ou (c) une ténacité en contrainte plane Kapp' mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (2ao=253 mm), d'au moins 100 MPa.sqroot.m d'au moins 120 MPa.sqroot.m, dans le sens T-L, et/ou (d) et une extension de fissure du dernier point valide de la courbe R .GAMMA.a eff(max) dans la direction T-L
d'au moins 60 mm et d'au moins 80 mm. 12. Sheet obtained by the process according to any one of Claims 9 to 11, comprising (a) a yield strength Rp0,2 in the direction L of at minus 390 MPa, and / or (b) a difference between the tensile yield strength Rp0.2 at 45 ° to the rolling direction and the limit tensile elasticity Rp0,2 in the defined TL direction with (Rp0.2 (TL) -Rp0.2 (45 °)) / Rp0.2 (TL) of between + 5% and -5% and / or (c) a plane stress toughness Kapp 'measured on specimens of the CCT760 type (2ao = 253 mm), from minus 100 MPa.sqroot.m of at least 120 MPa.sqroot.m, in the direction T-L, and / or (d) and a crack extension of the last point valid of the curve R .GAMMA.a eff (max) in the direction TL
at least 60 mm and at least 80 mm. 13. Tôle selon la revendication 12, dont la limite d'élasticité Rp0,2 dans le sens L est d'au moins 400 MPa. 13. Sheet according to claim 12, the limit of elasticity Rp0,2 in the direction L is at least 400 MPa. 14. Tôle selon la revendication 12 ou 13, dont l'écart entre la limite d'élasticité en traction Rp0,2 à 45° par rapport au sens du laminage et la limite d'élasticité
en traction Rp02 dans le sens TL défini par (Rp0,2 (TL) -Rp0,2 (45°))/ Rp0,2(TL) est entre +3% et -3%. Sheet according to claim 12 or 13, the gap between the tensile yield strength Rp0.2 at 45 ° by ratio to the direction of rolling and the yield strength in traction Rp02 in the TL direction defined by (Rp0,2 (TL) -Rp0,2 (45 °)) / Rp0.2 (TL) is between + 3% and -3%. 15. Tôle selon l'une quelconque des revendications 12 à 14, dont la ténacité en contrainte plane Kapp' mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (2ao=253 mm)est d'au moins 120 MPa.sqroot.m dans le sens T-L. 15. Sheet according to any one of claims 12 at 14, whose toughness in plane strain Kapp measured on test specimens of the type CCT760 (2ao = 253 mm) is at least 120 MPa.sqroot.m in the TL direction. 16. Tôle selon l'une quelconque des revendications 12 à 15, dont l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R .DELTA.a eff(max) dans la direction T-L est d'au moins 80 mm. Sheet according to any one of claims 12 at 15, including the crack extension of the last point valid curve R .DELTA.a eff (max) in the direction TL is at least 80 mm. 17. Panneau de fuselage d'aéronef comprenant au moins une tôle selon l'une quelconque des revendications 12 à 16. 17. Aircraft fuselage panel comprising at least a sheet according to any one of claims 12 at 16. 18. Elément de structure destiné à une construction aéronautique comprenant au moins un produit selon l'une quelconque des revendications 12 à 16. 18. Structural element for construction including at least one product according to any of claims 12 to 16.