ES2323902T3 - Chapa de aluminio-cobre-litio de alta tenacidad para fuselaje de avion. - Google Patents
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Abstract
Aleación a base de aluminio que comprende entre un 2,1 y un 2,8% en peso de Cu, un 1,1 y un 1,7% en peso de Li, un 0,1 y un 0,8% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mn, una cantidad de Fe y de Si inferior o igual a un 0,1% en peso cada uno, balance Al e inevitables impurezas en una proporción inferior o igual a un 0,05% en peso cada una y un 0,15% en peso en total, siendo la aleación sensiblemente exenta de circonio, lo que significa que la proporción de circonio es inferior a un 0,04% en peso.
Description
Chapa de
aluminio-cobre-litio de alta
tenacidad para fuselaje de avión.
La presente invención se refiere por lo general
a productos de aleaciones de aluminio y más particularmente a
tales productos, sus procedimientos de fabricación y de
utilización, en particular en la industria aeroespacial.
Se realiza un esfuerzo de investigación continuo
para desarrollar materiales que puedan a la vez reducir el peso y
aumentar la eficacia de las estructuras de aviones de altas
prestaciones. Las aleaciones aluminio-litio (AlLi)
son muy interesantes al respecto porque el litio puede reducir la
densidad del aluminio de un 3% y aumentar el módulo de elasticidad
de un 6% por cada por ciento en peso de litio añadido. Sin embargo
las aleaciones AlLi aún no se utilizan de manera intensiva en la
industria aeroespacial debido a defectos de las aleaciones
desarrolladas hasta hoy, tales como una estabilidad térmica
inadecuada, una gran anisotropía y una tenacidad inadecuada por
ejemplo.
La historia del desarrollo de las aleaciones
AlLi se describe por ejemplo en el capítulo "Aleaciones
aluminio-litio": de la obra "Aluminium and
Aluminium Alloys", (ASM Specialty Handbook, 1994). Las primeras
aleaciones aluminio-litio
(Al-Zn-Cu-Li) se
introdujeron en Alemania en los años 20, a continuación se
introdujo la aleación AA2020
(Al-Cu-Li-Mn-Cd)
a finales de los años 50 y después, a mediados de los años 60, se
introdujo la aleación 1420
(Al-Mg-Li) en la Unión Soviética.
Las únicas aplicaciones industriales de la aleación AA2020 fueron
las alas y los estabilizadores horizontales de los aviones RA5C
Vigilante. La composición clásica de la aleación AA2020 era (en
porcentaje en peso): Cu: 4,5, Li: 1,2, Mn: 0,5, Cd: 0,2. Entre las
razones por las que esta aleación tiene aplicaciones limitadas, se
puede subrayar su baja tenacidad. Aparte de la función específica
del Cd, una de las razonas por las que ésta tiene propiedades
limitadas se atribuyó a la utilización del Mn en esta aleación. En
1982 E.A. Starke declaró (en "Metallurgical Transactions A.",
Vol. 13A, p.2267): "Los dispersoides de mayor tamaño ricos en Mn
también pueden ser nefastos para la ductilidad porque provocan
porosidades". Esta idea de un efecto nefasto del Mn fue
ampliamente reconocida por el especialista. Por ejemplo, en 1991,
Blackenship declaró (en "Proceedings of the Sixth International
Aluminium-Lithium Conference",
Garmisch-Partenkirchen, p.190), "Los dispersoides
ricos en manganeso crean porosidades y favorecen así el proceso de
fractura". Se sugirió que se utilice el circonio en vez del
manganeso como agente de control de la estructura granular. En el
mismo documento Blackenship declara: "El circonio es un elemento
de calidad para el control de la estructura granular en las
aleaciones Al-Li-X".
Siguieron desarrollando las aleaciones AlLi en
los años 80 lo que conllevó la introducción de las aleaciones
comerciales AA8090, AA2090 y AA2091. Todas estas aleaciones
contenían circonio en vez de manganeso.
