Brevet FR2889542A1 — publié le 20070209

TOLE EN ALUMINIUM-CUIVRE-LITHIUM A HAUTE TENACITE POUR FUSELAGE D'AVION Domaine de l'invention La présente invention concerne en général des produits en alliages d'aluminium et, en particulier, de tels produits utiles dans l'industrie aérospatiale et appropriés pour une utilisation dans des applications 5 de fuselage. Etat de la technique Dans l'industrie aéronautique civile d'aujourd'hui et, en particulier, pour des applications de fuselage, il existe une forte motivation pour réduire tant le poids que le coût. Le fuselage d'un avion de transport commercial est soumis à un ensemble complexe de contraintes, dépendant de la phase de fonctionnement (décollage, croisière, manoeuvre, atterrissage...) et des conditions environnementales (rafales de vent, vents de face,...). De plus, les différentes parties du fuselage sont soumises à des contraintes différentes. En dépit de cette complexité, il est possible de distinguer des lignes directrices majeures de conception qui déterminent le poids de la structure, certaines ayant un impact sur le poids total plus important que d'autres. A titre d'exemple, la résistance à la compression et au cisaillement en compression est une ligne directrice de conception extrêmement importante, puisque les caissons de fuselage les plus lourds subissent ce type de contrainte. Afin qu'un nouveau matériau puisse permettre une réduction du poids de ces caissons contraints en compression, il doit avoir un module d'élasticité élevé, une limite d'élasticité à 0,2 % élevée (pour résister au flambage) et une faible masse volumique. La deuxième ligne directrice majeure est la résistance résiduelle de caissons longitudinalement fissurés. Les règlements de certification aéronautiques obligent la prise en compte de la tolérance aux dommages dans la conception, ainsi il est habituel d'envisager de grandes fissures longitudinales ou circonférentielles dans les caissons de fuselage, pour prouver qu'un certain niveau de contrainte peut être appliqué sans rupture catastrophique. Une propriété connue des matériaux gouvernant la conception est ici la ténacité sous contrainte plane. Tous les facteurs connus d'intensité de contrainte critique ne confèrent toutefois qu'une vue limitée de la ténacité. L'essai de courbe R est un moyen largement reconnu pour caractériser les propriétés de ténacité. La courbe R représente l'évolution du facteur d'intensité de contrainte effective critique pour la propagation de fissure en fonction de l'extension de fissure effective, sous une contrainte monotone. Elle permet la détermination de la charge critique pour une rupture instable pour toute configuration pertinente à des structures d'aéronef fissurées. Les valeurs du facteur d'intensité de contrainte effective et de l'extension de fissure effective sont des valeurs réelles telles que définies dans la norme ASTM E561. La longueur de la courbe R - à savoir l'extension de fissure maximale de la courbe - est un paramètre en lui-même important pour la conception de fuselage. L'analyse classique, généralement utilisée, des essais réalisés sur des panneaux à fissure centrale donne un facteur d'intensité de contrainte apparent à la rupture (Kapp) Cette valeur ne varie pas significativement en fonction de la longueur de la courbe R, spécialement lorsque la pente de la courbe R est proche de la pente de la courbe liée au facteur d'intensité de contrainte appliqué à la longueur de fissure (courbe appliquée). Toutefois, dans une structure d'élément structural réel tel qu'un panneau comportant des raidisseurs fixés, lorsqu'une fissure progresse sous un raidisseur non rompu, la courbe appliquée chute en raison de l'effet de pontage du raidisseur. Dans ce cas, un minimum local de la courbe appliquée peut se produire pour une longueur de fissure plus grande que la somme de la longueur de fissure initiale et de l'extension de fissure sous une charge monotone. Dans ce cas, de plus grandes contraintes avant rupture instable sont permises pour de longues courbes R. Il est ainsi intéressant d'avoir une plus longue courbe R, même pour des facteurs d'intensité de contrainte critiques identiques, tels qu'ils sont déterminés classiquement. Pour des produits ayant des propriétés mécaniques identiques, une masse volumique inférieure est clairement bénéfique pour le poids d'un élément structural. Une troisième ligne directrice majeure est ainsi la masse volumique du matériau. De plus, de grandes parties du fuselage ne sont pas aussi lourdement chargées et le poids de la conception est limité par une certaine limite généralement appelée épaisseur minimale . Le concept d'épaisseur minimale correspond