FR2802946A1

FR2802946A1 - Element de structure d'avion en alliage al-cu-mg

Info

Publication number: FR2802946A1
Application number: FR9916610A
Authority: FR
Inventors: Timothy Warner; Philippe Lassince; Philippe Lequeu
Original assignee: Pechiney Rhenalu SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 1999-12-28
Filing date: 1999-12-28
Publication date: 2001-06-29
Anticipated expiration: 2019-12-28
Also published as: US6569542B2; EP1114877A1; FR2802946B1; US20030207141A1; US6692589B2; US20010006082A1; EP1114877B1; DE60017868D1; DE60017868T2

Abstract

L'invention a pour objet un élément de structure, notamment un élément d'intrados d'aile d'avion, réalisé à partir d'un produit laminé, filé ou forgé, en alliage de composition (% en poids) :Cu : 4, 6 - 5, 3 Mg : 0, 10 - 0, 50 Mn : 0, 15 - 0, 45 Si < 0, 10 Fe < 0, 15 Zn < 0, 20 Cr < 0, 10 autres éléments < 0, 05 chacun et < 0, 15 au total, reste Al traité par mise en solution, trempe, traction contrôlée à plus de 1, 5% de déformation permanente et revenu.

Description

Elément de structure d'avion en alliage Al-Cu-Mg Domaine de l'invention

L'invention concerne des éléments de structure d'avion, notamment des panneaux de peau et des raidisseurs d'intrados de voilure pour avions commerciaux de grande capacité, réalisés à partir de produits laminés, filés ou forgés en alliage AlCuMg à l'état traité par mise en solution, trempe et revenu, et présentant, par rapport aux produits de l'art antérieur utilisés pour la même application, un compromis amélioré

entre les différentes propriétés d'emploi requises.

La désignation des alliages et des états métallurgiques utilisée ci-après correspond à la nomenclature de l'Aluminum Association, reprise par les normes européennes EN 515etEN573. Etat de la technique Les ailes d'avions commerciaux de grande capacité comportent une partie supérieure (ou extrados) constituée d'une peau fabriquée à partir de tôles épaisses en alliage 7150 à l'état T651, ou en alliage 7055 à l'état T7751 ou 7449 à l'état T7951, et de raidisseurs fabriqués à partir de profilés du même alliage, et une partie inférieure (ou intrados) constituée d'une peau fabriquée à partir de tôles épaisses en alliage 2024 à l'état T351 ou 2324 à l'état T39, et de raidisseurs fabriqués à partir de profilés du

même alliage. Les deux parties sont assemblées par des longerons et des nervures.

L'alliage 2024 selon la désignation de l'Aluminum Association ou la norme EN 573-

3 a la composition chimique suivante (% en poids): Si < 0,5 Fe < 0,5 Cu: 3,8 - 4,9 Mg: 1,2- 1,8 Mn: 0,3 -0,9 Cr<0,10 Zn < 0,25 Ti<0,15 Dans le but d'améliorer le compromis entre les différentes propriétés requises, notamment la résistance mécanique et la ténacité, diverses solutions alternatives ont été proposées. Boeing a développé l'alliage 2034 de composition: Si <0,10 Fe < 0,12 Cu:4,2-4,8 Mg: 1,3 - 1,9 Mn: 0,8- 1,3 Cr < 0,05 Zn < 0,20 Ti <0,15 Zr: 0,08 - 0,15 Cet alliage a fait l'objet du brevet EP 0031605 (= US 4336075). Il présente, par rapport au 2024 à l'état T351, une meilleure limite d'élasticité spécifique due à l'augmentation de la teneur en manganèse et à l'ajout d'un autre antirecristallisant

(Zr), ainsi qu'une ténacité et une résistance à la fatigue améliorées.

Le brevet US 5652063 (Alcoa) concerne un élément de structure d'avion réalisé à partir d'un alliage de composition (% en poids): Cu: 4,85 - 5,3 Mg: 0,51 - 1,0 Mn: 0,4 - 0,8 Ag: 0,2 - 0,8

Si < 0,1 Fe < 0,1 Zr < 0,25 avec Cu/Mg compris entre 5 et 9.