A principios de los años 90 se introdujo una
nueva gama de aleaciones AlLi que contenía plata, conocidas por el
nombre "Weldalite®". Dichas aleaciones solían contener menos
Li y presentaban una mejor estabilidad térmica. La patente US nº 5
032 359 (Pickens, Martin Marietta) describe aleaciones que
contienen entre un 2,0 y un 9, 8% en peso de un elemento de
aleación que comprende Cu, Mg y mezclas de éstas, entre un 0,01 y
un 2,0% en peso de Ag, un 0,2 y un 4,1% en peso de Li y un 0,05 y
un 1,0 por ciento en peso de un aditivo de afino de grano
seleccionado entre Zr, Cr, Mn, Ti, B, Hf, V, TiB_{2} y mezclas de
éstos. Es de notar que de hecho la lista de aditivos de afino
propuesta por Pickens mezcla elementos utilizados para el afino de
grano en fundición (tal como el TiB_{2}) y elementos utilizados
para el control de la estructura del grano durante las operaciones
de transformación, tales como el circonio. A pesar de que Pickens
indique que "aunque haya que concentrarse aquí en la utilización
del circonio para el afino del grano, se pueden utilizar afinadores
de grano convencionales tales como el Cr, el Mn, el Ti, el B, el
Hf, el V, el TiB_{2} y mezclas de éstos", aparece claramente a
partir de la historia del desarrollo de las aleaciones AlLi que
existe para el especialista un prejuicio en cuanto a la utilización
de cualquier elemento distinto del Zr para el control de la
estructura granular. Así se utiliza el Zr en todos los ejemplos
descritos por Pickens. Del mismo modo, en una aleación desarrollada
más recientemente (AA2050, véase también WO2004/106570), se
encuentra la utilización de circonio para el afino del grano, donde
la adición de manganeso permite mejorar la tenacidad.
El documento WO2004/106570 A1 divulga la
aleación, en porcentaje de peso: Cu: 2,5-5,5%, Li:
0,1-2,5%, Mg: 0,2-1%, Ag:
0,2-0,8%, Mn: 0,2-0,8%, Zr: hasta un
0,3%, resto Al e inevitables impurezas.
También se puede mencionar la aleación AA2297
que contiene litio, cobre y manganeso, de forma opcional magnesio
pero no plata, y para la que se utiliza también el circonio para el
afino del grano. US 5 234 662 divulga una composición preferente de
un 1,6% en peso de Li, un 3% en peso de Cu, un 0,3% en peso de Mn
y un 0,12% en peso de Zr.
Las aleaciones AA2050 y AA2297 se propusieron
principalmente para chapas gruesas, de un espesor superior a 0,5
pulgada (12,7 mm).
Otra gama de aleaciones AlLi que contiene Zn se
describió en la patente US nº 4 961 792 y la patente US nº 5 066
342 por ejemplo, y se desarrolló a principios de los años 90. La
metalurgia de estas aleaciones no puede compararse con la
metalurgia de las aleaciones "Weldalite®" porque la adición de
una cantidad significativa de zinc, y en particular la combinación
del zinc y del magnesio, modifica totalmente las propiedades de la
aleación, por ejemplo en términos de resistencia mecánica y
resistencia a la corrosión.
Con vistas a utilizar las aleaciones AlLi para
aplicaciones de fuselaje, las aleaciones tienen que ofrecer
prestaciones iguales, incluso mejores prestaciones en términos de
resistencia mecánica, tolerancia a los daños, que las aleaciones
actualmente utilizadas que no contienen Li. En particular la
resistencia a la propagación de las grietas es un tema importante
en el marco de estas aplicaciones y esto explica por que se
utilizan tradicionalmente las aleaciones reconocidas por su alta
tolerancia a los daños tales como la AA2524 y la AA2056. Entre las
otras propiedades deseables, se puede subrayar la soldabilidad y
la resistencia a la corrosión. Debido a la creciente tendencia de
reducción de las operaciones costosas de fijación mecánica en la
industria aeroespacial, se introducen aleaciones soldables tales
como la AA6013, la AA6056 o la AA6156 para los paneles de fuselaje.
La alta resistencia a la corrosión también es deseable para
sustituir los productos placados por productos desnudos más
baratos. Entre los problemas vinculados a las aleaciones AlLi
conocidas, arriba se mencionó la anisotropía del límite de
elasticidad que a su vez determina la anisotropía de las otras
propiedades mecánicas. El bajo límite de elasticidad en las
direcciones de ensayo intermedias, como por ejemplo a 45º con
respecto a la dirección de laminado, es la manifestación más
patente de la
anisotropía.
anisotropía.
En lo que se refiere a las propiedades de la
tolerancia a los daños, el ensayo de curva R es un medio
ampliamente reconocido para caracterizar las propiedades de
tenacidad. La curva R representa la evolución del factor de
intensidad de tensión efectiva crítica para la propagación de
grieta de acuerdo con la extensión de grieta efectiva bajo una
creciente tensión monótona. Permite la determinación de la carga
crítica para una ruptura inestable para cualquier configuración
adaptada a estructuras fisuradas de aeronave. Los valores del
factor de intensidad de tensión y de la extensión de grieta son
valores efectivos tales como se definen en la norma ASTM E561. El
análisis clásico, que suele utilizarse, de los ensayos realizados
en paneles que presentan una grieta central, proporciona un factor
de intensidad de tensión aparente de ruptura (K_{app}). Este
valor no varía necesariamente de forma significativa de acuerdo con
la longitud de la curva R. Sin embargo la longitud de la curva R, a
saber la extensión de grieta máxima de la curva, es un parámetro
importante en sí para el diseño de fuselaje, en particular para
paneles que comprenden refuerzos fijados.
