CA2560672C

CA2560672C - Structural element for aircraft engineering exhibiting a variation of performance characteristics

Info

Publication number: CA2560672C
Application number: CA2560672A
Authority: CA
Inventors: Philippe Lequeu; David Dumont
Original assignee: Constellium France SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 2004-03-23
Filing date: 2005-03-21
Publication date: 2012-07-17
Anticipated expiration: 2025-03-21
Also published as: DE602005006764D1; CN1930317A; FR2868084A1; ATE395444T1; WO2005098072A3; BRPI0507940B1; ES2307180T3; EP1727921A2; BRPI0507940A; EP1727921B1; WO2005098072A2; CN100507066C; CA2560672A1; FR2868084B1

Abstract

The invention relates to a method for producing a part made of aluminium alloy with structural hardening consisting a) in melting a semifinished extruded or forged rolled stock followed by water quenching, b) in optionally carrying out a controlled drawing with a permanent stretching which is equal to or greater than 5 % and c) in tempering. Said invention is characterised in that at least one tempering operation is carried out in a controlled thermal gradient linear furnace comprising at least two areas or groups of areas (Z1, Z2) at initial temperatures (T1, T2) in which the variation of each temperature T1, T2) around a specified temperature is equal or less than 5 °C through the length of said areas or the groups of areas, the difference between the specified temperatures of the initial temperatures T1 and T2 is equal or greater than 5 °C and said areas or the groups of areas are dividable by a transition area or group of areas (Z1,2) inside of which the initial temperature varies from T1 to T2 and a length which is parallel to the axis of the linear furnace of each at least two areas or the groups of areas Z1 and Z2 is equal to or greater than 1 meter.

Description

WO 2005/09807 WO 2005/09807

2 PCT/FR2005/000681 ELEMENT DE STRUCTURE POUR CONSTRUCTION AERONAUTIQUE
PRÉSENTANT UNE VARIATION DES PROPRIETES D'EMPLOI
Domaine technique de l'invention La présente invention concerne les produits corroyés et les éléments de structure, notamment pour construction aéronautique, en alliage d'aluminium à traitement thermique. Elle concerne notamment les produits dit longs, c'est-à-dire les produits présentant une longueur significativement plus grande que les autres dimensions, typiquement au moins deux fois plus longues que larges, et d'une longueur typiquement d'au moins 5 mètres. Ces produits peuvent être des produits laminés (tels que des tôles minces, tôles moyennes, tôles épaisses), des produits filés (tels que des barres, profilés, tubes ou fils), et des produits forgés.
État de la technique Les avions de très grande taille présentent des problèmes de construction tout à fait particuliers. A titre d'exemple, l'assemblage des éléments structuraux devient de plus en plus critique, d'une part en tant que facteur de coût (le rivetage est un procédé très coûteux), d'autre part en tant que générateur de discontinuités dans les propriétés des pièces assemblées.
Pour minimiser les assemblages, on peut préparer des éléments de structure par usinage intégral dans des tôles épaisses ; ces éléments de structures peuvent alors intégrer en une seule pièce (dite monolithique) différentes fonctions telles que la fonction de peau de voilure et la fonction de raidisseur. On peut également, et parallèlement, agrandir la dimension des éléments de structure monolithiques. Cela pose de nouveaux problèmes de fabrication de ces pièces par laminage, filage, forgeage ou m~ulage, car il est plus difficile de garantir des propriétés homogènes dans des pièces de très grande taille.

Il a été évoqué également de préparer des pièces monolithiques présentant une variation contrôlée de propriétés, ce qui permet, en théorie, de mieux adapter les propriétés des pièces aux besoins du constructeur. A ce titre, le brevet EP 0 630 986 (Pechiney Rhenalu) décrit un procédé de fabrication de tôles en alliage d'aluminium à
durcissement structural présentant une variation continue des propriétés d'emploi, dans lequel le revenu final est effectué dans un four de structure spécifique comprenant une chambre chaude et une chambre froide, reliées par une pompe à chaleur. C e procédé a permis d'obtenir des petites pièces d'une longueur d'environ un mètre en alliage 7010 dont une extrémité se trouve à l'état T651 et l'autre à l'état T7451, par un traitement de revenu isochrone. Ce procédé n'a jamais été développé à l'échelle industrielle, car il est difficile â contrôler d'une manière compatible avec les exigences de qualité
que pose le domaine de la construction aéronautique ; ces difficultés augmentent avec la taille des pièces, sachant que c'est en particulier pour les très grandes pièces que le concepteur souhaiterait pouvoir intégrer deux ou plusieurs fonctionnalités par le biais d'une variation continue des propriétés d'emploi. Un autre problème que pose ce procédé
pour l'exemple décrit dans le brevet cité est que les durées optimales des traitements T651 et T7451 sont différentes. Encore un autre problème est qu'un produit en 7010 à
l'état T7451 est obtenu typiquement par un traitement de revenu â deux paliers, alors que l'état T651 est obtenu par un traitement de revenu â simple palier.
Le problème auquel répond la présente invention est de développer un procédé
pour la fabrication d'éléments de structure, notamment pour construction aéronautique, présentant une variation des propriétés d'emploi, qui permet la réalisation de pièces de très grande longueur, et qui est suffisamment contrôlable, stable et reproductible dans les conditions strictes d'assurance de la qualité et de maîtrise des procédés qui sont couramment exigées par l'industrie aéronautique.
Objet de l'invention Un premier objet de la présente invention est un procédé de fabrication d'nne pièce en alliage d'aluminium à durcissement structural, comprenant 2 PCT / FR2005 / 000681 STRUCTURAL ELEMENT FOR AERONAUTICAL CONSTRUCTION
PRESENTATION OF A VARIATION OF JOB PROPERTIES
Technical field of the invention The present invention relates to wrought products and the elements of structure, in particular for aircraft construction, aluminum alloy with treatment thermal. It concerns in particular the so-called long products, that is to say the products having a significantly longer length than the others dimensions, typically at least twice as long as wide, and of a length typically at least 5 meters. These products may be rolled products (such as sheet metal thin, medium plate, thick plate), spun products (such as bars, profiles, tubes or wires), and forged products.
State of the art Very large planes have construction problems all did individuals. By way of example, the assembly of the structural elements becomes more and more critical, on the one hand as a cost factor (riveting is a very process expensive), on the other hand as a generator of discontinuities in properties of assembled parts.
To minimize the assemblies, structural elements can be prepared by machining integral in thick plates; these structural elements can then integrate into one single piece (called monolithic) different functions such as function of skin sail and stiffener function. One can also, and in parallel, enlarge the dimension of monolithic structural elements. This raises new problems manufacturing of these parts by rolling, spinning, forging or maceration, because is more difficult to guarantee homogeneous properties in very large rooms cut.

It was also mentioned to prepare monolithic pieces presenting a variation properties, which makes it possible, in theory, to better adapt the properties of parts to the needs of the manufacturer. In this respect, patent EP 0 630 986 (Pechiney Rhenalu) describes a process for producing aluminum alloy sheets with structural hardening exhibiting continuous variation of properties of employment, in which final income is made in a specific structure furnace including a hot room and a cold room, connected by a heat pump. C e process allowed to obtain small pieces with a length of about one meter in alloy 7010 one end of which is in state T651 and the other in state T7451, by one Treatment of isochronous income. This process has never been developed at scale industrial because it is difficult to control in a manner compatible with quality requirements what does the field of aeronautical construction; these difficulties increase with the size of parts, knowing that it is especially for very large pieces that the designer would like to be able to integrate two or more features through a continuous variation in employment properties. Another problem with this process for the example described in the cited patent is that the optimal durations of the treatments T651 and T7451 are different. Yet another problem is that a product in 7010 to the T7451 state is typically obtained by a two-part income treatment bearings, then that the state T651 is obtained by a single-stage income treatment.
The problem addressed by the present invention is to develop a process for the manufacture of structural elements, in particular for aeronautical construction, having a variation of the employment properties, which allows the realization of pieces of very long, and which is sufficiently controllable, stable and reproducible in the strict conditions of quality assurance and process control which are commonly required by the aviation industry.
Object of the invention A first object of the present invention is a method of manufacturing piece in structurally hardened aluminum alloy, comprising

3 a) la mise en solution d'un demi-produit laminé, filé ou forgé, suivie d'une trempe, b) éventuellement la traction contrôlée avec un allongement permanent d'au moins 0,5%, c) le traitement de revenu, caractérisé en ce qu'au moins une étape dudit traitement de revenu est effectuée dans un four à profil thermique contrôlé dans la longueur, ledit four comportant au moins deux zones ou groupes de zones Z1, ZZ avec des températures initiales T1, Ta, dans lesquelles la variation de la température autour de la température de consigne de chacune des températures Tl et T2 ne dépasse pas ~ 5°C (préférentiellement ~ 3 a) dissolving a semi-finished product rolled, spun or forged, followed by quenching, b) optionally controlled traction with a permanent elongation of less 0.5%
(c) the income treatment, characterized in that at least one step of said income processing is performed in a thermally controlled oven in the length, said oven having at less two zones or groups of zones Z1, ZZ with initial temperatures T1, Ta, in which the variation of the temperature around the set temperature of each of the T1 and T2 temperatures do not exceed ~ 5 ° C (preferentially ~