La tôle de cet alliage à l'état T8 présente une limite d'élasticité > 77 ksi (531 MPa).

L'alliage est particulièrement destiné aux avions supersoniques.

Le brevet US 5593516 (Reynolds) concerne un alliage pour applications aéronautiques contenant de 2,5 à 5,5% Cu et 0,1 à 2,3% Mg, dans lequel les teneurs en Cu et Mg sont maintenues en dessous de leur limite de solubilité dans l'aluminium, et sont liées par les équations: Cuma, = 5, 59- 0,91 Mg et Cumin = 4,59 - 0,91Mg L'alliage peut contenir également: Zr < 0,20% V < 0,20% Mn < 0,80% Ti < 0,05% Fe <0,15% Si <0,10% Les brevets US 5376192 et US 5512112, issus de la même demande initiale, concernent des alliages de ce type contenant de 0,1 à 1% d'argent. On peut remarquer que l'utilisation d'argent dans ce type d'alliage conduit à une augmentation du coût

d'élaboration et des difficultés pour le recyclage des chutes de fabrication.

Par ailleurs, on connaît depuis de nombreuses années des alliages du type "AU6MGT" selon l'ancienne désignation des alliages en France. Le brevet FR 1379764, déposé en 1963 par Pechiney, concerne l'utilisation d'un alliage de ce type de composition: Cu: 5 - 7 Mg: 0,10 - 0,50 Mn 0,05 - 0, 50 Si < 0,30

Fe < 0,50 Ti: 0,05 - 0,25 pour la fabrication de bouteilles pour gaz comprimés.

L'Aluminum Association a enregistré en 1976 l'alliage 2001 de composition: Cu: 5,2 - 6 Mg: 0,20 - 0,45 Mn: 0,15 - 0,50 Si < 0,20 Fe < 0, 20 Cr < 0,10 Zn < 0,10 Ni < 0,05 Ti < 0,20 Zr < 0,05 A la connaissance des inventeurs, il n'existe pas d'autre utilisation industrielle de cet

alliage que les bouteilles de gaz comprimés fabriquées par filage inverse.

Problème posé Dans la construction d'avions commerciaux, la tendance actuelle est à l'utilisation croissante de produits très épais, dans la masse desquels les éléments de structure sont usinés. Par exemple, pour certains avions de petite dimension, les peaux de voilure sont usinées à partir de tôles relativement épaisses afin de permettre l'usinage dans la masse des raidisseurs de voilure, alors que ceux-ci sont habituellement réalisés à partir de profilés ou de tôles pliées, et sont ensuite fixées mécaniquement à la peau. L'usinage intégral dans la masse de l'ensemble peau-raidisseurs conduit à une réduction des coûts de fabrication, puisque le nombre de pièces est réduit et qu'on évite l'assemblage. Par ailleurs, l'utilisation d'une structure non assemblée

permet une réduction du poids de l'ensemble.

Il est donc souhaitable qu'en plus des propriétés habituellement recherchées pour les éléments de structure d'avions, à savoir une résistance mécanique élevée, une bonne tolérance aux dommages et une bonne résistance à la fatigue et aux différentes formes de corrosion, les tôles présentent des caractéristiques mécaniques homogènes sur toute l'épaisseur, c'est-à-dire que les propriétés ne varient pas de manière significative en fonction de l'épaisseur, typiquement entre 10 et 120 mm. D'autre part, plus on recourt à l'usinage, plus la stabilité à l'usinage est souhaitable, ce qui s'obtient par un faible niveau de contraintes internes. Or, il est connu que, pour une tôle épaisse, les caractéristiques mécaniques sont d'autant plus homogènes, et les contraintes internes d'autant plus réduites, que la tôle présente une faible sensibilité à

la trempe.

Enfin, les ailes d'avions, notamment les avions de grande capacité, présentent un profil d'aile galbé, avec une courbure à la fois dans le sens longitudinal et dans le sens transversal. Cette forme complexe peut être obtenue pendant l'opération de revenu dans un autoclave, par formage sur un moule, en mettant en dépression la face de la tôle du côté du moule par rapport à la face opposée, à l'aide d'un vide partiel. Il est impératif que cette opération soit réussie, pour éviter le rebut coûteux d'une pièce à forte valeur ajoutée, notamment pour les pièces de grande dimension. Le gage du succès réside dans un retour élastique le plus faible possible pour une forme de

moule donnée, car le retour élastique est le plus souvent difficile à contrôler.