Existe una necesidad de aleación de
Al-Cu-Li de alta resistencia
mecánica, que no presente ninguna anisotropía, con una alta
tenacidad y en particular una alta extensión de grieta antes de una
ruptura inestable, una alta resistencia a la corrosión, una
pequeña densidad (es decir inferior a unos 2,70 g/cm^{3}), para
aplicaciones aeronáuticas y en particular aplicaciones de chapa de
fuselaje.
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Un primer objeto de la invención es una aleación
a base de aluminio que comprende entre un 2,1 y un 2,8% en peso de
Cu, un 1,1 y un 1,7% en peso de Li, un 0,1 y un 0,8% en peso de Ag,
un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mn, una
cantidad de Fe y de Si inferior o igual a un 0,1% en peso cada uno,
balance Al e inevitables impurezas en una proporción inferior o
igual a un 0,05% en peso cada una y un 0,15% en peso en total,
siendo la aleación sensiblemente exenta de circonio, lo que
significa que la proporción de circonio es inferior a un 0,04% en
peso.
Otro objeto de la invención es un procedimiento
de fabricación de una chapa de aleación de aluminio que presenta
altas resistencia y tenacidad, en el que:
(a) Se cuela una placa que comprende entre un
2,1 y un 2,8% en peso de Cu, un 1,1 y un 1,7% en peso de Li, un
0,1 y un 0,8% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg, un 0,2
y un 0,6% en peso de Mn, una cantidad de Fe y de Si inferior o
igual a un 0,1% en peso cada uno, balance Al e inevitables
impurezas en una proporción inferior o igual a un 0,05% en peso
cada una y un 0,15% en peso en total, siendo la aleación
sensiblemente exenta de circonio, lo que significa que la
proporción de circonio es inferior a un 0,04% en peso,
(b) se homogeneiza la correspondiente placa
entre 480 y 520ºC durante 5 a 60 horas,
(c) se lamina en caliente y de forma opcional en
frío la correspondiente placa en una chapa, con una temperatura
inicial de laminado de 450 a 490ºC,
(d) se disuelve la correspondiente chapa entre
480 y 520ºC durante 15 minutos a 4 horas,
(e) se templa la correspondiente chapa,
(f) se tracciona de manera controlada la
correspondiente chapa con una deformación permanente de entre un 1
y un 5%,
(g) se realiza un revenido de la correspondiente
chapa por calentamiento entre 140 y 170ºC durante 5 a 80
horas.
\newpage
Otro objeto de la invención es un producto
laminado, extruido o forjado que comprende una aleación según la
invención.
Otro objeto de la invención es un elemento de
estructura destinado a la construcción aeronáutica que comprende un
producto según la invención.
\vskip1.000000\baselineskip
Las figuras 1 a 5 se refieren a ciertos aspectos
de la invención que aquí se describen. Éstas son ilustrativas y de
ningún modo limitativas.
Figura 1: Curva R en el sentido
T-L (probeta CCT760)
Figura 2: Curva R en el sentido
L-T (probeta CCT760)
Figura 3: Evolución de la velocidad de
fisuración en el sentido T-L cuando varía la
amplitud del factor de intensidad de tensión.
Figura 4: Evolución de la velocidad de
fisuración en el sentido L-T cuando varía la
amplitud del factor de intensidad de tensión.
Figura 5: Evolución relativa de R_{p0,2} según
la orientación con respecto a la dirección de laminado.
\vskip1.000000\baselineskip
Salvo indicación contraria todas las
indicaciones que se refieren a la composición química de las
aleaciones se expresan como un porcentaje en peso basado en el peso
total de la aleación. La denominación de las aleaciones se hace
conforme a los reglamentos de The Aluminium Association conocidos
por el especialista. Las definiciones de los estados metalúrgicos se
indican en la norma europea EN 515.
Salvo indicación contraria las características
mecánicas estáticas, en otros términos la resistencia a la ruptura
última R_{m}, el límite de elasticidad en tracción R_{p0,2} y
el alargamiento de rotura A se determinan mediante un ensayo de
tracción según la norma EN 10002-1, definiéndose el
lugar de donde se sacan las piezas y su sentido mediante la norma
EN 485-1.
La velocidad de fisuración (utilizando el ensayo
da/dN - \DeltaK) se determina según la norma ASTM E 647.
Se determina una curva que proporciona el factor
de intensidad de tensión efectiva de acuerdo con la extensión de
grieta efectiva, conocida como la curva R, según la norma ASTM E
561. El factor de intensidad de tensión crítica K_{c}, en otros
términos el factor de intensidad que hace que la grieta es
inestable, se calcula a partir de la curva R. El factor de
intensidad de tensión K_{co} también se calcula al atribuir a la
carga crítica la longitud de grieta inicial al principio de la
carga monótona. Ambos valores se calculan para una probeta de forma
requerida. K_{app} representa el factor K_{co} que corresponde
a la probeta utilizada para efectuar el ensayo de curva R.