4°C, et encore plus préférentiellement ~ 3°C) sur la longueur desdites zones ou groupes de zones, la différence entre les températures de consigne des températures initiales T1 et Ta étant supérieure ou égale à 5°C (préférentiellement comprise entre 10°C et 80°C, plus préférentiellement entre 10°C et 50°C, et encore plus préférentiellement entre 20°C et 40°C), et lesdites zones ou groupes de zones pouvant être séparées par une zone ou groupe de zones Z1,2 dit de transition à l'intérieur de laquelle ou duquel la température initiale varie de Tl à Tz, et caractérisé en ce que la longueur parallèle à l'axe du four de chacune desdites au moins deux zones ou groupes de zones Z1 et Za est d'au moins un mètre (et préférentiellement d'au moins deux mètres).
Un deuxième objet de la présente invention est un élément de structure monolithique en alliage d' aluminium à durcissement structural ayant une longueur L plus grande que la largeur B et l'épaisseur E, notamment pour construction aéronautique, ledit élément de structure monolithique étant caractérisé en ce qu'au moins deux segments P1 et Pa situées sur une longueur différente dudit élément de structure possèdent des propriétés mécaniques (mesurée à mi-épaisseur) sélectionnées dans le groupe formé de a) P1 ~ K(C(L-T) > 38 MPa~m et P~ : R,n(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa, et encore plus préférentiellement > 600 MPa).
b) PI : KIC(L-T) > 40 MPa~m et P~ : Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa).

c) PI ~ KIC(L-T) > 41 MPa~m et PZ : R,n(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa).
d) P1 ~ KIC(L-T) > 42 MPa~m et P2 : R",(L) > 590 MPa.
e) P1 ~ KIC(L-T) > 39 MPa~m et P2 : R",(L) > 580 MPa et P2 : Rm(TL) > 550 MPa.
f) P, ~ KIC(L-T) > 39 MPa~m et P2 : Rm(L) > 580 MPa et Pa : RPO,2(L) > 550 MPa, i) P1 ~ KIC(L-T) > 39 MPa~m et P1 : R",(L) > 530 MPa, et P2 : Rm(L) > 580 MPa.
j) PI ~ ~IC(L-T) > 40 MPa~m et PI : Rm(L) > 540 MPa, et P2 : Rm(L) > 590 MPa.
k) P 1 : Kapp (L-T)(CCT406) > 125 MPa~m et P2 : R",(L) > 590 MPa.
Encore un autre objet de la présente invention est un avion comprenant au moins une aile qui intègre au moins un élément de structure selon la présente invention, caractérisé
en ce que le segment P1 se situe proche du fuselage, et le segment Pa proche de l'extrémité géométrique de l'aile, à l'opposé du fuselage.
Description des figures La figure 1 montre de manière schématique l'évolution des propriétés mécaniques statiques (courbe 1), par exemple la résistance à la traction ou à la compression, et dynamiques (courbe 2), par exemple la tolérance aux dommages, dans la longueur d'un panneau de voilure selon l'invention.
La figure 2 montre la résistance mécanique dans un élément de structure d'une longueur de 34 mètres selon l'invention.
Description de l'invention a) Terminologie Sauf mention contraire, toutes les indications relatives à la composition chimique des alliages sont exprimées en pourcent massique. Par conséquent, dans une expression mathématique, « 0,4 Zn » signifie : 0,4 fois la teneur en zinc, exprimée en pourcent massique ; cela s'applique mutatis mutandis aux autres éléments chimiques. La désignation des alliages suit les règles de The Aluminum Association, connues de l'homme du métier. Les états métallurgiques sont définis dans la norme européenne EN
515. La composition chimique d'alliages d'aluminium normalisés est définie par exemple dans la norme EN 573-3. Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, c'est-à-dire la résistance à la rupture Rm, la limite élastique R~,a, 4 ° C, and even more preferentially ~ 3 ° C) along the length of said zones or groups of areas, the difference between the set temperatures of the initial temperatures T1 and Ta being greater than or equal to 5 ° C (preferably between 10 ° C and 80 ° C, more preferably between 10 ° C and 50 ° C, and even more preferably between 20 ° C and 40 ° C), and said zones or groups of zones that can be separated by an area or Z1,2 zone group of transition zones within which the temperature initial varies from Tl to Tz, and characterized in that the length parallel to the furnace axis of each said to minus two zones or groups of zones Z1 and Za is at least one meter (and preferably at least two meters).
A second object of the present invention is a structural element monolithic in structurally hardened aluminum alloy having a length L plus great that the width B and thickness E, in particular for aircraft construction, said monolithic structure element being characterized in that at least two segments P1 and Pa located on a different length of said element of structure have mechanical properties (measured at mid-thickness) selected in the group formed of a) P1 ~ K (C (LT)> 38 MPa ~ m and P ~: R, n (L)> 580 MPa (and preferentially> 590 MPa, and even more preferentially> 600 MPa).
b) PI: KIC (LT)> 40 MPa ~ m and P ~: Rm (L)> 580 MPa (and preferentially> 590 MPa).

c) PI ~ KIC (LT)> 41 MPa ~ m and PZ: R, n (L)> 580 MPa (and preferentially> 590 MPa).
d) P1 ~ KIC (LT)> 42 MPa ~ m and P2: R ", (L)> 590 MPa.
e) P1 ~ KIC (LT)> 39 MPa ~ m and P2: R ", (L)> 580 MPa and P2: Rm (TL)> 550 MPa.
f) P, KIC (LT)> 39 MPa-m and P2: Rm (L)> 580 MPa and Pa: RPO, 2 (L)> 550 MPa i) P1 ~ KIC (LT)> 39 MPa ~ m and P1: R ", (L)> 530 MPa, and P2: Rm (L)> 580 MPa.
j) PI ~ ~ IC (LT)> 40 MPa ~ m and PI: Rm (L)> 540 MPa, and P2: Rm (L)> 590 MPa.
k) P 1: Kapp (LT) (CCT406)> 125 MPa ~ m and P2: R ", (L)> 590 MPa.
Yet another object of the present invention is an aircraft comprising at least least one wing which integrates at least one structural element according to the present invention, characterized in that the segment P1 is located close to the fuselage, and the segment Pa close of the geometric end of the wing, opposite the fuselage.
Description of figures Figure 1 schematically shows the evolution of the properties mechanical (curve 1), for example the tensile strength or compression, and dynamics (curve 2), for example damage tolerance, in length a wing panel according to the invention.
Figure 2 shows the mechanical strength in a structural element of a length 34 meters according to the invention.
Description of the invention a) Terminology Unless otherwise stated, all indications relating to the composition chemical alloys are expressed in percent by mass. Therefore, in a expression mathematical, "0.4 Zn" means: 0.4 times the zinc content, expressed as percent mass; this applies mutatis mutandis to other chemical elements. The designation of alloys follows the rules of The Aluminum Association, known of the skilled person. Metallurgical states are defined in the standard European EN
515. The chemical composition of standardized aluminum alloys is defined by example in the standard EN 573-3. Unless otherwise specified, the characteristics static mechanical properties, that is the breaking strength Rm, the limit elastic R ~, a,

5 et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1, l'endroit et le sens du prélèvement des éprouvettes étant définis dans la norme EN 485-1. La ténacité KIC a été mesurée selon la norme ASTM E 399. La courbe R est déterminée selon la norme ASTM 561. A partir de la courbe R, on calcule le facteur d'intensité de contrainte critique KC , c'est à dire le facteur d'intensité qui provoque l'instabilité de la fissure. On calcule également le facteur d'intensité de contrainte Koo, en affectant à la charge critique la longueur initiale de la fissure, au début du chargement monotone. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de forme voulue. Kapp désigne le KCO correspondant à l'éprouvette ayant servi à
faire le test de courbe R. La résistance à la corrosion exfoliante a été déterminée selon l'essai EXCO décrit dans la norme ASTM G34.
Sauf mention contraire, les définitions de la norme européenne EN 12258-1 s'appliquent. Le terme « tôle » est utilisé ici pour des produits laminés de toute épaisseur.
Le terme « usinage » comprend tout procédé d'enlèvement de matière tel que le tournage, le fraisage, le perçage, l'alésage, le taraudage, l'électroérosion, la rectification, le polissage, l'usinage chimique.
Le terme « produit filé » comprend également les produits qui ont été étirés après filage, par exemple par étirage à froid à travers une filière. Il comprend également les produits tréfilés.
Le terme <e élément de structure » se réfère à un élément utilisé en construction mécanique pour lequel les caractëristiques mécaniques statiques et / ou dynamiques ont une importance particulière pour la performance et l'intégrité de la structure, et pour lequel un calcul de la structure est généralement prescrit ou effectué. Il s'agit typiquement d'une pièce mécanique dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité de ladite construction, de ses utilisateurs, de ses usagers ou d'autrui. 5 and elongation at break A, are determined by a tensile test according to standard EN 10002-1, the location and direction of sample collection being defined in the standard EN 485-1. The KIC toughness was measured according to the ASTM E 399 standard.
curve R is determined according to ASTM 561. From the curve R, we calculate the critical stress intensity factor KC, ie the factor Intensity that causes instability of the crack. The factor is also calculated Intensity of Koo constraint, by assigning to the critical load the initial length of the crack, at beginning of monotonous loading. These two values are calculated for a test tube desired form. Kapp means the KCO corresponding to the test tube used to take the test The resistance to exfoliating corrosion was determined according to tested EXCO described in ASTM G34.
Unless otherwise stated, the definitions of the European standard EN 12258-1 apply. The term "sheet metal" is used here for rolled products of all thickness.
The term "machining" includes any method of removing material such as turning, milling, drilling, boring, tapping, EDM, the grinding, polishing, chemical machining.
The term "spun product" also includes products that have been stretched after spinning, for example by cold drawing through a die. It also includes products wire.
The term "structural element" refers to an element used in construction for which the static mechanical characteristics and / or dynamics have particular importance for the performance and integrity of the structure, and for which a calculation of the structure is generally prescribed or carried out. he is typically a mechanical part whose failure is likely to bring into the security of the said construction, its users and its users or others.