à la plus faible épaisseur utilisable pour la fabrication (en particulier la manipulation des panneaux) et la réparation (rivetage de rapiécetage). La seule manière de réduire le poids dans ce cas consiste à utiliser un matériau de plus faible masse volumique. D'autres lignes directrices importantes sont la propagation de fissures en fatigue, soit sous contrainte à amplitude constante, soit avec une amplitude variable (en raison de manoeuvres et de rafales de vent, spécialement dans la direction longitudinale, mais également autour de l'aile, dans toutes les directions). Aujourd'hui, les fuselages des avions civils sont, pour la majeure partie, constitués de tôle en alliage 2024, 2056, 6156 ou 7475, plaquée sur chaque face avec un alliage d'aluminium peu chargé en éléments d'alliage, un alliage 1050 ou 1070 par exemple. Le but de l'alliage de revêtement est de conférer une résistance à la corrosion suffisante. Une corrosion légèrement généralisée ou par piqûre est tolérable mais elle ne doit pas être pénétrante de façon à ne pas attaquer l'alliage de coeur. Il existe une tendance à essayer d'utiliser des matériaux non-plaqués pour la conception de fuselage, à de façon à réduire le coût. La résistance à la corrosion, et en particulier la corrosion intergranulaire et la corrosion sous contrainte, du panneau de fuselage est ainsi un aspect important de ses propriétés. Comme énoncé ci-dessus, la seule manière de réduire le poids consiste, dans certains cas, à réduire la masse volumique des matériaux utilisés pour la construction aéronautique. Les alliages en aluminium-lithium ont depuis longtemps été reconnus comme une solution efficace pour réduire le poids en raison de la faible masse volumique de ces alliages. Toutefois, les différentes exigences citées ci-dessus: module d'élasticité élevé, tolérance aux dommages élevée et résistance à la corrosion élevée, n'ont pas été satisfaites simultanément par les alliages aluminium-lithium de l'art antérieur. Obtenir une ténacité élevée avec ces alliages s'est en particulier révélé être un problème difficile à résoudre. Prasad et al, par exemple, ont établi récemment (dans Sadhana, vol. 28, parties 1 & 2, février/avril 2003 pages 209 à 246) que des alliages Al-Li sont des matériaux candidats de premier ordre pour remplacer les alliages en Al traditionnellement utilisés. En dépit de leurs nombreux avantages de propriétés, une faible ductilité en tension et une ténacité inadéquate, spécialement dans les directions à travers l'épaisseur, militent contre leur acceptabilité . Aujourd'hui, les alliages en Al-Li ont été limités à des applications très spécifiques telles que les matériaux ayant une résistance élevée à haute température pour des aéronefs Mach 2, les matériaux ayant une ténacité améliorée à des températures cryogénique pour des applications aérospatiales, et dans certaines parties d'hélicoptères. Le brevet US 5 032 359 (Martin Marietta) décrit une famille d'alliages basée sur des alliages aluminium-cuivre-magnésium-argent auxquels du lithium a été ajouté, dans des gammes spécifiques et qui présentent une résistance élevée à température ambiante et à haute température, une ductilité élevée à températures ambiante et à haute température, une aptitude à l'extrusion, une forgeabilité, et de bonnes propriétés de soudabilité et de réponse au vieillissement naturel. Les exemples décrivent des produits extrudés. Aucune information n'est fournie quant à la ténacité, au comportement en fatigue ou à la résistance à la corrosion. Dans un mode de réalisation préféré, l'alliage consiste essentiellement en un métal à base d'aluminium, de 3,0 à 6,5 % de cuivre, de 0,05 à 2,0 % de magnésium, de 0,05 à 1,2 % d'argent, de 0,2 à 3,1 % de lithium, de 0, 05 à 0,5 % d'un élément choisi parmi le zirconium, le chrome, le manganèse, le titane, le bore, l'hafnium, le vanadium, le diborure de titane et les mélanges de ces derniers. Le document US 5 122 339 (Martin Marietta) est une continuation de la demande précédente. Il est décrit en outre une utilisation d'alliages similaire en tant qu'alliages de soudage ou en tant qu'alliages soudés. Le document US 5 211 910 (Martin Marietta) décrit les alliages à base d'aluminium contenant du Cu, du Li, du Zn, du Mg et de l'Ag qui possèdent des propriétés favorables, comme une masse volumique relativement faible, un module élevé, des combinaisons résistance mécanique/ductilité élevées, une forte réponse au vieillissement naturel avec et sans écrouissage antérieur, et un module élevé après revenu avec ou sans écrouissage antérieur. Les alliages comprennent de 1 à 7% de Cu, de 0,1 à 4% de Li, de 0,01 à 4% de Zn, de 0,05 à 3% de Mg, de 0,01 à 2 % d'Ag, de 0,01 à 2 % d'un élément choisi parmi Zr, Cr, Mn, Ti, Hf, V, Nb, B et TiB2, le reste étant de l'Al conjointement avec ses impuretés inévitables. Cette invention décrit comment des additions de Zn peuvent être utilisées pour réduire la teneur en Ag présents dans les alliages enseignés dans le document US 5 032 359 de façon à de réduire le coût. Le document US 5 455 003 (Martin Marietta) décrit un procédé de production d'alliages aluminium-cuivrelithium qui présentent une résistance mécanique et une ténacité améliorées à des températures cryogéniques. Les propriétés cryogéniques améliorées sont atteintes en régulant la composition de l'alliage, conjointement avec les paramètres de traitement tels que la quantité d'écrouissage et le revenu. Le produit est utilisé pour des réservoirs cryogéniques dans des véhicules de lancement spatial. Le document US 5 389 165 (Reynolds) décrit un alliage à base d'aluminium utile dans des structures d'aéronef et aérospatiales qui a une faible masse volumique, une résistance mécanique élevée et une haute ténacité et qui consiste essentiellement en la formule suivante: CuaLibMgcAgdZreAlbal dans laquelle a, b, c, d, e et bal indiquent la quantité en % en poids de composants d'alliage, et dans laquelle 2,8 Des conditions spéciales de traction contrôlée, entre 5 et 11 %, sont appliquées. Les exemples sont limités à une épaisseur de 19 mm et une teneur en zirconium supérieure ou égale à 0,13 % en poids. Il existe un besoin d'un alliage en Al-Li de résistance mécanique élevée, de haute ténacité et en particulier d'extension de fissure élevée avant une rupture instable, de résistance à la corrosion élevée, pour des applications aéronautiques et en particulier pour des applications de tôle de fuselage. Objet de l'invention Pour ces raisons et d'autres, les présents inventeurs sont parvenus à la présente invention concernant un alliage aluminium-lithium-magnésiumargent, qui présente une résistance mécanique élevée, une haute ténacité et spécifiquement une extension de fissure élevée avant une rupture instable de panneaux larges pré-fissurés, et une haute résistance à la corrosion. Un objet de la présente invention est un procédé de fabrication d'une tôle à base d'alliage d'aluminium ayant une ténacité et une résistance mécanique élevées, dans lequel: a) on élabore un bain de métal liquide comprenant 2,7 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,4 % en poids de Li, o, l à 0,8 % en poids d' Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi parmi Zr, Mn, Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés 15 inévitables, avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) Un autre objet de l'invention est un produit laminé, extrudé et/ou forgé en alliage d'aluminium comprenant 2,7 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,4 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids d' Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi parmi Zr, Mn, Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) Description des figures Figure 1: Courbe R dans le sens T-L (éprouvette CCT760. Figure 2: Courbe R dans le sens L-T(éprouvette 25 CCT760). Figure 3: évolution de la vitesse de fissuration dans le sens T-L lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie. Figure 4: évolution de la vitesse de fissuration 30 dans le sens L-T lorsque l'amplitude du facteur d'intensité de contrainte varie. Description détaillée de l'invention Sauf mention contraire, toutes les indications concernant la composition chimique des alliages sont exprimées comme un pourcentage en poids basé sur le poids total de l'alliage. La désignation des alliages se fait en conformité avec les règlements de The Aluminium Association, connus de l'homme du métier. Les définitions des états métallurgiques sont indiquées dans la norme européenne EN 515. Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, en d'autres termes la résistance à la rupture Rm, la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% d'allongement Rpo,2 et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1, le prélèvement et le sens de l'essai étant définis par la norme EN-485-1. La vitesse de fissuration (da/dN) est déterminée selon la norme ASTM E 647. Une courbe de l'intensité de contrainte en fonction de l'extension de fissure, connue comme la courbe R, est déterminée selon la norme ASTM E 561. Le facteur d'intensité de contrainte critique Kc, en d'autres termes le facteur d'intensité qui rend la fissure instable, est calculé à partir de la courbe R. Le facteur d'intensité de contrainte Kco est également calculé en attribuant la longueur de fissure initiale à la charge critique, au commencement de la charge monotone. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de la forme requise. Kapp représente le facteur Kco correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Keff représente le facteur Kc correspondant à l'éprouvette qui a été utilisée pour effectuer l'essai de courbe R. Aaeff(max) représente l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R. Sauf mention contraire, la taille de fissure à la fin du stade de pré-fissurage par fatigue est W/3 pour des éprouvettes du type M(T), dans laquelle W est la largeur de l'éprouvette telle que définie dans la norme ASTM E561. Il faut remarquer que la largeur de l'éprouvette utilisée dans un essai de ténacité peut avoir une influence substantielle sur l'intensité de contrainte mesurée dans l'essai. Les tôles de fuselage étant de grands panneaux, seuls les résultats de ténacité obtenus sur échantillons suffisamment larges, tels que des échantillons ayant une largeur supérieure ou égale à 400 mm, sont jugés significatifs pour l'évaluation de la ténacité. Pour cette raison, seuls les échantillons d'essai CCT760, qui avaient une largeur de 760 mm, ont été utilisés pour l'évaluation de la ténacité. La longueur de fissure initiale 2ao = 253 mm. Par tôle , on veut dire ici un produit laminé n'excédant pas 12 mm d'épaisseur. Telles qu'utilisées ici, les expressions résistance mécanique élevée, haute ténacité et extension de fissure élevée avant une rupture instable de larges panneaux pré-fissurés, et résistance à la corrosion élevée se réfèrent à des produits affichant une ou plusieurs des propriétés suivantes: - la limite d'élasticité conventionnelle RP0,2 est 30 de préférence d'au moins 450 MPa ou même 460 MPa. 2889542 13 - La résistance à la rupture Rm est de préférence d'au moins 470 MPa ou même 480 MPa. - Les propriétés de ténacité utilisant des éprouvettes CCT760 (2ao = 253 mm) sont telles que: Kapp dans la direction T-L est de préférence d'au moins 110 MPa -Fn et préférentiellement d'au moins MPa; Kapp dans la direction L-T est d'au moins MPa V et préférentiellement d'au moins 170 MPa / ; Keff dans la direction T-L est d'au moins MPa J et préférentiellement d'au moins 150 MPa,I; Keff dans la direction L-T est d'au moins MPa / et préférentiellement d'au moins 230 MPa,J; Aaeff(max), l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est de préférence d'au moins 30 mm et préférentiellement d'au moins 40 mm; Aaeff(max), l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction L-T, est de 20 préférence d'au moins 50 mm. L'alliage aluminium-lithium-argent-magnésium selon un mode de réalisation de l'invention a de manière avantageuse la composition suivante: Tableau 1: Gammes de composition d'alliages (% en poids, le reste étant du Al) Cu Li Ag Mg Large 2,7 à 3,4 0,8 à 1,4 0,1 à 0,8 0,2 à 0,6 Préférée 3,0 à 3,4 0, 8 à 1,2 0,2 à 0,5 0,2 à 0,6 Afin d'obtenir des résultats souhaités en termes de ténacité selon un mode de réalisation, il peut être avantageux d'obtenir une dissolution parfaite pendant un traitement thermique de mise en solution et également de minimiser la détérioration en particulier de la ténacité pendant la trempe. Les inventeurs ont déterminé que ceci peut être obtenu, par exemple, en limitant la quantité totale de Cu et de Li, selon la relation suivante entre le cuivre et le lithium Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) Un élément tel que Zr, Mn, Cr, Sc, Hf, Ti ou une combinaison de ceux-ci est de préférence inclus de façon à affiner le grain. Les additions dépendent de l'élément: de 0,05 à 0,13 % en poids (de préférence de 0,09 à 0,13 % en poids) pour Zr, de 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, de 0,05 à 0, 3 % en poids pour Cr et Sc, de 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti. Lorsque plusieurs de ces éléments antirecristallisants sont ajoutés, la somme peut être limitée par l'apparition de phases primaires. Fe et Si affectent généralement les propriétés de ténacité. La quantité de Fe devrait de préférence être limitée à 0,1 % en poids et la quantité de Si devrait de préférence être limitée à 0,1 % en poids (de préférence à 0,05 % en poids). Tous les autres éléments devraient également de préférence être limités à o, l % en poids (de préférence à 0,05 % en poids). Les inventeurs ont trouvé que si la teneur en cuivre est supérieure à 3,4 % en poids, les propriétés de ténacité peuvent dans certains cas chuter rapidement. Les présents inventeurs ont observé que les teneurs en Zr supérieures à 0, 13 % en poids peuvent, dans certains cas, conduire à une performance de ténacité inférieure. Quelle que soit la raison de cette chute de la ténacité, les inventeurs ont trouvé que