K_{eff} representa el factor K_{c} que corresponde a la probeta
utilizada para efectuar el ensayo de curva R.
\Deltaa_{eff(max)} representa la extensión de grieta del
último punto de la curva R, válido según la norma ASTM E561. El
último punto se obtiene sea al producirse la ruptura repentina de
la probeta, sea eventualmente cuando la tensión en el ligamento no
fisurado excede por término medio el límite de elasticidad del
material. Salvo indicación contraria el tamaño de grieta al
acabarse la etapa de prefisuración por fatiga es W/3 para probetas
de tipo M (T), donde W es la anchura de la probeta tal como se
define en la norma
ASTM E561.
ASTM E561.
Es de notar que la anchura de la probeta
utilizada en un ensayo de tenacidad puede tener una influencia
sustancial sobre la curva R medida en el ensayo. Siendo las chapas
de fuselaje grandes paneles, los resultados de tenacidad obtenidos
en muestras suficientemente anchas, tales como muestras que tienen
una anchura superior o igual a 400 mm, son los únicos que se
consideraron significativos para la evaluación de la tenacidad. Por
esta razón es que sólo se utilizaron las muestras de ensayo CCT760,
que tenían una anchura de 760 mm, para la evaluación de la
tenacidad. La longitud de grieta inicial es 2ao = 253 mm.
Aquí se llama "elemento de estructura" o
"elemento estructural" de una construcción mecánica una pieza
mecánica cuyos fallos son susceptibles de poner en peligro la
seguridad de la correspondiente construcción, de sus usuarios o de
los demás.
Para un avión estos elementos de estructura
comprenden en particular los elementos que componen el fuselaje
(tales como la piel de fuselaje (fuselage skin en inglés), los
refuerzos o largueros de fuselaje (stringers), los tabiques
estancos (bulkheads), los fuselajes circulares (circumferential
frames), las alas (tales como la piel de ala (wing skin), los
refuerzos (stringers o stiffeners), las costillas (ribs) y los
largueros (spars)), así como los perfiles de suelo (floor beams),
los carriles de asientos (seat tracks) y las puertas.
Cuando se hable de "chapa" se hace
referencia aquí a un producto laminado que no excede los 12,7 mm ó
0,5 pulgada de espesor.
\vskip1.000000\baselineskip
Ventajosamente la aleación
aluminio-cobre-litio-plata-magnesio-manganeso
según un modo de realización de la invención tiene la siguiente
composición:
\vskip1.000000\baselineskip
\vskip1.000000\baselineskip
siendo la aleación sensiblemente exenta de
circonio. Cuando se hable de "sensiblemente exenta de
circonio" se tiene que entender que la proporción de circonio ha
de ser inferior a un 0,04% en peso, preferentemente inferior a un
0,03% en peso, y aún más preferentemente inferior a un 0,01% en
peso.
De manera inesperada los inventores descubrieron
que la pequeña proporción de circonio permitía mejorar la
tenacidad de las aleaciones
Al-Cu-Li-Ag-Mg-Mn;
en particular la longitud de la curva R aumenta de manera
significativa. La utilización de manganeso en vez de circonio para
controlar la estructura granular presenta distintas ventajas
adicionales tales como la obtención de una estructura
recristalizada y con propiedades isótropas para un espesor situado
entre 0,8 y 12,7 mm o entre 1/32 y 1/2 pulgada.
El hierro y el silicio suelen perjudicar las
propiedades de tenacidad. La cantidad de hierro tiene que limitarse
a un 0,1% en peso (preferentemente a un 0,05% en peso) y la
cantidad de silicio tiene que limitarse a un 0,1% en peso
(preferentemente a un 0,05% en peso). Las inevitables impurezas
tienen que limitarse a un 0,05% en peso cada una y a un 0,15% en
peso en total. Si la aleación no comprende otro elemento de
adición, el resto está constituido por aluminio.
Los inventores descubrieron que si la proporción
de cobre es superior a un 2,8%, o a un 2,6%, o incluso a un 2,5%
en peso, en ciertos casos las propiedades de tenacidad pueden bajar
rápidamente mientras que, si la proporción de cobre es inferior a
un 2,1%, o a un 2,2%, o incluso a un 2,3% en peso, la resistencia
mecánica es demasiado pequeña.
En lo que se refiere a la proporción de litio,
una proporción de litio superior a un 1,7%, o a un 1,6%, incluso a
un 1,5% en peso provoca problemas de estabilidad térmica. Una
proporción de litio inferior a un 1,1%, o a un 1,2%, incluso a un
1,3% en peso provoca una resistencia mecánica inadecuada y una
ganancia inferior en términos de densidad.