6 Pour un avion, ces éléments de structure comprennent notamment les éléments qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage (fuselage skip 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 Cribs) 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.
Le terme « élément de structure monolithique » se réfère à un élément de structure qui a été obtenu à partir d'une seule pièce de demi-produit laminé, filé, forgé ou moulé, sans assemblage, tel que rivetage, soudage, collage, avec une autre pièce.
b) Description détaillée de l'invention Selon l'invention, le problème est résolu par un procédé dans lequel dans un four qui a de préférence une longueur intérieure supérieure à la longueur de la pièce à
traiter, la température est gardée sensiblement constante sur au moins deux zones de four d'une longueur d' au moins un mètre. Un tel profil de température peut être obtenu en subdivisant le four selon sa longueur en plusieurs zones thermiques.
L'invention est applicable à tous les produits métalliques longs, c'est-à-dire présentant une dimension (appelée longueur) significativement plus grande que les deux autres (largeur, épaisseur). La longueur est la plus grande dimension du produit.
Typiquement, dans le cadre de la présente invention, la longueur est au moins deux fois plus grande que les deux autres dimensions. Dans des modes de réalisation particulièrement avantageuses, elle est cinq ou même dix fois plus grande que les deux autres dimensions. Elle coïncide habituellement avec le sens long de fabrication (direction de laminage ou de filage) ; dans certains cas, elle peut être différente. Les produits selon l'invention peuvent être des produits laminés (tels que les tôles ou tôles fortes), des 6 For an airplane, these structural elements include the elements who make up the fuselage (such as the fuselage skin (fuselage skip into English), stiffeners or stringers (stringers), watertight bulkheads (bulkheads), frames fuselage (circumferential frames), wings (such as wing skin (wing skin), the stiffeners (stringers or stiffeners), the ribs Cribs) and longitudinal members (spars)) and the empennage composed in particular of horizontal and vertical stabilizers (horizontal vertical stabilizers), as well as floor beams, the rails of seats (seat tracks) and the doors.
The term "monolithic structural element" refers to an element of structure that has obtained from a single piece of semi-finished product, rolled, forged or molded, without assembly, such as riveting, welding, gluing, with another piece.
b) Detailed description of the invention According to the invention, the problem is solved by a method in which in a oven that has preferably an inner length greater than the length of the workpiece treat, the temperature is kept substantially constant over at least two oven areas a length of at least one meter. Such a temperature profile can be obtained in subdividing the oven along its length into several thermal zones.
The invention is applicable to all long metal products, that is to say with a dimension (called length) significantly larger than both other (width, thickness). The length is the largest dimension of the product.
Typically, in the context of the present invention, the length is at least twice bigger than the other two dimensions. In particular embodiments advantageous, it is five or even ten times larger than the other two dimensions. It usually coincides with the long meaning of manufacture (direction of rolling or spinning); in some cases, it may be different. The products according the invention may be rolled products (such as sheets or sheets strong),