Le but de la présente invention est de fournir des éléments de structure d'avions présentant des propriétés au moins équivalentes à celles des mêmes éléments réalisés en alliage 2024 à l'état T351 en ce qui concerne les caractéristiques mécaniques statiques, la ténacité, la vitesse de propagation de fissures et la résistance à la corrosion, en utilisant des produits laminés, filés ou forgés présentant un faible niveau de contraintes résiduelles, une faible sensibilité à la trempe et une bonne

aptitude au formage au revenu.

Objet de l'invention L'invention a pour objet un élément de structure, notamment un élément d'intrados is d'aile d'avion, réalisé à partir d'un produit laminé, filé ou forgé, en alliage de composition (% en poids): Cu: 4,6 - 5,3 Mg: 0,10-0,50 Mn: 0,15- 0,45 Si <0,10 Fe < 0,15 Zn < 0,20 Cr < 0,10 autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste AI traité par mise en solution, trempe, traction contrôlée à plus de 1,5% de déformation

permanente et revenu.

Cet élément présente l'une au moins des propriétés suivantes - limite d'élasticité R0,2 (sens TL) > 350 MPa, de préférence > 370 MPa, - ténacité Kic (sens L-T) > 42 MPaVm

- résistance à la corrosion intercristalline de type P selon la norme ASTM G 1 0.

L'invention a également pour objet un procédé de fabrication d'un élément de structure comportant: a) la coulée d'une plaque ou d'une billette de la composition mentionnée ci-dessus, b) l'homogénéisation de cette plaque ou billette, c) la transformation à chaud de cette plaque par laminage ou de cette billette par filage ou forgeage pour obtenir un produit d'épaisseur supérieure à 10 mm, d) la trempe du produit transformé à chaud, e) la mise en solution de ce produit, de préférence à une température inférieure de moins de 10 C à la température de fusion commençante de l'alliage, f) la traction contrôlée du produit jusqu'à une déformation permanente de plus de 1,5%, g) le revenu du produit à une température supérieure à 160 C, éventuellement associé à un formage, h) l'usinage du produit éventuellement formé jusqu'à la forme finale de l'élément de structure. Dans le cas o le produit est une tôle, la température d'entrée au laminage à chaud est de préférence inférieure d'au moins 40 C, et plus préférentiellement d'au moins

C, à la température de mise en solution.

Description de l'invention

L'invention repose sur la constatation qu'un alliage de type 2001, avec certaines modifications de composition et une gamme de fabrication appropriée, pouvait présenter un ensemble de propriétés le rendant apte à l'utilisation dans des structures d'avions, et plus particulièrement dans les intrados d'ailes d'avions commerciaux de grande capacité, avec en plus des propriétés intéressantes en matière de faible

sensibilité à le trempe, de faibles contraintes résiduelles et de formage au revenu.

Par rapport à l'alliage 2001, la plage de teneur en cuivre est nettement décalée vers le bas, tout en restant supérieure à celle des alliages 2024 ou 2034 pour intrados, pour compenser, dans son influence sur la résistance mécanique, la faible teneur en magnésium. Il est préférable de choisir une teneur en cuivre supérieure à 4,8%, voire à 4,9%. La teneur en magnésium est du même ordre que dans l'alliage 2001, et de préférence située entre 0,20 et 0,40%. Le rapport Cu/Mg est ainsi pratiquement toujours supérieur à 10, contrairement à l'enseignement du brevet US 5652063, qui

préconise un rapport Cu/Mg compris entre 5 et 9.

La teneur en manganèse est contrôlée dans une plage relativement étroite. En dessous de 0,15%, on risquerait d'avoir un grain trop gros; au-dessus de 0,45%, on obtient une structure non recristallisée qui n'est pas favorable à la maîtrise des contraintes résiduelles. Il est à noter que, pour la même raison, et contrairement à l'enseignement du brevet US 5593516, l'alliage ne comporte aucun autre élément anti-recristallisant

tel que le vanadium ou le zirconium.