Los inventores descubrieron que si la proporción
de plata es inferior a un 0,1%, o a un 0,2% en peso, la
resistencia mecánica obtenida no cumple las propiedades deseadas.
Sin embargo la proporción de plata tiene que mantenerse por debajo
de un 0,8%, o de un 0,6%, o incluso de un 0,4% en peso ya que una
gran cantidad de plata aumenta la densidad de la aleación y así
mismo su costo.
La aleación según la invención puede utilizarse
para fabricar productos extruidos, forjados o laminados.
Ventajosamente la aleación según la invención se utiliza para
fabricar chapas.
Los productos según la invención presentan una
muy alta tenacidad. Los inventores sospechan que quizás la
ausencia de circonio en los productos según la invención pueda
estar relacionada con los resultados de tenacidad. Zr y Mn, que
ambos pueden utilizarse para controlar la estructura granular,
poseen un comportamiento muy distinto. Durante la solidificación,
siendo Zr un elemento peritéctico, suele enriquecerse en el centro
del grano y empobrecerse en los límites del grano, mientras que Mn,
que es un elemento eutéctico que posee un coeficiente de reparto de
aproximadamente uno, se distribuye de manera mucho más homogénea.
El comportamiento diferente de Zr y Mn durante la solidificación
podría estar relacionado con el efecto diferente observado en
términos de tenacidad. La obtención de una estructura
recristalizada, favorecida aquí por la ausencia de circonio, quizás
también puede tener un efecto beneficioso intrínseco sobre la
tenacidad. Ventajosamente el índice de recristalización de los
productos según la invención es superior a un 80%.
Los inventores descubrieron que la temperatura
de homogeneización tenía que situarse preferentemente entre 480 y
520ºC durante 5 a 60 horas, y más preferentemente entre 490 y 510ºC
durante 8 a 20 horas. Durante la invención los inventores
observaron que en ciertos casos las temperaturas de homogeneización
superiores a los 520ºC tendían a reducir los resultados de
tenacidad. Los inventores piensan que existe una relación entre el
efecto técnico de las condiciones de homogeneización y el
comportamiento durante la solidificación que se describe más
arriba.
Para la fabricación de las chapas la temperatura
inicial de laminado en caliente es preferentemente de 450 a 490ºC.
El laminado en caliente se realiza preferentemente como para
obtener un espesor comprendido entre unos 4 y 12,7 mm. De forma
opcional, para un espesor de aproximadamente 4 mm o menos, puede
añadirse una etapa de laminado en frío si fuera necesario. En caso
de fabricación de chapas, la chapa obtenida tiene un espesor
comprendido entre 0,8 y 12,7 mm, y la invención es más ventajosa
para chapas de 1,6 a 9 mm de espesor y aún más ventajosa para chapas
de 2 a 7 mm de espesor. El producto según la invención se disuelve
después, preferentemente por tratamiento térmico entre 480 y 520ºC
durante 15 min. a 4 h, y se templa con agua a temperatura
ambiente.
El producto se somete después a una tracción
controlada de entre un 1 y un 5% y preferentemente de entre un 2 y
un 4%. Si la tracción es superior a un 5% las propiedades mecánicas
pueden resultar no suficientemente mejoradas y puede que se
encuentren dificultades industriales tales como una aplicación
costosa, lo que aumentaría el costo del producto. Se realiza un
revenido a una temperatura comprendida entre 140 y 170ºC durante 5
a 80 h y más preferentemente entre 140 y 155ºC durante 20 a 80 h.
Las temperaturas de disolución más bajas en este intervalo suelen
favorecer una alta tenacidad. En un modo de realización de la
presente invención que comprende una etapa de soldadura del
producto, la etapa de revenido se divide en dos etapas: una etapa
de revenido previo, anterior a una operación de soldadura, y un
tratamiento térmico final de un elemento estructural soldado.
Las características de las chapas obtenidas con
la presente invención comprenden por lo menos una de las
siguientes características:
- el límite de elasticidad en tracción
R_{p0,2} en el sentido L es preferentemente de por lo menos 390
MPa o incluso de 400 MPa,
- la resistencia a la ruptura R_{m} en el
sentido L es preferentemente de por lo menos 410 MPa o incluso de
420 MPa,
- el límite de elasticidad en tracción
R_{p0,2} a 45º con respecto al sentido del laminado es por lo
menos igual al límite de elasticidad en tracción R_{p0,2} en el
sentido L-T.
- la diferencia entre el límite de elasticidad
en tracción R_{p0,2} a 45º con respecto al sentido del laminado
y el límite de elasticidad en tracción R_{p0,2} en el sentido TL
definida por (R_{p0,2} (TL) - R_{p0,2} (45º))/Rp_{0,2} (TL),
está comprendida entre un +5% y un -5% y preferentemente entre un
+3% y un -3%.