7 produits filés (tels que les barres, tubes ou profilés), des produits forgés;
ces produits peuvent être bruts de fabrication ou usinés.
On entend ici par « segments à propriétés extrêmes » d'un produit les deux segments montrant la plus forte différence de propriétés. En fonction des modes de réalisation choisis, ces segments peuvent se situer proche des deux <e extrémités au sens géométrique » (ou « extrémités géométriques ») du produit, ou ailleurs : la présente invention permet aussi de fabriquer des pièces dans lesquelles au moins un des deux segments montrant la plus forte différence de propriétés se situe plus proche du milieu géométrique que de l'extrémité géométrique de la pièce.
On entend ici par « zone » d'un four la plus petite unité thermique sur la longueur du four caractérisée par une température sensiblement constante, c' est-à-dire par une variation de température parallèle à l'axe du four qui est faible comparée à
la différence de température qui caractérise le profil de température du four sur la totalité de sa longueur. Une telle zone de four est caractérisée par des moyens de chauffage et de contrôle qui permettent de maintenir la température à une valeur sensiblement constante à l'intérieure de ladite zone. A l'intérieur d'une telle zone, la variation de la température autour de la température de consigne ne doit pas dépasser ~ 5°C, et préférentiellement ne dépasse pas. ~ 4°C. Dans un mode de réalisation préféré, cet écart ne dépasse pas ~
3°C. Pour certains produits, l'écart ne doit pas dépasser ~ 2°C.
Dans les autres directions du four, la température doit être aussi constante que possible. En tout état de cause, la variation de la température autour de la température de consigne à
l'intérieur d'une zone doit être plus faible que la différence de température entre la zone de four la plus chaude et la zone de four la plus froide.
Plusieurs zones contiguës peuvent former un « groupe de zones », c'est-à-dire une unité
thermique à l'intérieur de la quelle la température est sensiblement constante, ou suit un profil thermique contrôlé. A titre d'exemple, dans un four comprenant 9 zones de four (numérotées de 1 à 9), on peut former deux groupes de zones thermiques comprenant chacune trois zones de four (ayant les numéros successifs 1, 2, 3, 7, 8 et 9), séparées par un groupe de zones central comportant un profil thermique contrôlé et obtenu par l'intermédiaire de trois zones de four (portant les numéros successifs 4, 5 et 6). Tel que le terme « groupe de zones » est utilisé dans le cadre du présent brevet, un groupe de zones peut ne comporter qu'une seule zone de four.
Selon les constations de la demanderesse, la différence de température minimale qui conduit à des différences de propriétés industriellement exploitables entre deux segments à propriétés extrêmes du produit selon l'invention est de cinq degrés. Une différence d'au moins dix degrés est préférée. La différence de température peut être beaucoup plus importante, jusqu'à 80°C, voire jusqu'à 100°C, ou même davantage, mais cela peut poser des problèmes de contrôle de la température et de son profil parallèle à l'axe du four, et ceci notamment dans le cas des pièces relativement petites.
Si l'on veut obtenir des états revenus, la différence de température ne dépassera typiquement pas cinquante degrés. Une différence de température supérieure à
cinquante degrés peut être utilisée avantageusement pour fabriquer une pièce dont un des segments à propriétés extrêmes se trouve dans un état voisin d'un ëtat T3 ou T4.
Pour les alliages de type Al-Zn-Cu-Mg (série 7xxx), une différence de température relativement faible (par exemple entre dix et environ trente degrés) permet d'obtenir des effets exploitables pour des pièces utilisables en construction aéronautique, alors que pour les alliages de type Al-Cu (série 2xxx), on utilise avantageusement une différence de température plus grande, par exemple comprise entre cinquante et cent degrés, ou même plus.
La demanderesse a constaté que ce n'est pas uniquement la différence de températures entre deux segments ~à propriétés extrêmes qui compte, mais aussi la maîtrise de la température entre les segments à propriétés extrêmes. C'est pourquoi on utilise dans la présente invention un four comportant une pluralité de zones de four contiguës. On entend par pluralité au moins deux, et préférentiellement au moins trois zones de four.
Une cloison entre deux zones contiguës, telle que proposée dans le brevet EP 0 630 986, n'est ni nécessaire ni utile. Elle ne permet pas d'exercer une maîtrise suffisante sur la température entre deux zones. De même, l'usage d'une pompe à chaleur qui relie la chambre froide à la chambre chaude, comme proposé dans EP 0 630 986, rend le profil thermique à l'intérieur du four trop instable. Dans le cadre de la présente invention, une bonne maîtrise du profil thermique à l'intérieur du four est indispensable pour pouvoir fabriquer des éléments de structure d'une manière compatible avec les exigences d'assurance qualité des produits aéronautiques.
Dans ce but, il est nécessaire de pouvoir contrôler, et préfërable de pouvoir régler, la température dans chaque zone de four. Dans une réalisation avantageuse de la présente invention, le four comporte au moins trois zones de four d'une longueur unitaire d'au moins un mètre. A titre d'exemple, pour fabriquer des éléments de structure d'une longueur d'environ trente-quatre mètres, les inventeurs utilisent un four d'une longueur totale de trente-six mètres avec trente zones de four de longueur sensiblement identique, réglables indépendamment les unes des autres. Avantageusement, ces trente zones de four sont groupées de manière à former un nombre réduit de groupes de zones thermiques, par exemple trois à cinq.
Le procédé selon l'invention comprend l'élaboration d'une pièce corroyée en alliage d'aluminium à durcissement structural, une mise en solution, trempe, éventuellement traction avec un allongement permanent d'au moins 0,5°10, un traitement de revenu dans un four à profil thermique contrôlé. Ledit traitement de revenu dans un four à
profil thermique peut comporter, pour au moins un des groupes de zones thermiques qui composent le profil thermique contrôlé, un ou plusieurs, typiquement deux ou trois, paliers de température, ou une rampe plus ou moins continue de température sans palier net. Optionnellement, le traitement de revenu dans le four à profil thermique contrôlé
est précédé ou suivi d'une autre étape de traitement de revenu dans un four homogène (qui peut être le même four, réglé de manière à obtenir une température homogène dans toutes ses zones, ou un autre four). Un tel revenu final en four homogène est particulièrement utile lorsque l'on vise à obtenir un état apte à une opération de formage au revenu ; le revenu final homogène permet dans ce cas le formage au revenu.
Par ailleurs, une pièce peut subir un revenu dans le four à gradient thermique contrôlé, puis au moins une opération de mise en forme ou d'usinage, et ensuite une étape de traitement de revenu dans un four homogène.
L'invention permet de réaliser un élément de structure monolithique en alliage 5 d'aluminium à durcissement structural ayant une longueur L plus grande que la largeur B et l'épaisseur E, notamment pour construction aéronautique, ledit élément de structure monolithique étant caractérisé en ce qu'au moins deux segments P1 et PZ
situées sur une longueur différente dudit élément de structure possèdent des propriétés physiques (mesurées à mi-épaisseur) sélectionnées dans le groupe formé de 10 a) Pt ~ KIC(L-T) > 38 MPa~m et PZ : Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa, et encore plus préférentiellement > 600 MPa).
b) Pt ~ KIC(L-T) > 40 MPa~m et P~ : Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa).
c) Pt ~ KIC(L-T) > 41 MPa~m et P2 : Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa).
d) Pt : KtC(L-T) > 42 MPa~m et PZ : Rm(L) > 590 MPa.
e) Pt ~ KIC(L-T) > 39 MPa~m et P~ : Rm(L) > 580 MPa et P2 : Rm(TL) > 550 MPa.
~ Pt ~ KIC(L-T) > 39 MPa~m et Pa : Rm(L) > 580 MPa et PZ : Rpo,2(L) > 550 MPa, i) Pt ~ I~IC(L-T) > 39 MPal~m et Pt : Rm(L) > 530 MPa, et PZ : Rm(L) > 580 MPa.
j) Pt : KIC(L-T) > 40 MPa~m et Pt : Rm(L) > 540 MPa, et Pa : Rm(L) > 590 MPa.
k) P1 : I~app(L-T)(CCT406) > 125 MPa~m et P2 : Rm(L) > 590 MPa.
Il est préfëré que le procédë soit conduit de manière à ce que l' allongement à rupture A(L~ soit supérieur à 9%, et préférentiellement > 10%, dans les segments P t et P2. Cela est avantageux notamment lorsque les pièces doivent subir des opérations de mise en forme après revenu. De même, il est préférable que A(L) soit supérieur à 9% en dehors de ces segments Pt et P2. On peut obtenir des demi-produits caractérisés en ce qu'ils possèdent deux segments Pt et Pa dans lesquels (mesuré à mi-épaisseur) a) Rp0.2~ mesuré dans le sens L ou dans le sens LT, présente un écart Rpo.2(pa> -3O Rp0.2(Pl) d'au moins 50 MPa et préférentiellement au moins > 75 MPa, et /
ou b) RPO,Z, mesuré dans le sens TC, présente un écart Rpo,2(P2~ - RP0.2(P1) d'au moins 30 MPa et préférentiellement d'au moins 50 MPa, et / ou c) K,~, mesuré dans le sens L-T, présente un écart K,~~Py - KIC(P2) d'au moins MPa~m et préférentiellement d'au moins 7 MPa~m, et / ou d) Kapp, mesuré dans le sens L-T, présente un écart Kapp~pl~- Kapp~p2~ d'au moins 10 MPa~m et préférentiellement d'au moins 15 MPa~m.
Le procédé selon l'invention peut être utilisé pour élaborer des demi-produits en tout alliage à durcissement structural, tel que les alliages d'aluminium des séries 2xxx, 4xxx, 6xxx et 7xxx, ainsi que les alliages à durcissement structural de la série 8xxx contenant du lithium.
Le procédé selon l'invention peut, dans le cas des alliages de type Al-Zn-Cu-Mg (série 7xxx), être utilisé pour avoir un des segments à propriétés extrêmes dans un état proche de T6, et un autre segment à propriétés extrêmes proche de l'état T74 ou T73.
Dans les alliages de la série 2xxx, de la série 6xxx ainsi que dans les alliages de la série 8xxx qui contiennent du lithium, le procédé selon l'invention peut être utilisé pour obtenir sur un des segments à propriétés extrêmes un état proche de T3 ou T4, et sur l'autre segment à propriétés extrêmes un état proche de T6 ou T8.
Dans une réalisation avantageuse de l'invention, l'alliage comprend entre 6 et 15 % de zinc, entre 1 et 3% de cuivre et entre 1,5 et 3,5 % de magnésium. Dans d'autres réalisations avantageuses, la teneur en zinc est d' au moins 7%, et se situe préférentiellement entre 8 et 13%, et encore plus préférentiellement entre 8,5 et 11%. La teneur en cuivre se situe avantageusement entre 1,3 et 2,1%, et la teneur en magnésium entre 1,8 et 2,7%. Ces alliages, dont le 7449, le 7349 et le 7056, permettent d'obtenir à
la fois une très haute résistance mécanique (par exemple à l'état T651 ou T7951) et une très forte ténacité (par exemple à l'état T76, T7651 ou T74, ou à l'état T7451, T73 ou T7351), tout en conservant dans les deux états correspondants aux deux segments à
propriétés extrêmes du produit, ainsi que dans les zones intermédiaires, un compromis entre résistance mécanique et ténacité acceptables et une résistance à la corrosion exfoliante (essai EXCO) maintenue à un bon niveau (EA).
Dans une réalisation avantageuse de la présente invention, on effectue sur une tôle, un profilé ou une pièce forgée mise en solution, trempée et tractionnée, un revenu en deux étapes Une première étape homogène à une température comprise entre 115°C et 125°C pour une durée comprise entre 2 et 12 heures, une deuxiéme étape pendant laquelle un segment ou une extrémité géométrique est traité à une température comprise entre 115°C et 125°C, alors qu'un autre segment ou l'autre extrémité est traité à une température comprise entre 150°C et 160°C, les deux pour une durée comprise entre 8 et 24 heures.
Ce revenu convient notamment aux produits en alliage 7xxx, et notamment en alliage 7349, 7449 ou 7056.
Dans une autre réalisation avantageuse de la présente invention, on effectue sur un produit en alliage 2xxx (tel que le 2024 ou le 2023) sur un segment ou une extrémité
géométrique (P1) un revenu à environ 120°C, et sur un autre segment ou l'autre extrémité géométrique (P2) un revenu au pic de résistance mécanique (état T851 ) à
environ 190°C. Dans une variante de ce mode de réalisation, le segment ou l'extrémité
géométrique qui n'est pas porté au pic de résistance mécanique (i.e. P1) subit un revenu à environ 100°C (ou 80°C) ; c'est un état sous-revenu.
Dans une autre réalisation avantageuse, on effectue sur un produit en alliage 7xxx (tel que le 7349, le 7449 ou le 7056) sur un segment ou une extrémitë géométrique un revenu au pic de résistance mécanique (état T651) à environ 120°C, et sur un autre segment ou l'autre extrémité géométrique un sur-revenu (état T7651, T7451 ou T7351) en deux paliers à 120°C et 150°C - 165°C.
Dans encore une autre réalisation avantageuse, on effectue sur un produit en alliage 6xxx (tel que le 6056 ou le 6156) sur un segment ou une extrémité géométrique un revenu au pic de résistance mécanique (état T651) à environ 190°C, et sur un autre segment ou l'autre extrémité géométrique un sur-revenu (état T7851) en deux paliers.
Les pièces métalliques obtenues par le procédé selon l'invention peuvent être utilisées comme élément de structure dans la construction aéronautique. Ces éléments de structure peuvent être bi-fonctionnels ou multi-fonctionnels, c'est-à-dire réunir en une seule pièce monolithique des fonctionnalités différentes que les procédés selon l'art antérieur ne pouvaient réunir que par l'assemblage de pièces différentes. Ces éléments de structure peuvent aussi permettre une construction et une fabrication plus simple et allégée d'avions, notamment d'avions de très grande capacitë de fret ou de passagers.
Un avantage spécifique du procédé selon l'invention est que dans chaque segment à
propriétés extrêmes, on obtient les propriétés optimales visées dans une longueur bien contrôlée du produit. Le concepteur de l'avion sait donc exactement sur quelle longueur le produit aura les propriétés optimales préconisées et garanties. Dans un mode de réalisation particulièrement préféré, le procédé selon l'invention est utilisé
pour fabriquer des éléments de structure qui n'ont pas une variation continue de propriétés sur toute leur longueur, mais qui ont au moins deux zones dans lesquelles les propriétés mécaniques (ou certaines d'entre elles) sont constantes sur une certaine longueur du produit. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, cette zone a une longueur d'au moins un mètre, et préférentiellement d'au moins deux mètres. Un tel produit, ainsi que son utilisation comme élément de structure dans une aile d'avion, est montré
schématiquement sur la figure 1.
Un autre avantage spécifique du procédé selon l'invention est le contrôle précis des propriétés dans le segment de transition Pt,~ entre deux groupes de segments P, et P2 (il peut y en avoir deux ou plus, en fonction du nombre de groupes de zones thermiques), P 1 et Pa pouvant être des segments à propriétés extrêmes. En effet, le concepteur de l'avion n'a pas besoin, dans le segment de transition, de propriétés maximales pour l'une ou l'autre des propriétés (ou groupes de propriétés) à optimiser, par exemple la résistance à la rupture au sens long R",~~~ et la ténacité I~,C(L-T). Mais il exige néanmoins un certain compromis entre ces propriétés ou groupes de propriétés, car dans ce segment de transition, l'élément de structure joue bien un rôle structural et doit répondre à des spécifications précises.
Les éléments de structure selon l'invention sont notamment - des panneaux de voilure (en anglais : upper (top) or lower (bottom) wing (skin) panels) ;
- des raidisseurs de voilure (en anglais : upper or lower wing stringers) - des longerons de voilure (en anglais : wing spars) ;
- des lissesde fuselage (en anglais : fuselage stiffeners) ;
- des panneaux de jonction (en anglais : butt straps), notamment pour des panneaux de voilure (upper and lower wing butt straps) ;
- des panneaux de fuselage (en anglais : fuselage panels).
Le procédé selon l'invention permet de traiter thermiquement des pièces ou éléments de structure longs. Le plus souvent, leur section perpendiculaire à la longueur est sensiblement constante sur leur longueur, mais cela peut en être autrement. De même, les pièces peuvent être droites ou non ; on peut par exemple traiter des éléments de structure forgés légèrement galbés. Le procédé pourrait être utilisé également pour traiter des pièces moulées, mais des pièces moulées longues sont très rares et difficiles à
fabriquer. Dans une réalisation préférée, la longueur de la pièce est d'au moins 5 mètres ou mieux d'au moins 7 mètres, mais on préfère une longueur d'au moins 15 mètres, voire d' au moins 25 mètres, pour profiter pleinement des possibilités de créer plusieurs segments fonctionnalisés répartis sur la longueur de la pièce. On a ainsi réalisé des éléments de structure avec au moins deux segments P 1 et Pa dans lesquels la longueur FP1 et FP2 (exprimée en pourcents de la longueur totale de la pièce L) desdites au moins deux segments P1 et P2 est telle que FP1 > 25% et FP2 > 25% et préférentiellement FPl >
30% et FPZ > 30%. Dans d'autres réalisations, FPl > 35% et FP2 > 30%, ou FP1 >
40% et FP~ > 30%.