la teneur en Zr supérieure conduisait à une formation de phases primaires A13Zr. Dans ce cas, une température de coulée élevée (telle que définie ici) peut être utilisée afin d'éviter la formation des phases primaires, mais ceci peut conduire à une plus faible qualité du métal liquide, en termes d'inclusion et de teneur en gaz. C'est pourquoi les présents inventeurs considèrent que le Zr devrait avantageusement ne pas excéder 0,13 % en poids dans certains modes de réalisation. Le bain de métal liquide ayant une composition selon l'invention est ensuite coulé. La présente invention permet d'obtenir un produit laminé, extrudé et/ou forgé dont l'épaisseur est, d'une façon avantageuse, comprise entre 2 et 12 mm. Selon un mode de réalisation avantageux de la présente invention, un alliage ayant des quantités régulées d'éléments d'alliage est coulé sous forme de plaque. La plaque est ensuite homogénéisée à 490 à 530 C pendant 5 à 60 heures. Les inventeurs ont observé que les températures d'homogénéisation supérieures à 530 C peuvent tendre à réduire la performance de ténacité dans certains cas. Avant le laminage à chaud, les plaques sont rechauffées à 490 à 530 0C pendant 5 à 30 h. Un laminage à chaud est réalisé pour obtenir une épaisseur comprise entre 4 et 12 mm. Pour une épaisseur d'approximativement 4 mm ou moins, une étape de laminage à froid peut être ajoutée, si nécessaire. La tôle obtenue a une épaisseur comprise entre 2 et 12 mm, et l'invention est plus avantageuse pour des tôles de 2 à 9 mm d'épaisseur. Les tôles sont ensuite mises en solution, par exemple par traitement entre 490 et 530 C pendant 15 min à 2 h, puis trempées avec de l'eau à température ambiante. Le produit subit ensuite une traction contrôlée de 1 à 5 % et préférentiellement de 2,5 à 4 %. Si la traction est supérieure à 5 %, les propriétés mécaniques peuvent ne pas être suffisamment améliorées et.on peut rencontrer des difficultés industrielles telles qu'une mise en oeuvre élevée, ce qui augmenterait le coût du produit. Un revenu est réalisé à une température comprise entre 140 et 170 C pendant 5 à 30 h et, plus préférentiellement, entre 140 et 155 C pendant 10 à 30 h. Des températures de mise en solution inférieures favorisent généralement une haute ténacité. Dans un mode de réalisation de la présente invention, l'étape de revenu est divisée en deux étapes: une étape de pré-revenu antérieure à une opération de soudage, et un traitement thermique final d'un élément structural soudé. Dans le cadre de la présente invention, un soudage par friction-agitation est une technique de soudage préférée. Les caractéristiques des tôles obtenues selon ce mode de réalisation sont les suivantes: - La limite d'élasticité conventionnelle Rpo,2 est de préférence d'au moins 450 MPa ou même 460 MPa. - La résistance à la rupture Rm est de préférence d'au moins 470 MPa ou même 480 MPa. - Les propriétés de ténacité utilisant des éprouvettes CCT760 (avec 2ao = 253 mm) sont telles que: Kapp dans la direction T-L est de préférence d'au moins 110 MPa et préférentiellement d'au moins MPa J; Kapp dans la direction L-T est d'au moins MPa et préférentiellement d'au moins 170 MPa; Keff dans la direction T-L est d'au moins 130 MPa I et préférentiellement d'au moins 150 MPa J; Keff dans la direction L-T est d'au moins MPar-n et préférentiellement d'au moins 230 MPa v; Daeff(max) , l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction T-L est de préférence d'au moins 30 mm et préférentiellement d'au moins 40 mm; Aaeff(max), l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R dans la direction L-T, est de préférence d'au moins 50 mm. La mise en forme de la tôle de l'invention peut avantageusement être effectuée par emboutissage profond, pressage, fluotournage, laminage de profil ou pliage, ces techniques étant connues de l'homme du métier. Dans l'assemblage de pièces structurales, toutes les techniques connues et possibles de rivetage et de soudage appropriées pour des alliages en aluminium peuvent être utilisées, si souhaité. Ladite tôle peut être fixée à des raidisseurs ou des cadres, par exemple par rivetage ou soudage. Les inventeurs ont trouvé que si le soudage est choisi, il peut être préférable d'utiliser des techniques de soudage à basse température, qui aident à assurer que la zone affectée thermiquement soit aussi petite que possible. A cet égard, le soudage au laser et le soudage par frictionagitation donnent souvent des résultas particulièrement satisfaisants. La tôle de l'invention, avant ou après mise en forme, peut avantageusement être soumise à un revenu pour conférer des propriétés mécaniques statiques améliorées. Ce revenu peut également