- las propiedades de tenacidad que utilizan
probetas CCT760 (con 2ao = 253 mm) son tales que:
- K_{app} en la dirección T-L
es preferentemente de por lo menos 100 MPa\surdm y
preferentemente de por lo menos 120 MPa\surdm;
- K_{app} en la dirección L-T
es de por lo menos 150 MPa\surdm y preferentemente de por lo
menos 160 MPa\surdm;
- K_{eff} en la dirección T-L
es de por lo menos 120 MPa\surdm y preferentemente de por lo
menos 150 MPa\surdm;
- K_{eff} en la dirección L-T
es de por lo menos 160 MPa\surdm y preferentemente de por lo
menos 220 MPa\surdm;
- \Deltaa_{eff(max)}, la extensión de
grieta del último punto válido de la curva R en la dirección
T-L, es preferentemente de por lo menos 60 mm y
preferentemente de por lo menos 80 mm;
- \Deltaa_{eff(max)}, a partir de la
curva R en la dirección L-T, es preferentemente de
por lo menos 60 mm y preferentemente de por lo menos 80 mm.
Los términos "alta resistencia", "alta
tenacidad", "gran extensión de grieta antes de una fractura
inestable", "pequeña anisotropía" tales como se utilizan
aquí se refieren a productos que ofrecen las susodichas
propiedades.
Ventajosamente el índice de recristalización de
las chapas según la invención es superior a un 80%.
Ventajosamente la conformación de los productos
según la invención puede efectuarse por
estirado-conformado
("stretch-forming"), embutición profunda,
prensado, conformación por estirado, laminado de perfil o plegado,
siendo estas técnicas conocidas por el especialista. En el
ensamblaje de piezas estructurales, si se desea se pueden utilizar
todas las técnicas conocidas y posibles de remache, pegado y
soldadura adaptadas a aleaciones de aluminio. Los productos según
la invención se pueden fijar a refuerzos o marcos, por remache,
pegado o soldadura por ejemplo. Los inventores descubrieron que en
caso de elegirse la soldadura, puede ser preferible utilizar
técnicas de soldadura a baja temperatura, que ayudan a garantizar
que la zona térmicamente afectada esté tan limitada como sea
posible. Al efecto la soldadura por láser y la soldadura por
fricción-mezcla proporcionan a menudo resultados
particularmente satisfactorios.
De ser deseable los productos según la
invención, antes o después de la conformación, pueden someterse
ventajosamente a un revenido para proporcionar propiedades
mecánicas estáticas mejoradas. Ventajosamente este revenido también
puede efectuarse en un elemento estructural ensamblado. Los
productos según la invención se utilizan preferente para la
fabricación de elementos estructurales destinados a la construcción
aeronáutica. Un elemento estructural, formado por una chapa según la
invención y refuerzos o marcos, estando preferentemente
constituidos dichos refuerzos o marcos por perfiles extruidos, se
puede utilizar en particular para la fabricación de fuselaje
aeronáutico o cualquier otra utilización en la que las presentes
propiedades pudieran ser ventajosas. En una realización ventajosa
de la invención, se realiza un panel de fuselaje que comprende por
lo menos una chapa según la invención.
Los inventores descubrieron que los productos de
la invención ofrecían un compromiso particularmente favorable
entre las propiedades mecánicas estáticas, la alta tenacidad y la
densidad. Para productos de baja densidad conocidos, las chapas de
alta resistencia a la tracción y con un importante límite de
elasticidad suelen tener una baja tenacidad. Para las chapas de la
invención las propiedades de alta tenacidad y en particular la
curva R muy larga favorecen la aplicación industrial a las piezas
de fuselaje de aeronaves. En ciertas realizaciones ventajosas de la
invención la densidad de los productos es inferior a unos 2,69
g/cm^{3} y preferentemente inferior a unos 2,66 g/cm^{3}.
Los productos de la invención no suelen inducir
ningún problema particular durante las operaciones ulteriores de
tratamiento de superficie clásicamente utilizadas en construcción
aeronáutica, en particular para un pulido mecánico o químico, o
tratamientos destinados a mejorar la adherencia de los
revestimientos de polímero.
Suele ser alta la resistencia a la corrosión
intergranular de los productos de la invención; a modo de ejemplo,
al someter el metal a un ensayo de corrosión, sólo suelen
detectarse picaduras. En un modo de realización preferente, se
puede realizar una chapa de la invención, sin que ésta se sitúe en
una u otra cara, con una aleación de aluminio poco cargada de
elementos de aleación.
Estos aspectos, así como otros, de la presente
invención se explican más detalladamente con ayuda del siguiente
ejemplo ilustrativo y no limitativo.