Des éléments de structure selon l'invention peuvent être utilisés avantageusement en construction aéronautique. A titre d'exemple, on peut construire un avion de grande capacité comprenant au moins une aile comprenant au moins un élément de structure selon l'invention, caractérisé en ce que le segment P1 se situe proche du fuselage, et le 5 segment P2 proche de l' extrémité géométrique de l' aile (voir figure 1 ).
Dans une réalisation avantageuse, lesdits panneaux de voilure ont une longueur d'au moins 15 mètres, et préférentiellement d'au moins 25 mètres. Comme décrit dans l'exemple ci-dessous, les inventeurs ont réalisé des panneaux de voilure de plus que 30 mètres de long.
Lesdites pièces et éléments de structure peuvent être monolithiques. Le procédé selon l'invention permet également de traiter thermiquement des pièces ou éléments de structure qui ne sont pas monolithiques mais assemblées à partir d' au moins deux pièces ou demi-produits laminés, filés ou forgés (préférentiellement en alliage d'aluminium à
durcissement structural), par exemple par soudage, rivetage ou collage. Il est également envisageable que dans un tel assemblage, une ou plusieurs des pièces soient fabriquées à
partir d'un matériau de base qui n'est pas un alliage d' aluminium.
Dans ce mode de réalisation, on peut par exemple fabriquer d' abord un assemblage entre au moins une tôle en alliage d'aluminium à durcissement structural et au moins un profilé en alliage d'aluminium à durcissement structural par rivetage, soudage ou collage, ledit assemblage étant ensuite traité par le procédé selon l'invention. Dans une réalisation avantageuse de cette variante du procédé selon l'invention, les tôles et profilés sont à l'état T351, et l'assemblage est réalisé par soudage laser (Laser Beam Welding, LBW), soudage par friction (Friction Stir Welding, FSW) ou soudage par faisceau d'électrons (Electron Beam Welding, EBW). La demanderesse a constaté
qu'il peut s'avérer préférable de traiter un tel assemblage soudé après soudage par le procédé
selon l'invention, au lieu de traiter les demi-produits (tôles et profilés) destinés à
constituer ledit assemblage avant soudage, car on obtient une amélioration de la résistance mécanique et de la résistance à la corrosion du joint soudé. Cet effet est significatif lorsque le joint soudé s'étale sur une grande longueur de l'élément structural (par exemple sensiblement parallèle au sens long du produit).
L'invention sera mieux comprise à l'aide de l'exemple suivant, qui n'a toutefois pas de caractère limitatif.
Exemple On a fabriqué une tôle d'une longueur de 36 mètres, d'une largeur de 2,5 mètres et d'une épaisseur de 30 mm par laminage à chaud d'une plaque de laminage.
La composition de l'alliage était Zn 9,1%, Mg 1,89%, Cu 1,57%, Fe 0,06%, Si 0,03%, Ti 0,03%, Zr 0,11%, autres elements < 0,01 chacun.
La plaque de laminage a ëté homogénéisée pendant 14 heures à 475°C. La température d'entrée au laminoir à chaud était de 428°C, la température de sortie de la tôle laminée à
chaud était de 401°C. La tôle a été mise en solution, trempée et tractionnée dans les conditions suivantes : maintien pendant 6 heures à 471°C, trempe dans de l'eau à une température comprise entre environ 15 et 16 °C, puis traction contrôlée avec un allongement permanent d'environ 2,5% La tôle a été éboutée pour donner une tôle d'une longueur de 34 mètres. Elle a été positionnée en longueur dans un four constitué
de 30 zones d'une longueur unitaire de 1200 mm. Pour toutes les températures de revenu, la variation autour de la valeur de consigne ne dépassait pas ~
3°C .
Le traitement de revenu consistait en une première étape de traitement homogène à
120°C pendant 6 heures (« premier palier »), immédiatement suivie d'une deuxième étape au cours de laquelle une extrémité géométrique de 18 mètres (appelée Z,, correspondant à 15 zones de four) a été traitée pendant 15 heures à
155°C (« deuxième palier », précédé d'un période d'ajustement d'environ 1 heure), alors que l'autre extrémité géométrique de 10,8 mètres (appelée ZZ, correspondant à 9 zones de four) a été maintenue pendant 16 heures à 120°C. La zone de transition entre ces deux extrémités correspondait à 7,2 mètres (appelée Z1,2, correspondant à 6 zones de four).

Après cette deuxième étape, la conductivité électrique de la tôle a été
mesurée à
différents endroits Segment P1 : comprise entre 18,2 et 19,5 MS/m.
Segment P2 : comprise entre 22,5 et 23,5 MS/m Segment P1,~, . comprise entre 18,2 et 23,6 MS/m Ensuite, la tôle a été soumise à une troisième étape de revenu, à savoir un revenu homogène consistant en une montée en température à 148°C pendant 1h30, suivie d'un maintient à 150°C pendant 15h heures. Cette troisième étape était destinée à simuler une opération de formage au revenu ou un revenu après mise en forme de l' élément de structure.
La tôle a été découpée et caractérisée. Le tableau 1 résume les caractéristiques mécaniques statiques obtenues par un essai de traction. Ce sont des moyennes obtenues à partir de mesures effectuées à mi-épaisseur et à différents endroits répartis sur la largeur de la tôle. On n'a pas constaté de variation significative de propriétés dans la largeur de la tôle. A noter que pour Rpo.~ dans les sens L et TL, on a mesuré
également les valeurs par un essai en compression ; elles sont indiquées dans le tableau 1 entre parenthèses.

Tableau 1 Position [mm]Sens Sens Sens L TL TC
(long) dans la longueur (travers-long) (travers-court) d'un panneau Rm Rpo,~ A Rm RPO,2 A R", Rpp,2 A

de 34 m [MPa] [MPa] [%] [MPa] [MPa] [%] [MPa] [MPa] [%]

0 (P1) 561 517 550 506 12,5 550 495 8,5 509 , 519 13600 (P1) 565 522 13 553 511 12,5 548 502 8,5 ' 16000 (P1) 556 509 13 547 501 12,5 540 500 8,5 500 ' 514 18400 (P1,2) 566 523 559 519 12,5 546 498 7,5 13'5 20800 (P1,~) 612 587 12 598 575 11,5 590 545 7,0 ' 25600 (P2) 621 598 12 607 585 11,5 595 554 6,5 590) ' (605 34000 (P~) 624 602 12,1 608 586 11,5 599 558 6,1 Les résultats de ténacité KID et de Kapp (ce dernier obtenu avec une éprouvette de type CT127 et avec une éprouvette de type CCT406) sont indiqués au tableau 2.
Tableau 2 Position [mm] dansKiC (L-T) KID (T-L) Kapp(L-T)KapP(L-T) la [MPa.~m] [MPa~m] (CT127) (CCT406) longueur d'un panneau [MPa~m] [MPa~m]
de 34 m 0 (Pi) 43,8 36,1 106 132 13600 (P1) 45,8 38,1 108 -16000 (P1) 46,7 37,3 99 -18400 (P1,2) 43 ,0 34,2 102 -20800 (P~,~) 39,4 32,9 88 -25600 (P2) 36,1 34,9 89 34000 (P~) 34,9 29,1 94 110 Une telle tôle d'une longueur de 34 mètres peut être utilisée comme panneau de voilure pour des avions cargo ou passagers de très grande capacité. Pour cette utilisation, l'extrémité géométrique X de la tôle (correspond à ténacité KID élevée, la résistance mécanique statique étant plus faible) est positionnée côté fuselage, et l'extrémité
géométrique Z de la tôle (correspond à une résistance mécanique statique élevée, la ténacité KID étant plus faible) correspond à l'extrémité géométrique de l'aile.
Les températures de consigne, de la tôle et de l'air dans les zones du four pour la deuxième étape de revenu sont montrées sur le tableau 3. On a représenté le profil de température pendant l'étape de revenu à 120°C et 155°C à l'état thermique stationnaire.
La température de la tôle a été mesurée à l'aide d'une quarantaine de thermocouples ;
les valeurs données dans le tableau 3 ont été mesurées à mi-largeur.
Tableau 3 Zone de Temprature Temprature Temprature four de de de consi e C la tle C l'air C