Les teneurs en fer et en silicium sont maintenues respectivement en dessous de 0,15 et 0,10%, et de préférence en dessous de 0,09 et 0,08%, pour garantir une bonne ténacité. L'alliage peut comporter jusqu'à 0,2% de zinc, cette addition ayant un effet favorable sur la résistance mécanique, sans risque pour d'autres propriétés, comme la

résistance à la corrosion.

La gamme de transformation comporte la coulée d'une plaque ou d'une billette, un réchauffage ou une homogénéisation à une température proche de la température de l0 fusion commençante de l'alliage et une transformation à chaud par laminage, filage ou forgeage. Dans le cas du laminage, celui-ci peut comporter une passe, dite d'élargissement, dans le sens perpendiculaire à celui des autres passes, et destiné à améliorer l'isotropie du produit. La température de transformation à chaud se situe, de préférence, à un niveau légèrement plus bas que celle qu'adopterait l'homme de métier en référence à la température de mise en solution. Ainsi, en ce qui concerne le laminage, la température d'entrée se situe, de préférence, à au moins 40 C, voire C, en dessous de la température de mise en solution, et la température de sortie de

à 30 C en dessous de la température d'entrée.

Le produit est soumis ensuite à une mise en solution aussi complète que possible, à une température proche, par exemple moins de 10 C en dessous, de la température de fusion commençante de l'alliage, tout en évitant la brûlure. Cette température se situe entre 520 et 535 C. La qualité de la mise en solution peut être contrôlée par analyse enthalpique différentielle. Le produit est ensuite trempé, par exemple par immersion dans l'eau froide, de manière à assurer une vitesse de refroidissement comprise entre 10 et 50 C/s. Après la trempe, le produit est tractionné jusqu'à une déformation

permanente d'au moins 1,5%, de manière à le détensionner et à améliorer sa planéité.

Pour l'alliage selon l'invention, cette traction a également pour effet d'améliorer, par un effet d'écrouissage, la limite d'élasticité après revenu, de sorte qu'on peut qualifier l'état obtenu d'état T851, comme s'il s'agissait d'une passe spécifique d'écrouissage après trempe. Comme indiqué plus haut, le revenu proprement dit peut s'effectuer en même temps que la mise en forme du galbe de l'intrados. Ce revenu est effectué de préférence à une température supérieure à 160 C (et plus préférentiellement > 170 C), d'une durée permettant d'atteindre le pic de limite d'élasticité, comme pour un état T6. Typiquement, un revenu de temps équivalent à celui correspondant à 12 à 24 h à une température de 173 C est effectué; toute combinaison temps-température permettant d'atteindre le pic de revenu de l'alliage est utilisable. La structure métallurgique obtenue est, à l'inverse de celle des alliages 2024 et 2034, fortement recristallisée, avec un taux de recristallisation dépassant toujours 70%, et le

plus souvent 90%, sur toute l'épaisseur.

Les éléments de structure selon l'invention présentent un compromis de propriétés (caractéristiques mécaniques statiques, ténacité, vitesse de propagation de fissures, résistance à la corrosion) qui les rendent aptes à être utilisés dans la construction aéronautique, et notamment à la fabrication d'intrados d'ailes. De plus, ces éléments peuvent être aisément réalisés par usinage et formés au revenu. Enfin, l'alliage utilisé se révèle facilement soudable par les techniques habituelles, ce qui peut permettre de

réduire le nombre des assemblages rivetés.

Exemples

Exemple 1

On a préparé 6 alliages dont la composition est indiquée au tableau 1. L'alliage A est

un alliage 2024-T3 de composition habituelle pour l'application intrados de voilure.

L'alliage B est un alliage entrant dans le domaine de composition décrit dans le brevet US 5652063, mais sans addition d'argent. L'alliage C est conforme à l'invention. Les alliages D et E ne diffèrent de l'alliage C que par un silicium plus élevé pour D, un manganèse et un cuivre plus élevés pour E et F, et une addition de zirconium pour F.