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El ejemplo de la invención lleva la referencia
C. Los ejemplos B y D se presentan a modo de comparación. El
ejemplo A es una aleación AA2098 de referencia. En el cuadro 2 se
proporcionan las composiciones químicas de las diferentes
aleaciones tomadas a prueba.
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En el cuadro 3 se presenta la masa volúmica de
las diferentes aleaciones sometidas a prueba. Entre los diferentes
materiales sometidos a prueba las muestras B a D presentan la masa
volúmica más pequeña.
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En el cuadro 4 se presentan los procedimientos
utilizados para la fabricación de las diferentes muestras.
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La estructura granular de las muestras se
caracterizó a partir de la observación microscópica de las
secciones transversales tras oxidación anódica, bajo luz polarizada
o después de un ataque crómico. Se determinó un índice de
recristalización. El índice de recristalización se define como la
fracción de superficie ocupada por granos recristalizados. Para las
muestras B, C y D el índice de recristalización era de un 100%.
Para las muestras A#1 y A#2 el índice de recristalización era
inferior a un 20%.
Las muestras se sometieron mecánicamente a
prueba con el fin de determinar sus propiedades mecánicas
estáticas así como su resistencia a la propagación de las grietas.
En el cuadro 5 se proporcionan el límite de elasticidad en
tracción, la resistencia última y el alargamiento de rotura.
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Las propiedades mecánicas estáticas de las
muestras según la invención son comparables a las de una aleación
clásica de la gama 2XXX tolerante a los daños y son inferiores a
las de las aleaciones de alta resistencia tales como la 7475 o la
2098 (A). La resistencia de la aleación de comparación B es
inferior a la de la aleación según la invención (C), lo que quizás
está relacionado con la ausencia de plata en la aleación de
comparación B. Los inventores consideran que la proporción de cobre
y la proporción de circonio inferiores de la muestra según la
invención explican la resistencia más baja en comparación con la
aleación 2098 (muestra A).
La anisotropía de la muestra C según la
invención es muy baja tal como lo ilustra la figura 5 que
representa la evolución normalizada del límite elástico de acuerdo
con la orientación. Así el límite de elasticidad en tracción a 45º
es un poco superior al límite de elasticidad en tracción en el
sentido TL; de tal modo la diferencia entre estos valores, definida
por (R_{p0,2}(TL) - R_{p0,2} (45º)) / R_{p0,2} (TL), es
de -0,3%. En comparación esta diferencia es de un 13,2% para la
muestra de referencia A#2 (AA2098).
Además la muestra C según la invención presenta
altas propiedades de tenacidad.
En las figuras 1 y 2 se suministran las curvas R
de las muestras A#l, B y C, respectivamente para las direcciones
T-L y L-T. La figura 1 muestra
claramente que la extensión de grieta del último punto válido de
la curva R (\Deltaa_{eff(max)}) es mucho más grande para
la muestra C de la invención que para la muestra de referencia
A#l. Este parámetro es por lo menos tan crítico como los valores
K_{app} porque, como se explica en la descripción del arte
anterior, la longitud de la curva R es un parámetro importante para
el diseño del fuselaje. La figura 2 muestra la misma tendencia pero
la diferencia es más pequeña porque la dirección
L-T da intrínsecamente mejores resultados. El
cuadro 6 recopila los resultados de los ensayos de tenacidad.
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En el cuadro 7 se reúnen los resultados
procedentes de la curva R. La extensión de grieta del último punto
válido de la curva R es superior para la muestra C de la invención
que para la muestra A#l de referencia. Los inventores consideran
que pueden proponerse varias razones para explicar estos
resultados. De manera inesperada la ausencia de Zr puede contribuir
en mayor parte, directa o indirectamente, a los resultados en
términos de tenacidad.
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Las figuras 3 y 4 muestran la evolución de la
velocidad de fisuración respectivamente en la orientación
T-L y L-T, cuando varía la amplitud
del factor de intensidad de tensión. La anchura de la muestra era
de 400 mm (probeta CCT 400) y R = 0,1. No se observa ninguna
diferencia de mayor importancia entre las muestras A, B y C. La
velocidad de fisuración de la muestra C es del mismo orden de
magnitud que en la que se obtiene típicamente para las aleaciones
AA6156 y AA2056.
La resistencia a la corrosión intergranular de
las muestras A#l, B y C se sometió a prueba según la norma ASTM
G110. Para todas las muestras no se detectó ninguna corrosión
intergranular. Así para la muestra según la invención la
resistencia a la corrosión intergranular era alta.
Aparecerán más claramente al especialista otras
ventajas, características y modificaciones. Por lo tanto la
invención en sus aspectos más amplios no se limita a los detalles
específicos ni a los dispositivos representativos que se muestran y
describen aquí. Así pues se pueden efectuar distintas
modificaciones sin salir del alcance del concepto inventivo general
tal como se define en las reivindicaciones anexas.