3 120 120,5 6 120 120,8 120,8 9 120 124,4 124,3 10 123 125,9 126,7 11 129 129,9 129,7 14 147 147,7 148,3 16 155 157,2 156,6 17 155 156,5 156,6 18 155 155,3 154,9 22 155 155,1 154,8 - _ 30 ~ 155 I 7 spun products (such as bars, tubes or profiles), forged products;
these products can be raw or machined.
Here we mean by "extreme property segments" of a product both segments showing the strongest difference in properties. Depending on the modes of production chosen, these segments may be close to both <e ends in the sense "geometrical ends" of the product, or elsewhere: the present The invention also makes it possible to manufacture parts in which at least one of the two segments showing the greatest difference in properties is closer middle geometric than the geometric end of the piece.
Here the term "zone" of an oven means the smallest thermal unit on the length of oven characterized by a substantially constant temperature, that is to say by one temperature variation parallel to the furnace axis which is small compared to the difference temperature that characterizes the temperature profile of the oven on the all of his length. Such an oven zone is characterized by heating means and of control that help maintain the temperature at a value substantially constant within said area. Within such a zone, the variation of temperature around the set temperature should not exceed ~ 5 ° C, and preferably do not exceed. ~ 4 ° C. In a preferred embodiment, this gap do not exceed ~
3 ° C. For some products, the difference should not exceed ~ 2 ° C.
In the others oven directions, the temperature should be as constant as possible. In any state of cause, the variation of the temperature around the set temperature to interior of an area must be smaller than the temperature difference between the oven area la warmer and the colder oven area.
Several contiguous zones can form a "group of zones", that is to say a unit thermal inside which the temperature is substantially constant, or follows a controlled thermal profile. For example, in an oven with 9 zones oven (numbered from 1 to 9), two groups of thermal zones can be formed comprising each three oven zones (having the successive numbers 1, 2, 3, 7, 8 and 9), separated by a central zone group with a controlled thermal profile and obtained by three furnace zones (bearing the successive numbers 4, 5 and 6). Such as the term "group of zones" is used in the context of this patent, a group of zones may have only one oven zone.
According to the plaintiff's observations, the temperature difference minimum leads to differences in industrially exploitable properties between two segments with extreme properties of the product according to the invention is five degrees. A
difference of at least ten degrees is preferred. The difference in temperature may be much larger, up to 80 ° C or up to 100 ° C, or even more, but this can cause problems in controlling the temperature and its profile parallel to the axis of the oven, and this especially in the case of the parts relatively small.
If one wants to obtain returned states, the difference of temperature does not exceed typically not fifty degrees. A temperature difference greater than fifty degrees can be used advantageously to make a piece including an segments with extreme properties are in a state close to a T3 state or T4.
For alloys of the Al-Zn-Cu-Mg type (series 7xxx), a difference of temperature relatively low (eg between ten and about thirty degrees) allows to obtain exploitable effects for parts usable in aeronautical construction, while for alloys of the Al-Cu type (series 2xxx), use is advantageously made of difference of greater temperature, for example between fifty and a hundred degrees, or even more.
The Applicant has found that it is not only the difference of temperatures between two segments ~ with extreme properties that counts, but also the mastery of the temperature between segments with extreme properties. That's why we uses in the the present invention an oven having a plurality of oven zones contiguous. We means by plurality at least two, and preferably at least three zones oven.
A partition between two contiguous zones, as proposed in EP 0 630,986, is neither necessary nor useful. It does not allow to exercise a mastery sufficient on the temperature between two areas. Similarly, the use of a heat pump that connects the cold chamber to the hot chamber, as proposed in EP 0 630 986, makes the profile thermal inside the oven too unstable. In the context of this invention, a good control of the thermal profile inside the oven is essential to can fabricate structural elements in a manner compatible with the requirements quality assurance of aeronautical products.
For this purpose, it is necessary to be able to control, and preferable to settle, the temperature in each oven zone. In an advantageous embodiment of the present invention, the oven has at least three furnace zones of a length unitary minus one meter. For example, to manufacture structural elements a length of about thirty-four meters, the inventors use an oven of a length total of thirty-six meters with thirty kiln areas of substantially length identical, adjustable independently of each other. Advantageously, these thirty zones of are grouped together to form a reduced number of groups of zones thermal, for example three to five.
The method according to the invention comprises the preparation of a corrected part in alloy Structurally hardened aluminum, dissolving, quenching, eventually traction with a permanent elongation of at least 0.5 ° 10, a treatment of income in an oven with controlled thermal profile. The said income treatment in a kiln profile may include, for at least one of the thermal zone groups which the controlled thermal profile, one or more, typically two or more three, temperature stages, or a more or less continuous temperature ramp without landing net. Optionally, the treatment of income in the oven with thermal profile control is preceded or followed by another step of income treatment in an oven homogeneous (which can be the same oven, set to obtain a temperature homogeneous in all its areas, or another oven). Such a final income in a homogeneous oven is particularly useful when aiming at obtaining a state suitable for forming operation income; in this case, the homogeneous final income allows the formation of income.
By Elsewhere, a room may incur an income in the thermal gradient oven controlled and then at least one shaping or machining operation, and then a step of income treatment in a homogeneous oven.
The invention makes it possible to produce a monolithic alloy structure element 5 of structurally hardened aluminum having a length L greater than the width B and the thickness E, in particular for aircraft construction, said element of structure monolithic being characterized in that at least two segments P1 and PZ
located on a different length of said structural element have properties physical (measured at mid-thickness) selected from the group consisting of A) Pt ~ KIC (LT)> 38 MPa ~ m and PZ: Rm (L)> 580 MPa (and preferentially> 590 MPa, and even more preferentially> 600 MPa).
b) Pt ~ KIC (LT)> 40 MPa ~ m and P ~: Rm (L)> 580 MPa (and preferentially> 590 MPa).
c) Pt ~ KIC (LT)> 41 MPa ~ m and P2: Rm (L)> 580 MPa (and preferentially> 590 MPa).
d) Pt: KtC (LT)> 42 MPa · m and PZ: Rm (L)> 590 MPa.
e) Pt ~ KIC (LT)> 39 MPa ~ m and P ~: Rm (L)> 580 MPa and P2: Rm (TL)> 550 MPa.
~ Pt ~ KIC (LT)> 39 MPa ~ m and Pa: Rm (L)> 580 MPa and PZ: Rpo, 2 (L)> 550 MPa, i) Pt ~ I ~ IC (LT)> 39 MPal ~ m and Pt: Rm (L)> 530 MPa, and PZ: Rm (L)> 580 MPa.
j) Pt: KIC (LT)> 40 MPa ~ m and Pt: Rm (L)> 540 MPa, and Pa: Rm (L)> 590 MPa.
k) P1: I ~ app (LT) (CCT406)> 125 MPa ~ m and P2: Rm (L)> 590 MPa.
It is preferred that the procedure be conducted in such a way that the elongation breaking A (L ~ is greater than 9%, and preferentially> 10%, in the segments P t and P2. it is advantageous especially when the parts have to undergo operations of implementation form after income. Likewise, it is preferable that A (L) is greater than 9%
outside of these segments Pt and P2. It is possible to obtain half-products characterized in this they have two segments Pt and Pa in which (measured at mid-thickness) a) Rp0.2 ~ measured in L direction or in LT direction, has a deviation Rpo.2 (pa> -30 Rp0.2 (Pl) of at least 50 MPa and preferably at least> 75 MPa, and or b) RPO, Z, measured in the TC direction, has a deviation Rpo, 2 (P2 ~ - RP0.2 (P1) from less 30 MPa and preferably at least 50 MPa, and / or c) K, ~, measured in the LT direction, has a difference K, ~~ Py - KIC (P2) of at least MPa ~ m and preferably at least 7 MPa ~ m, and / or d) Kapp, measured in the LT direction, has a difference Kapp ~ pl ~ - Kapp ~ p2 ~ of minus 10 MPa ~ m and preferably at least 15 MPa ~ m.
The process according to the invention can be used to produce semi-finished products in all structurally hardened alloy, such as series aluminum alloys 2xxx, 4xxx, 6xxx and 7xxx, as well as structural hardening alloys from the series 8xxx containing lithium.
The process according to the invention can, in the case of alloys of the Al-Zn-C
Mg (series 7xxx), to be used to have one of the segments with extreme properties in a close state of T6, and another segment with extreme properties close to the state T74 or T73.
In alloys of the 2xxx series, the 6xxx series as well as in alloys of the series 8xxx which contain lithium, the process according to the invention can be used for to obtain on one of the segments with extreme properties a state close to T3 or T4, and on the other segment with extreme properties a state close to T6 or T8.
In an advantageous embodiment of the invention, the alloy comprises between 6 and 15% of zinc, between 1 and 3% copper and between 1.5 and 3.5% magnesium. In other advantageous embodiments, the zinc content is at least 7%, and is preferably between 8 and 13%, and even more preferentially between 8.5 and 11%. The copper content is advantageously between 1.3 and 2.1%, and the content of magnesium between 1.8 and 2.7%. These alloys, including 7449, 7349 and 7056, allow to get to both a very high mechanical strength (for example in state T651 or T7951) and a very high toughness (for example in T76, T7651 or T74 state, or in the state T7451, T73 or T7351), while keeping in the two states corresponding to both segments to extreme properties of the product, as well as in the intermediate areas, a compromise between acceptable strength and toughness and resistance to corrosion Exfoliating (EXCO test) maintained at a good level (EA).
In an advantageous embodiment of the present invention, it is carried out on a sheet metal, a profile or a forged piece put in solution, hardened and tractionned, a income in two steps A first homogeneous step at a temperature of between 115 ° C. and 125 ° C for a duration of between 2 and 12 hours, a second step during which a segment or a geometric end is treated at a temperature between 115 ° C and 125 ° C, then that another segment or the other end is treated at a temperature of between 150 ° C and 160 ° C, both for a period of between 8 and 24 hours.
This income is particularly suitable for 7xxx alloy products, particularly in alloy 7349, 7449 or 7056.
In another advantageous embodiment of the present invention, on a 2xxx alloy product (such as 2024 or 2023) on a segment or end geometric (P1) an income at about 120 ° C, and on another segment or the other geometric end (P2) an income at peak strength (state T851 ) at about 190 ° C. In a variant of this embodiment, the segment or the end geometrical which is not worn at the peak of mechanical resistance (ie P1) undergoes income at about 100 ° C (or 80 ° C); it is an under-income state.
In another advantageous embodiment, it is carried out on an alloy product 7xxx (such than 7349, 7449 or 7056) on a geometric segment or extremity a returned to peak strength (state T651) at about 120 ° C, and on another segment or the other geometric end an over-income (T7651, T7451 or T7351) in two stages at 120 ° C and 150 ° C - 165 ° C.
In yet another advantageous embodiment, it is carried out on a product in alloy 6xxx (such as 6056 or 6156) on a geometric segment or end a at the peak of mechanical strength (state T651) at about 190 ° C, and on another segment or the other geometric end an over-income (T7851 state) in two bearings.
The metal parts obtained by the process according to the invention can be used as structural element in the aeronautical construction. These elements of structure can be bi-functional or multi-functional, i.e.
bring together in one monolithic single piece of the different features that processes according to art could only be brought together by assembling different pieces. These items structure can also allow for more construction and fabrication simple and lighter aircraft, in particular aircraft of very high freight or passengers.
A specific advantage of the process according to the invention is that in each segment to properties, we obtain the optimal properties referred to in a length well controlled product. The designer of the plane knows exactly on which length the product will have the optimal properties recommended and guaranteed. In one mode of Particularly preferred embodiment, the method according to the invention is used for fabricate structural elements that do not have a continuous variation of properties throughout their length, but which have at least two zones in which the properties mechanical properties (or some of them) are constant over a certain length of product. In an advantageous embodiment of the invention, this zone has a length from to minus one meter, and preferably at least two meters. Such a product, as well as its use as a structural element in an airplane wing, is shown schematically in Figure 1.
Another specific advantage of the process according to the invention is the control precise properties in the transition segment Pt, ~ between two groups of segments P, and P2 (he can be two or more, depending on the number of zone groups thermal) P 1 and Pa can be segments with extreme properties. Indeed, the designer of the aircraft does not need, in the transition segment, maximum properties for which properties (or groups of properties) to optimize, by example the breaking strength in the long direction R ", ~~~ and the toughness I ~, C (LT).
nevertheless requires some compromise between these properties or groups of properties because in this segment of transition, the structural element plays a structural role and must answer to precise specifications.
The structural elements according to the invention are notably - wing panels (in English: upper (top) or lower (bottom) wing (Skin) panels);
- wing stiffeners (in English: upper or lower wing stringers) - wing spars (in English: wing spars);
- fuselage beams (in English: fuselage stiffeners);
- junction panels (in English: butt straps), especially for wing panels (upper and lower wing butt straps);
- fuselage panels (in English: fuselage panels).
The method according to the invention makes it possible to heat-treat parts or elements of long structure. Most often, their section perpendicular to the length is substantially constant over their length, but it may be otherwise. Of even, parts can be straight or not; for example, we can treat elements of forged structure slightly curved. The process could be used also for molded parts, but long molded parts are very rare and difficult to manufacture. In a preferred embodiment, the length of the piece is from less than 5 meters or better by at least 7 meters, but a length of at least 15 is preferred meters, at least 25 meters, to take full advantage of the possibilities of create multiple functionalized segments distributed along the length of the room. We have realized structural elements with at least two segments P 1 and Pa in which the length FP1 and FP2 (expressed as a percentage of the total length of the piece L) at least two segments P1 and P2 is such that FP1> 25% and FP2> 25% and preferentially FP1>
30% and FPZ> 30%. In other embodiments, FPl> 35% and FP2> 30%, or FP1>
40% and FP ~> 30%.