être conduit de manière avantageuse sur un élément structural assemblée si souhaité. Un élément structural, formé d'une tôle selon l'invention et de raidisseurs ou de cadres, ces raidisseurs ou cadres étant de préférence constitués de profils extrudés, peut être utilisée en particulier pour la fabrication de fuselage aéronautique de même que toute autre utilisation où les présentes propriétés pourraient être avantageuses. Selon l'invention, des éléments de structures, des raidisseurs, et/ou des panneaux de fuselage, peuvent être fabriqués à partir des produits laminés, extrudés, et/ou forgés obtenus. Les inventeurs ont trouvé que la tôle de l'invention a des propriétés mécaniques statiques particulièrement favorables et une haute ténacité. Pour des produits connus, les tôles à haute ténacité ont généralement de faibles limites d'élasticité et résistance à la rupture. Pour la tôle de l'invention, les propriétés mécaniques élevées favorisent une application industrielle pour des parties structurales d'aéronef, la limite d'élasticité et la résistance à la rupture de ladite tôle étant des caractéristiques qui sont directement prises en compte pour le calcul du dimerisionnement non structural. Des calculs de panneaux de fuselage, d'éléments de structure et de raidisseurs selon l'invention ont montré une possibilité de réduction de poids comparé à des panneaux de fuselage, des éléments de structure et des raidisseurs avec une tôle de l'art antérieur en alliage 2024, 2056, 2098, 7475 ou 6156. De telles réductions de poids peuvent dans certains modes de réalisation aller de 1 à 10 % et, dans certains cas, des réductions de poids même supérieures peuvent être atteintes. La tôle de l'invention n'induit généralement aucun problème particulierpendant des opérations ultérieures de traitement de surface classiquement utilisées en construction aéronautique, en particulier pour un polissage mécanique ou chimique, ou des traitements destinés à améliorer l'adhérence des revêtements de polymère. La résistance à la corrosion intergranulaire de la tôle de l'invention est généralement élevée; à titre d'exemple, on ne détecte en général que des piqûres lorsque le métal est soumis à un essai de corrosion. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, la tôle de l'invention peut être utilisée sans placage avec un alliage peu chargé en éléments d'alliage. Ces aspects, ainsi que d'autres de l'invention sont expliqués plus en détail à l'aide de l'exemple illustratif et non limitant suivant. Exemple En relation avec la présente invention, plusieurs matériaux connus sont présentés à des fins de comparaison (références A à E). Ils comprennent les alliages 2024, 2056, 2098, 7475 et 6156. Les exemples de l'invention sont marqués F à I. La composition chimique des divers alliages testés est fournie dans le tableau 2. Tableau 2: Composition chimique (% en poids) Référence Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Zr Li Ag Ti de coulée A (2024) 0,12 0,15 4,2 0,5 1,4 0,05 0,2 0,02 - - 0,02 B (2056) 0,06 0,09 4,0 0,4 1,3 - 0,6 - - - 0,02 C (7475) 0,04 0,07 1,6 0,01 2,2 0,2 5,8 0,02 - - 0,02 D (6156) 0,78 0,07 0,9 0,45 0,75 0,01 0,14 0,02 - - 0,02 E (2098) 0,03 0,04 3,6 0,01 0,32 0,01 0,01 0,14 1,00 0,33 0,02 F 0,02 0,04 3,3 0,01 0,31 0,01 0,01 0,12 0,96 0,32 0,02 G 0,05 0,06 3,2 0, 01 0,31 0,01 0,01 0,11 0,93 0,32 0,03 H 0,05 0,06 3,3 0,02 0,31 0,01 0,06 0,11 0,96 0,34 0,02 I 0,05 0,06 3,2 0,01 0,31 0,01 0,01 0,11 0,94 0,33 0, 03 La masse volumique des différents alliages testés est présentée dans le tableau 3. Les échantillons F à I présentent la plus faible masse volumique des 20 différents matériaux testés. Tableau 3: Masse volumique des alliages testés Référence Masse volumique (g/cm3) A (2024) 2,78 B (2056) 2,78 C (7475) 2,81 D (6156) 2,72 E (2098) 2,70 F 2, 69 G 2,69 H 2,69 I 2,69 Le procédé utilisé pour la fabrication des échantillons de référence A à D est le procédé industriel classique. Les états métallurgiques finaux pour A, B, C et D étaient, respectivement, T3, T3, T76 et T6. Le procédé utilisé pour fabriquer les échantillons E et F est présenté dans le tableau 4. A des fins de comparaison, les échantillons E (2098) n'ont pas été transformés avec leurs conditions les plus habituelles, qui comprennent une opération de traction contrôlée avec un allongement entre 5 et 10 Tableau 4: Conditions des étapes consécutives de transformation Référence E Références F et G Revenu T8 T8 Relaxation des Oui Oui contraintes par chauffage Homogénéisation 8 h à 500 C 8 h à 500 C + 36 h à 526 C + 36 h à 526 C Préchauffage avant laminage à 20 h à 520 C 20 h à 520 C chaud Laminage à chaud Epaisseur > 4 mm Epaisseur > 4 mm Laminage