Claims (12)
1. Aleación a base de aluminio que comprende
entre un 2,1 y un 2,8% en peso de Cu, un 1,1 y un 1,7% en peso de
Li, un 0,1 y un 0,8% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg,
un 0,2 y un 0,6% en peso de Mn, una cantidad de Fe y de Si inferior
o igual a un 0,1% en peso cada uno, balance Al e inevitables
impurezas en una proporción inferior o igual a un 0,05% en peso
cada una y un 0,15% en peso en total, siendo la aleación
sensiblemente exenta de circonio, lo que significa que la
proporción de circonio es inferior a un 0,04% en peso.
2. Aleación de aluminio según la reivindicación
1, que comprende entre un 2,2 y un 2,6% en peso de Cu, un 1,2 y un
1,6% en peso de Li, un 0,2 y un 0,6% en peso de Ag, un 0,3 y un
0,5% en peso de Mg, un 0,2 y un 0,5% en peso de Mn.
3. Aleación de aluminio según la reivindicación
1, que comprende entre un 2,3 y un 2,5% en peso de Cu, un 1,3 y un
1,5% en peso de Li, un 0,2 y un 0,4% en peso de Ag, un 0,3 y un
0,4% en peso de Mg, un 0,3 y un 0,4% en peso de Mn.
4. Aleación de aluminio según una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 3 en la que la proporción de circonio es
inferior a un 0,03% en peso y preferentemente inferior a un 0,01%
en peso.
5. producto laminado, extruido o forjado que
comprende una aleación según una cualquiera de las reivindicaciones
1 a 4.
6. Producto según la reivindicación 5 cuyo
índice de recristalización es superior a un 80%.
7. Producto laminado según la reivindicación 5 o
la reivindicación 6 cuyo espesor no excede los 12,7 mm.
8. Procedimiento de fabricación de una chapa de
aleación de aluminio que presenta altas resistencia y tenacidad, en
el que:
(a) se cuela una placa que comprende entre un
2,1 y un 2, 8% en peso de Cu, un 1,1 y un 1, 7% en peso de Li, un
0,1 y un 0,8% en peso de Ag, un 0,2 y un 0,6% en peso de Mg, un 0,2
y un 0,6% en peso de Mn, una cantidad de Fe y de Si inferior o
igual a un 0,1% en peso cada uno, balance Al e inevitables
impurezas en una proporción inferior o igual a un 0,05% en peso
cada una y un 0,15% en peso en total, siendo la aleación
sensiblemente exenta de circonio, lo que significa que la
proporción de circonio es inferior a un 0,04% en peso,
(b) se homogeneiza la correspondiente placa
entre 480 y 520ºC durante 5 a 60 horas,
(c) se lamina en caliente y de forma opcional en
frío la correspondiente placa en una chapa, con una temperatura
inicial de laminado de 450 a 490ºC,
(d) se disuelve la correspondiente chapa entre
480 y 520ºC durante 15 minutos a 4 horas,
(e) se templa la correspondiente chapa,
(f) se tracciona de manera controlada la
correspondiente chapa con una deformación permanente de entre un 1
y un 5%,
(g) se realiza un revenido de la correspondiente
chapa por calentamiento entre 140 y 170ºC durante 5 a 80
horas.
9. Producto según la reivindicación 8 en el que
el espesor de las chapas obtenidas está comprendido entre 0,8 mm y
12,7 mm y preferentemente entre 1,6 mm y 9 mm.
10. Chapa susceptible de obtenerse mediante el
procedimiento de la reivindicación 8 o de la reivindicación 9, que
comprende
(a) un límite de elasticidad R0,2 en el sentido
L de por lo menos 390 MPa y preferentemente de por lo menos 400
MPa, y/o
(b) una diferencia entre el límite de
elasticidad en tracción R_{p0,2} a 45º con respecto al sentido
del laminado y el límite de elasticidad en tracción R_{p0,2} en
el sentido TL, definida por (R_{p0,2} (TL) - R_{p0,2} (45º)) /
R_{p0,2} (TL), comprendida entre un +5% y un -5% y preferentemente
entre un +3% y un -3%, y/o
(c) una tenacidad de tensión plana K_{app},
medida en probetas de tipo CCT760 (2ao = 253 mm) de por lo menos
100 MPa\surdm y preferentemente de por lo menos 120 MPa\surdm,
en el sentido T-L, y/o
(d) y una extensión de grieta del último punto
válido de la curva R \Deltaa_{eff(max)} en la dirección
T-L de por lo menos 60 mm y preferentemente de por
lo menos 80 mm.
11. Panel de fuselaje de aeronave que comprende
por lo menos una chapa según la reivindicación 10.
12. Elemento de estructura destinado a una
construcción aeronáutica que comprende por los menos un producto
según la reivindicación 6, 7 o 10.
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