Tableau 1

Alliage Si Fe Cu Mn Mg Ti Zr

A 0,07 0,07 4,11 0,53 1, 28 0,008

B 0,06 0,08 4,73 0,30 0,67 0,065

C 0,05 0,08 5,26 0,30 0,28 - 0,062

D 0,15 0,08 5,28 0,30 0,31 0,065

E 0,07 0,10 5,64 0,99 0,29 0,012

F 0,06 0,08 5,47 0,67 0,29 0,014 0,11

Des plaques coulées de section 380 x 120 mm ont été homogénéisées, laminées à chaud à l'épaisseur 22 mm, mises en solution, trempées à l'eau froide, tractionnées à 2,3% de déformation permanente et revenues. Les paramètres de l'homogénéisation, du laminage à chaud (températures d'entrée), de mise en solution et de revenu sont

indiqués au tableau 2.

Tableau 2 Alliage Homogé Laminage à Mise en Revenu néisation Chaud (entrée) Solution

A 4h 490 C 467 C 3h à 497 C -

B 4h 490 C 467 C 3h à518 C 16h à173 C C 4h 490 C 467 C 6h à527 C 16hà 173 C D 4h 490 C 472 C 6h à 527 C 16h à 173 C E lh 520 C 479 C 6h à527 C 16h à 173 C F lh 520 C 474 C 6h- à527 C 16h à173 C On a mesuré sur les tôles traitées les caractéristiques mécaniques résistance à la rupture Rm (en MPa), limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% R0,2 (en MPa) et allongement à la rupture A (en %), sur des éprouvettes de traction de section circulaire selon la norme ASTM B 557, prélevées à mi-épaisseur dans les sens L et

TL (3 éprouvettes par cas).

On a mesuré également la ténacité par le facteur d'intensité critique de contrainte KlI (en MPaqm) mesuré, selon la norme ASTM E 399, sur des éprouvettes CT20

prélevées à quart-épaisseur dans les sens L-T et T-L (2 éprouvettes par cas).

L'ensemble des résultats est regroupé au tableau 3.

Tableau 3

Alliage |Rm R 0,2 A Rm l R02 A Kic KIc

(L) (L) (L) (TL) (TL) (TL) (L-T) (T-L)

A 472 362 21,3 467 321 21,4 41,8 40,5

B 476 439 12,5 475 427 11,2 41,3 34,6

C 458 396 13,9 463 384 12,6 45,4 42,9

D 460 397 13,6 465 387 12,2 40,5 36,4

E 488 423 10,5 480 403 9,4 36,8 29,3

F 480 418 11,6 481 402 10,1 40,2 33,6

On constate que l'alliage C selon l'invention conduit à une limite d'élasticité nettement supérieure à celle du 2024, et un peu plus faible que celle des alliages B, E et F. L'allongement est plus faible que pour le 2024, mais meilleur que celui des alliages B, D, E et F. La ténacité est la meilleure de tous les alliages testés. On a donc un compromis favorable de ces diverses propriétés. En particulier, les résultats montrent l'effet défavorable, à la fois sur la ténacité et l'allongement, d'une augmentation de la teneur en silicium et en manganèse, ainsi que d'une addition de zirconium. On a procédé par ailleurs à des essais accélérés de corrosion intercristalline sur des échantillons des 6 alliages, à l'état T351 pour l'alliage 2024 (A) et T851 pour les autres, en surface et à coeur, selon la norme ASTM G110. On note le type de corrosion observé: P pour piqûres, I pour corrosion intercristalline et P + I pour les deux. On mesure la profondeur maximum (P max en pim), la profondeur de corrosion intercristalline (P CI en pim) et le pourcentage de corrosion intercristalline sur l'échantillon. Les résultats sont indiqués au tableau 4

Tableau 4

All. Surf. Surf.]Surf. Surf. Coeur Coeur Coeur Coeur Type P max P CI % CI Type P max P CI % CI

A I+P 160 70 10 I+P 260 260 60

B P+I 130 30 10 P+I 160 50 10

C P 150 - - P 120

D P 150 - P 120 -

E P 200 P 140

F P 220 - P 170 - -

On observe que l'alliage selon l'invention présente la seconde meilleure résistance à la corrosion inter cristalline en surface, et la meilleure à coeur. La différence entre les résultats à coeur et en surface est faible, ce qui est une propriété favorable lorsque

l'élément de structure est fabriqué par usinage..