à froid Epaisseur Tableau 5: Dimensions finales des échantillons Echantillon Epaisseur Largeur Longueur [mm] [mm] [mm] A 6,0 2 000 3 000 B 6,0 2 000 3 000 C 6,3 1 900 4 000 D 4,6 2 500 4 500 E#1 2 1 000 2 500 E#2 3,2 1 000 2 500 E#3 4, 5 1 250 2 500 E#4 6,7 1 250 2 500 F#1 3 1 000 2 500 F42 5 1 250 2 500 F#3 6,7 1 250 2 500 G#1 4 2 450 9 600 G42 5 2 450 9 600 G#3 5 1 500 3 000 La structure granulaire des échantillons a été caractérisée à partir de l'observation microscopique des sections transversales après oxydation anodique, sous lumière polarisée ou après une attaque chromique. On a déterminé un taux de recristallisation. Le taux de recristallisation est défini comme la fraction de surface occupée par des grains recristallisés. Les résultats sont fournis dans le tableau 6. Tableau 6: Etat de recristallisation des échantillons Echantillon Epaisseur [mm] Taux de recristallisation A 6,0 100 % B 6,0 100 % C 6,3 80 à 100 % D 4,6 100 % E#1 2, 100 % E#2 3,2 100 % F#1 3 100 % Les échantillons ont été testés pour déterminer leurs propriétés mécaniques statiques de même que leur résistance à la propagation de fissures. La limite d'élasticité Rpo, 2r la résistance à la rupture Rm, et l'allongement à la rupture (A) sont fournis dans le tableau 7. Tableau 7: Propriétés mécaniques des échantillons Sens L Sens LT Echantillon Epaisseur Rm( Rpo,2 A Rm Rpo,2 A MF.a) (MPa) (%) (MPa) (MPa) (%) A 6,0 454 367 19 448 323 19,3 B 6,0 460 367 20 450 325 21 C 6,3 510 450 14 506 460 11,5 D 4,6 374 356 12 375 339 12 E#4 6,7 560 540 12 557 531 11,7 F#1 3 490 469 13,0 512 467 12,5 F#2 5 498 470 12,2 502 453 11,1 F#3 6,7 514 481 12,2 509 468 11,6 Les propriétés mécaniques statiques des échantillons selon l'invention sont très élevées comparés à l'alliage classique de la gamme 2XXX tolérant aux dommages, et du même ordre de grandeur que l'échantillon 7475 T76 référencé C. La résistance mécanique des échantillons selon l'invention est légèrement inférieure à la résistance mécanique de l'alliage de référence E (2098). Les inventeurs considèrent que la teneur en cuivre inférieure et la teneur en zirconium inférieure des échantillons selon l'invention influençent légèrement la résistance mécanique des échantillons selon l'invention. Les courbes R des échantillons E#3, F#2 et F#3 sont fournies sur les figures 2 et 3, pour les directions T-L et L-T, respectivement. La figure 2 montre clairement que l'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R (Aaeff(max)) est beaucoup plus grande pour les échantillons de l'invention que pour l'échantillon E#3. Ce paramètre est au moins aussi critique que les valeurs Kapp du fait que, comme expliqué dans la description de l'art antérieur, la longueur de la courbe R est un paramètre important pour la conception du fuselage. La figure 3 montre la même tendance, mais la différence est plus faible car la direction L-T donne intrinsèquement un meilleur résultat. La courbe R de l'échantillon F#3 n'a pas pu être mesurée dans la direction L-T car la charge maximale de la machine a été atteinte. Le tableau 8 résume les résultats des essais de ténacité. Tableau 8: Résultats des essais de ténacité T-L L-T (éprouvette de (éprouvette de largeur 760 mm) largeur 760 mm) Echantillon Epaisseur Kapp Keff Kappa Keffl [mm] (M1?aym) (MPaym) (MPa-lm) (MPa=,lm) A 6,0 114 160 130 180 B 6,0 140 220 150 236 C 6,3 110 135 150 206 D 4,6 125 178 147 214 E#1 2 95 108 114 131 E#2 3,1 104 114 160 200 E#3 4,5 154, 0 174,1 148,2 188,4 E#4 6,7 103 112 123 143 F#2 5 140,6 171,1 178,6 236,6 F#3 6,7 139,7 170,8 155,2 172 Les résultats issus de la courbe R sont regroupés dans le tableau 9. L'extension de fissure du dernier point valide de la courbe R est supérieure pour l'échantillon F#2 de l'invention que pour l'échantillon E#3 de référence. Les inventeurs considèrent que plusieurs raisons peuvent être proposées pour expliquer cette performance, comme la plus faible teneur en Cu, et:ou la plus faible teneur en Zr. Tableau 9: Données de résumé de la courbe R Aa [mm] 10 20 30 40 50 Kr E#3 125 161 - - (Direction T-L) (MPa= ) F#2 113 141 159 170 178 Kr E43 115 141 159 174 185 (Direction L-T) (MPa= ) F#2 122 159 185 206 225 Les figures 3 et 4 montrent l'évolution de la vitesse de fissuration da/dN (en mm/cycle) dans l'orientation T-L et L-T, respectivement, lorsque pour différents niveaux de facteur d'intensité de contrainte(AK). La largeur de l'échantillon était de 400 mm (éprouvette CCT 400) et R = 0,1. On n'observe pas de différence majeure entre les échantillons E et F. La vitesse de fissuration de l'échantillon F est dans la même gamme que dans celle typiquement obtenue pour les alliages 6156 et 2056. La résistance à la corrosion