Structural elements according to the invention can be used advantageously in aeronautical construction. For example, you can build a plane from big capacity comprising at least one wing comprising at least one element of structure according to the invention, characterized in that the segment P1 is close to the fuselage, and the Segment P2 near the geometrical end of the wing (see Figure 1).
In advantageous embodiment, said wing panels have a length of less 15 meters, and preferably at least 25 meters. As described in the example below, the inventors have made wing panels of more than 30 meters of long.
Said parts and structural elements may be monolithic. The process according to the invention also makes it possible to heat-treat parts or elements of structure that are not monolithic but assembled from at least two pieces or semi-finished products, rolled, spun or forged (preferably alloy from aluminum to structural hardening), for example by welding, riveting or gluing. It is also possible in such an assembly, one or more of the parts are manufactured in from a base material that is not an aluminum alloy.
In this embodiment, it is possible, for example, to first manufacture a assembly between at least one aluminum alloy sheet having a structural hardening and minus one aluminum alloy profile with structural hardening by riveting, welding or said assembly being subsequently treated by the process according to the invention. In advantageous embodiment of this variant of the method according to the invention, the sheets and profiles are in state T351, and the assembly is done by laser welding (Laser Beam Welding, LBW), friction welding (Friction Stir Welding, FSW) or welding by electron beam (Electron Beam Welding, EBW). The plaintiff found it may be preferable to treat such a welded joint after the process according to the invention, instead of treating the semi-finished products (sheets and profiles) destined for constitute said assembly before welding, since an improvement of the mechanical strength and corrosion resistance of the welded joint. This effect is significant when the welded seam spreads over a long length of the structural element (for example substantially parallel to the long direction of the product).
The invention will be better understood with the aid of the following example, which however, no limiting character.
Example A sheet of 36 meters in length, 2,5 meters and 30 mm thick by hot rolling of a rolling plate.
The composition of the alloy was Zn 9.1%, Mg 1.89%, Cu 1.57%, Fe 0.06%, Si 0.03%, Ti 0.03%, Zr 0.11%, other items <0.01 each.
The rolling plate was homogenized for 14 hours at 475 ° C. The temperature input at the hot rolling mill was 428 ° C, the outlet temperature from rolled sheet to hot was 401 ° C. The sheet has been dissolved, quenched and Tractioned in the following conditions: hold for 6 hours at 471 ° C, quenched in water to a temperature between about 15 and 16 ° C, then controlled traction with a permanent elongation of about 2.5% The sheet was trimmed to give a sheet metal with a length of 34 meters. It was positioned lengthwise in an oven consisting 30 zones with a unit length of 1200 mm. For all temperatures of income, the variation around the set value did not exceed ~
3 ° C.
Income treatment was a first step in treatment homogeneous to 120 ° C for 6 hours ("first step") immediately followed by a second step in which a geometric end of 18 meters (called Z ,, corresponding to 15 oven zones) was treated for 15 hours at 155 ° C ("second level, preceded by an adjustment period of approximately 1 hour), whereas the other geometric end of 10.8 meters (called ZZ, corresponding to 9 zones of oven was kept for 16 hours at 120 ° C. The transition zone between these two ends corresponded to 7.2 meters (called Z1.2, corresponding to 6 zones oven).

After this second step, the electrical conductivity of the sheet has been measured at different places Segment P1: between 18.2 and 19.5 MS / m.
P2 segment: between 22.5 and 23.5 MS / m Segment P1, ~,. between 18.2 and 23.6 MS / m Then, the sheet was subjected to a third stage of income, namely a returned homogeneous consisting of a rise in temperature at 148 ° C for 1h30, followed by maintains at 150 ° C for 15h hours. This third step was intended to simulate a income forming operation or income after formatting the element of structure.
The sheet has been cut and characterized. Table 1 summarizes the characteristics static mechanical properties obtained by a tensile test. These are averages obtained from measurements made at mid-thickness and in different places spread over the width of the sheet. There was no significant variation in properties in the width of the sheet. Note that for Rpo. ~ In the L and TL directions, we measured also the values by a compression test; they are indicated in the table 1 between parentheses.

Table 1 Position [mm] Direction Sens TL TC
(long) in length (cross-long) (cross-court) of a Rm Rpo panel, ~ A RPO Rm, 2 AR ", Rpp, 2 A

34 m [MPa] [MPa] [%] [MPa] [MPa] [%] [MPa] [MPa] [%]

0 (P1) 561 517 550 506 12.5 550 495 8.5 509, 519 13600 (P1) 565 522 13 553 511 12.5 548 502 8.5 ' 513,528 16000 (P1) 556 509 13 547 501 12.5 540 500 8.5 500 '514 18400 (P1.2) 566 523 559 519 12.5 546 498 7.5 13'5 527,538 20800 (P1, ~) 612 587 12 598 575 11.5 590 545 7.0 ' 573,593 25600 (P2) 621 598 12 607 585 11.5 595 554 6.5 590) '(605) 34000 (P ~) 624 602 12.1 608 586 11.5 599 558 6.1 594,607 KID toughness results and Kapp (the latter obtained with a type test tube CT127 and with a specimen of the type CCT406) are shown in Table 2.
Table 2 Position [mm] in KiC (LT) KID (TL) Kapp (LT) KapP (LT) the [MPa · m] [MPa ~ m] (CT127) (CCT406) length of a panel [MPa ~ m] [MPa ~ m]
34 m 0 (Pi) 43.8 36.1 106 132 13600 (P1) 45.8 38.1 108 -16000 (P1) 46.7 37.3 99 -18400 (P1.2) 43, 0 34.2 102 -20800 (P ~, ~) 39.4 32.9 88 -25600 (P2) 36.1 34.9 89 34000 (P ~) 34.9 29.1 94 110 Such a sheet of 34 meters in length can be used as a panel of sails for cargo or passenger planes of very high capacity. For this use, the geometric end X of the sheet (corresponds to high KID toughness, the resistance static mechanics being weaker) is positioned on the fuselage side, and the end geometric Z of the sheet (corresponds to a static mechanical resistance high, the toughness KID being lower) corresponds to the geometric end of the wing.
Set temperatures, sheet metal and air in the oven areas for the second stage of income are shown in Table 3. The profile of temperature during the tempering step at 120 ° C and 155 ° C in the state stationary thermal.
The temperature of the sheet was measured using a quarantine of thermocouples;
the values given in Table 3 were measured at mid-width.
Table 3 Temprature Zone Temprature Temprature oven de de C the C air C