On a comparé enfin, pour les alliages A et C, les vitesses de propagation de fissures de fatigue da/dn dans la direction T-L, en mm/cycle, pour des valeurs de AK comprises entre 15 et 30 MPa,/m, selon la norme ASTM E647. Les résultats (2 essais

par alliage) sont indiqués au tableau 5.

Tableau 5

Alliage 10 MPa/m 15 MPa'rm 20 MPa/m 25 MPaVm 30 MPaV/m

A 6,2 10- 3,8 104 8,3 10-4 1,8 10-3 3,8 10-3

A 6,3 10-5 3,8 10-4 8,7 104 1,9 10'3 3,6 103

C 1,2 10-: 4,0 10-4 8,6 104 1,5 10 2,6 10-3

C 1,2 1o-4 4,2 10-4 9,5 10-4 1,8 iO3 3,1 03

On observe que les résultats sont à peu près comparables pour les deux alliages.

Exemple 2

On a mesuré le niveau de contraintes résiduelles sur des tôles d'épaisseur 40 mm en alliage 2024, 2034 et selon l'invention, traitées toutes trois au même état T351. Les compositions (% en poids) sont données au tableau 6

Tableau 6

Alliage Si Fe Cu Mn Mg Ti Zr

2024 0,12 0,20 4,06 0,54 1,36 0,02

2034 0,05 0,07 4,30 0,98 1,34 0,02 0,10

Invent. 0,05 0,07 5,12 0,35 0,29 0,02 La méthode de mesure des contraintes résiduelles est la méthode du barreau décrite dans le brevet EP 0731185 de la demanderesse. On a mesuré les flèches fL et fTL dans les sens L et TL (en microns) et calculé dans les deux cas le quotient fe/12, l'épaisseur e et la longueur I du barreau étant exprimés en mm. Les résultats sont donnés au

tableau 7:

Tableau 7

alliag e e (mm) 1 (mm) fL (Lm) _ fLe/ fTL () fTLe/l2

2024 40 180 210 0,26 120 015

2034 40 180 147 0,18 129 0,16

invention 40 180 46 0,06 _ 4.0,005 invention 80 385 84 0,05 136 0,07 On constate que, contrairement aux éprouvettes en alliage 2024 ou 2034, celles selon l'invention présentent une flèche telle que le produit fe est inférieur à 0,10 12, ce qui est, comme on peut le voir dans le brevet EP 0731185 mentionné ci-dessus,

l'indication d'un faible taux de contraintes internes.

On a mesuré, par analyse d'image sur des micrographies des 4 échantillons

précédents, le taux de recristallisation (en %) en surface, à quartépaisseur et à coeur.

Les résultats sont indiqués au tableau 8

Tableau 8

Alliage e (mm) Surface Taux recrist. Taux recrist.

(quart-ép.) (à coeur)

2024 40 80 60 30

2034 40 12 0 0

Inv. 40 100 100 100 Inv. 80 100 100 100 On constate que l'alliage selon l'invention présente, à l'état traité, une structure complètement recristallisée dans toute l'épaisseur du produit..

Exemple 3

On a mesuré sur des échantillons selon l'invention, d'épaisseur 15, 40 et 80 mm, traités à l'état T851, avec une température d'entrée au laminage à chaud de 475 C, une mise en solution de 2 h à 528 C, et un revenu de 24 h à 173 C, les caractéristiques mécaniques statiques (limite d'élasticité R0,2 et résistance à la rupture Rm en MPa et allongement A en %)) à quart<"épaisseur et à mi-épaisseur, dans les sens L et TL. L'ensemble des résultats est reproduit au tableau 9. Ils montrent la faible évolution des propriétés en fonction de l'épaisseur, résultant d'une faible

sensibilité à la trempe.

Tableau 9

e (mm) Prélév. Ro,2(L) Rm(L) A(L) RO,2c(TL) Rm(TL) A(TL) '/2 ép. 400 451 13,6 1392 458 12,1 /2 ép. 387 439 13,7 376 448 11,2 2 ép. 388 436 11,4 376 443 9,8 /4 ép. 410 466 11,9 467 400 9,7 Ces tôles sont particulièrement adaptées à la fabrication d'éléments d'intrados d'ailes d'avions par une gamme de fabrication comportant un usinage et une ou plusieurs

opérations de mise en forme.