intergranulaire des échantillons E#2, F#2 et F#3 a été testée selon la norme ASTM G110. Pour tous les échantillons, on n'a détecté aucune corrosion intergranulaire. Pour l'échantillon B (pour lequel on avait enlevé le placage), on a observé une corrosion intergranulaire avec une profondeur moyenne de 120 pm et pour l'échantillon D (pour lequel on avait enlevé le placage), on a observé une corrosion intergranulaire avec une profondeur moyenne de 180 pm. La résistance à la corrosion intergranulaire était ainsi forte pour les échantillons selon l'invention. L'invention dans ses plus larges aspects n'est pas limitée aux détails spécifiques, et aux dispositifs représentatifs, montrés et décrits ici. Par conséquent, diverses modifications peuvent être effectuées sans sortir de l'esprit ou de la portée du concept inventif général tel que défini par les revendications annexées et leurs équivalents. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation ci-dessus décrits et représentés, à partir desquels on pourra prévoir d'autres modes et d'autres formes de réalisation, sans pour autant sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé de fabrication d'une tôle à base d'alliage d'aluminium ayant une ténacité et une résistance mécanique élevées, dans lequel: a) on élabore un bain de métal liquide comprenant 2,7 à 3,4 % en poids de Cu, 0, 8 à 1,4 % en poids de Li, o, l à 0,8 % en poids d' Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi parmi Zr, Mn, Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et de 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) 2. Procédé de fabrication d'une tôle selon la revendication 1, dans lequel: a) on élabore un bain de métal liquide comprenant 3,0 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,2 % en poids de Li, 0,2 à 0,5 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi dans parmi Zr, Mn Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,09 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) 3. Produit laminé, extrudé et/ou forgé en alliage en aluminium comprenant 2,7 à 3,4 % en poids de Cu, 0,8 à 1,4 % en poids de Li, 0,1 à 0,8 % en poids de Ag, 0,2 à 0,6 % en poids de Mg et au moins un élément choisi parmi Zr, Mn, Cr, Sc, Hf et Ti, la quantité dudit élément, s'il est choisi, étant de 0,05 à 0,13 % en poids pour Zr, 0,05 à 0,8 % en poids pour Mn, 0,05 à 0,3 % en poids pour Cr et pour Sc, 0,05 à 0,5 % en poids pour Hf et 0,05 à 0,15 % en poids pour Ti, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables, avec la condition supplémentaire que la quantité de Cu et de Li soit telle que Cu (% en poids) + 5/3 Li (% en poids) 4. Produit laminé, extrudé et/ou forgé selon la revendication 3, ayant une épaisseur comprise entre 2 et 12 mm. 5. Tôle en alliage d'aluminium produite par le procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que: (a) sa limite d'élasticité conventionnelle mesurée à 0,2% d'allongement est d'au moins 450 MPa, et (b) sa ténacité Kapp, mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (avec 2ao = 253 mm), est d'au moins MPa / dans le sens T-L, (c) son extension de fissure Aaeff(max) du dernier 30 point valide de la courbe R dans la direction T-L est d'au moins 30 mm. 6. Tôle en alliage d'aluminium produite par le procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que: (a) sa limite d'élasticité conventionnelle testée à 0,2% d'allongement d'au moins 460 MPa, et (b) sa ténacité Kapp, mesurée sur des éprouvettes de type CCT760 (avec 2ao = 253 mm), est d'au moins MPa dans le sens T-L, et (c) son extension de fissure Aaeff(max) du dernier 10 point valide de la courbe R dans la direction TL est d'au moins 40 mm. 7. Panneau de fuselage d'aéronef comprenant au moins une tôle en alliage d'aluminium selon la revendication 5 ou 6. 8. Element de structure produit à partir d'une tôle en alliage d'aluminium selon la revendication 5 ou 6. 9. Raidisseur comprenant au moins un produit selon la revendication 5 ou 6. 10. Panneau de fuselage selon la revendication 7, dont le poids est de 1 à 10 % inférieur au poids d'un panneau de fuselage de propriété comparable dans un alliage sélectionné dans le groupe formé par les alliages 2024, 2056, 2098, 7475 et 6156. 11. Raidisseur selon la revendication 9, dont le poids est de 1 à 10 % inférieur au poids d'un raidisseur de propriété comparable dans un alliage sélectionné dans le groupe formé par les alliages 2024, 2056, 2098, 7475 et 6156. 12. Element de structure selon la revendication 8, dont le poids est de 1 à 10 % inférieur au poids d'un élément de structure de propriété comparable dans un alliage sélectionné dans le groupe formé par les alliages 2024, 2056, 2098, 7475 et 6156.