1,120 3 120 120.5 6 120 120.8 120.8 9,120 124.4 124.3 10 123 125.9 126.7 11 129 129.9 129.7 14,147 147.7 148.3 16 155 157.2 156.6 17,155 156.5 156.6 18 155 155.3 154.9 22 155 155.1 154.8 - _ 30 ~ 155 I

Claims

1. Process for manufacturing a hardening aluminum alloy part structural, comprising:
a) dissolving a semi-finished product rolled, spun or forged, followed by quenching, b) optionally controlled traction with a permanent elongation of less than 0,5%, (c) the income treatment, characterized in that at least one step of said income processing is done in an oven controlled thermal profile having at least two zones or groups of zones Z1, Z2 with initial temperatures T1, T2, in which the variation of the temperature around the setpoint temperature of each of the T1 and T2 temperatures does not exceed ~
5 ° C on the length of said zones or groups of zones, the difference between temperatures of set of initial temperatures T1 and T2 being greater than or equal to 5 ° C, and said zones or groups of areas that can be separated by a zone or group of zones Z1,2 says of transition within which the initial temperature varies from T1 to T2, and characterized in that the length parallel to the axis of the linear furnace of each of the at least two zones or groups of zones Z1 and Z2 is from minus one meter.

The method of claim 1, wherein the variation of the temperature around the set temperature of each of the temperatures T1 and T2 do not not exceed ~ 4 ° C over the length of said at least two zones or groups of zones Z1 and Z2.

The method of claim 1, wherein the variation of the temperature around the set temperature of each of the temperatures T1 and T2 do not not exceed ~ 3 ° C over the length of said at least two zones or groups of zones Z1 and Z2.

The method of any one of claims 1 to 3, wherein difference between the setpoint temperatures T1 and T2 are between 10 ° C and 80 ° C.

The method of claim 4, wherein the difference between setpoint temperatures T1 and T2 are between 10 ° C and 50 ° C.

The method of claim 4 or 5, wherein the difference between setpoint temperatures T1 and T2 are between 20 ° C and 40 ° C.

The method of any one of claims 1 to 6, wherein in at least one zones or groups of zones Z1 or Z2, the temperature varies in time function in at least two temperature stages, or according to a temperature ramp without landing.

The method of any one of claims 1 to 7, wherein said Treatment of temperature in a controlled thermal profile oven is followed by at least one implementation operation form or machining and a stage of income treatment in an oven homogeneous.

The method of any one of claims 1 to 8, wherein said Treatment of in a thermally controlled oven is preceded by a step of Treatment of returned in a homogeneous oven.

The method of any one of claims 1 to 9, wherein the length of the room is at least 5 meters.

The method of claim 10, wherein the length of the piece is at least 7 meters.

The method of claim 10 or 11, wherein the length of the room is from to less than 15 meters.

The method of any one of claims 10 to 12, wherein the length of the room is greater than 25 meters.

The method of any one of claims 1 to 13, wherein said piece Structurally hardened aluminum alloy is monolithic.

The method of any one of claims 1 to 13, wherein said piece Structurally hardened aluminum alloy is assembled from at minus two rooms of aluminum alloy with structural hardening.

The method of claim 15, wherein the assembly is performed by riveting, bonding, welding, laser welding, friction welding or beam welding electron.

The method of any one of claims 1 to 16, wherein said income treatment includes a homogeneous first step at a temperature range between 115 ° C and 125 ° C for a duration between 2 and 12 hours, a second step during which an end is treated at a temperature between 115 ° C and 125 ° C, while the other end is treated at a temperature between 150 ° C and 160 ° C, the two for a period of between 8 and 24 hours.

18. Monolithic structure element made of aluminum alloy hardening structural having a length L greater than the width B and the thickness E, said element of structure monolithic being characterized in that at least two segments P1 and P2 situated on a different length of said structural element have properties physical and measured at mid-thickness selected in the group consisting of a) P1: K IC (LT)> 38 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 580 MPa, b) P1: K IC (LT)> 40 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 580 MPa, c) P1: K IC (LT)> 41 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 580 MPa, d) P1: K IC (LT)> 42 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 590 MPa, e) P1: K IC (LT)> 39 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 580 MPa, and P2: R m (TL)> 550 MPa, f) P1: K IC (LT)> 39 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 580 MPa, and P2: R p0.2 (L)> 550 MPa, i) P1: K IC (LT)> 39 MPa.sqroot.m and P1: R m (L)> 530 MPa, and P2: R m (L)> 580 MPa, j) P1: K IC (LT)> 40 MPa.sqroot.m and P1: R m (L)> 540 MPa, and P2: R m (L)> 590 MPa, and k) P1: K app (LT) (CCT406)> 125 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 590 MPa.

Monolithic structural element according to claim 18, for construction aeronautics.

The structural element of claim 18 or 19, wherein the group formed of a) P1: K IC (LT)> 38 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 590 MPa.

21. Element of structure according to any one of claims 18 to 20, in which group consisting of a) P1: K IC (LT)> 38 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 600 MPa.

22. The structural element of claim 18 or 19, wherein the group formed of b) P1: K IC (LT)> 40 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 590 MPa.

23. Structure element according to claim 18 or 19, wherein the group formed of c) P1: K IC (LT)> 41 MPa.sqroot.m and P2: R m (L)> 590 MPa.

24. Element of structure according to any one of claims 18 to 23, in which A (L)> 9% in segments P1 and P2.

25. Structure element according to claim 24, wherein A (L)> 10%
in the segments P1 and P2.

26. Element of structure according to claim 24 or 25, characterized in that that A (L)> 9% in outside the P1 and P2 segments.

27. Element of structure according to any one of claims 18 to 23, in which the length F P1 and F P2 expressed as a percentage of the length L of said segments P1 and P2 is F P1> 25% and F P2> 25%.

28. Structure element according to claim 27, wherein the length F
P1 and F P2 expressed as a percentage of the length L of said segments P1 and P2 is F P1> 30%
and F P2> 30%.

The structural element of claim 27 or 28, wherein F P1> 35% and F P2> 30%.

The structural element of claim 29, wherein F P1> 40% and F P2> 30%.

31. Structure element according to any one of claims 18 to 30, wherein said alloy comprises between 6 and 15% zinc, between 1 and 3% copper and between 1.5 and 3.5% of magnesium.

The structural element of claim 31, wherein the content of zinc is greater than 7%.

33. The structural element of claim 31, wherein the content of zinc is between 8 and 13%.

34. The structural element of claim 33, wherein the content of zinc is between 8.5 and 11%.

The structural element of claim 33 or 34, wherein the content copper is between 1.3 and 2.1%.

36. The structural element of claim 35, wherein the content of magnesium is between 1.8% and 2.7%.

37. Structure element according to any one of claims 18 to 36, characterized in that its length L is at least 7 meters.

38. Element of structure according to claim 37, characterized in that its length L is at least 15 meters.

39. Element of structure according to claim 37 or 38, characterized in that that its length L
is at least 25 meters.

40. Monolithic structure element of hardening aluminum alloy structural having a length L greater than the width B and the thickness E, for aeronautical construction, said monolithic structure element being characterized in that it is made of an alloy Al-Cu type and in that it has at least two segments P1 and P2 located on a length different from said structural element, one of which is in a state T8 and the other in an under-income state.

41. Monolithic structure element of hardening aluminum alloy structural having a length L greater than the width B and the thickness E, said element of structure monolithic being characterized in that it has two segments P1 and P2 in which a) R p0.2, measured in direction L or in direction LT, has a deviation R
p0.2 (P2) -R p0.2 (p1) of at least 50 MPa, and / or b) R p0.2, measured in the TC direction, has a deviation R p0.2 (P2) - R p0.2 (P1) at least 30 MPa, and or c) K IC, measured in the LT direction, has a difference K IC (P1) - K IC (P2) of minus 5 MPa.sqroot.m, and or d) K app, measured in the LT direction, has a deviation K app (P1) - K app (P2) at least MPa.sqroot.m.

42. Monolithic structural element according to claim 41, for construction aeronautics.

43. Structure element according to claim 41 or 42, characterized in that that R p0.2, measured in direction L or in direction LT, has a deviation R p0.2 (P2) - R p0.2 (P1) of at least> 75 MPa.

44. Structure element according to any one of claims 41 to 43, characterized in that that R p0.2, measured in the TC direction, has a deviation R p0.2 (P2) - R p0.2 (P1) at least 50 MPa.

45. Structure element according to any one of claims 41 to 44, characterized in that that K IC, measured in direction LT, has a difference K IC (P1) - K IC (P2) of minus 7 MPa.sqroot.m.

46. Structure element according to any one of claims 41 to 45, characterized in that that K app, measured in the LT direction, has a deviation K app (P1) - K app (P2) at least 15 MPa.sqroot.m.

47. Use of a structural element according to any one of Claims 18 to 46 for the manufacture of an aircraft wing panel, wing stiffeners, spars of wing, fuselage rails, fuselage panels or joining panels.

48. Aircraft comprising at least one wing made from an element of structure according to any of claims 1-8, characterized in that the segment P1 is located close to the fuselage, and the P2 segment close to the geometric end of the wing.