Claims

Revendications

1. Elément de structure, notamment un élément d'intrados d'aile d'avion, réalisé à partir d'un produit laminé, filé ou forgé, en alliage de composition (% en poids): Cu: 4,6- 5,3 Mg: 0,10 - 0,50 Mn: 0,15- 0,45 Si < 0,10 Fe <0,15 Zn < 0,20 Cr < 0,10 autres éléments < 0,05 chacun et < 0, 15 au total, reste AI, traité par mise en solution, trempe, traction contrôlée à plus de 1,5% de

déformation permanente et revenu.

2. Elément de structure selon la revendication 2, caractérisé en ce que Si <0,08%.

3. Elément de structure selon l'une des revendications I ou 2, caractérisé en ce que

Fe < 0,09%.

4. Elément de structure selon l'une des revendications I à 3, caractérisé en ce que Cu

> 4,8%.

5. Elément de structure selon l'une des revendications I à 4, caractérisé en ce que Mg

est compris entre 0,20 et 0,40%.

6. Elément de structure selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il

présente une limite d'élasticité R0,2 > 350 MPa, et de préférence > 370 MPa.

7. Elément de structure selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il

présente une ténacité Klc > 42 MPaVm.

8. Elément de structure selon l'une des revendications I à 7, caractérisé en ce qu'il

présente une résistance à la corrosion intercristalline de type P selon la norme ASTM

Gl 10.

9. Elément de structure selon l'une des revendications I à 8, caractérisé en ce que la

mise en solution a lieu à une température inférieure de moins de 10 C à la

température de fusion commençante de l'alliage.

10. Elément de structure selon l'une des revendications I à 9, caractérisé en ce que le

revenu est pratiqué à une température > 160 C (de préférence > I 70 C).

1l. Elément de structure selon l'une des revendications I à 10, caractérisé en ce que

le revenu est pratiqué en même temps qu'une opération de formage.

12. Elément de structure selon l'une des revendications I à 11, caractérisé en ce qu'il

présente dans toute l'épaisseur un taux de recristallisation supérieur à 70%, et de

préférence à 90%.

13. Elément de structure selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce qu'il

fait partie d'un intrados d'aile d'avion.

14. Elément de structure selon l'une des revendications 1 à 13, caractérisé en ce qu'il

est obtenu par usinage.

15. Elément d'intrados d'aile d'avion selon la revendication 14, caractérisé en ce que

la peau et les raidisseurs sont obtenus par l'usinage d'un même produit de départ.

16. Elément de structure selon l'une des revendications 14 ou 15, caractérisé en ce

qu'il présente, après usinage, une flèche f dans les sens L et TL telle que fe <0,1012 f étant exprimé en /am, e étant l'épaisseur de l'élément et I la longueur de

l'éprouvette en forme de barreau en mm.

17. Procédé de fabrication d'un élément de structure comportant: a) la coulée d'une plaque ou d'une billette de la composition: Cu: 4,6 - 5,3 Mg: 0,10- 0,50 Mn: 0,15 - 0,45 Si <0,10 Fe <0,15 Zn < 0,20 Cr < 0,10 autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste aluminium, b) l'homogénéisation de cette plaque ou billette, c) la transformation à chaud de cette plaque par laminage ou de cette billette par filage ou forgeage pour obtenir un produit d'épaisseur supérieure à 10 mm, d) la trempe du produit transformé à chaud, e) la mise en solution de ce produit, de préférence à une température inférieure de moins de 1 0 C à la température de fusion commençante de l'alliage, f) la traction contrôlée du produit jusqu'à une déformation permanente de plus de

1,5%,

g) le revenu du produit à une température supérieure à 160 C, éventuellement associé à un formage, h) l'usinage du produit éventuellement formé jusqu'à la forme finale de l'élément de structure. 18. Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce que le produit est une tôle obtenue par laminage à chaud avec une température d'entrée inférieure d'au moins

C (et de préférence d'au moins 50 C) à la température de mise en solution.