FR 2855834 A1 20041210 FR 0406102 A 20040607 PRODUIT OUVRE EN ALLIAGE A GRANDE TOLERANCE AUX DOMMAGES, EN PARTICULIER POUR DES APPLICATIONS DANS LE DOMAINE AEROSPATIAL L'invention est relative à un alliage d'aluminium, en particulier un alliage du type Al-Cu-Mg (ou à des alliages d'aluminium de la série 2000 selon la nomenclature de l'Aluminium Association). Plus spécifiquement, la présente invention concerne un 10 alliage d'aluminium à durcissement par vieillissement, à grande résistance mécanique, à grande ténacité à la rupture et à faible propagation des fissures, et à des produits ouvrés constitués de cet alliage. Les produits ouvrés à l'aide de cet alliage conviennent très bien dans l'aérospatiale, mais ne se limitent pas à de telles applications. L'alliage peut être transformé en produits ouvrés de diverses formes 15 (par exemple des feuilles, des tôles minces, des tôles épaisses ou des articles extrudés ou forgés). L'alliage d'aluminium peut être non revêtu, revêtu ou plaqué avec un autre alliage d'aluminium afin d'améliorer encore davantage les propriétés, par exemple la résistance à la corrosion. Dans l'industrie aérospatiale, les concepteurs et les constructeurs cherchent 20 constamment à améliorer le rendement énergétique et les coûts de fonctionnement. Le rendement peut être amélioré par de nouveaux allégements. Une manière d'y parvenir consiste à améliorer les propriétés des matières concernées de façon que la construction réalisée avec cet alliage puisse être conçue d'une manière plus efficace ou qu'elle ait globalement de meilleures performances. Grâce à de meilleures 25 propriétés de la matière, les coûts de fonctionnement peuvent eux aussi être fortement réduits grâce à des contrôles plus espacés des avions. Ordinairement, les panneaux intrados sont en alliage AA2324 à revenu T39. Pour le revêtement des fuselages, on a utilisé ordinairement AA2024 à revenu T351. En effet, ces alliages à ces valeurs de revenu présentent les propriétés requises de matières sous efforts de 30 traction, c'est-à-dire des niveaux de résistance mécanique acceptables, une grande ténacité et une faible propagation des fissures. On conçoit aujourd'hui de nouveaux avions à meilleur rendement, ce qui conduit à souhaiter une amélioration des propriétés de la matière. US-5 652 063 propose un alliage de la série AA2000 à rapport Cu/Mg de 5 35 à 9 et à résistance mécanique supérieure à 531 MPa. L'alliage peut servir à la fois pour le panneau intrados et pour le revêtement de fuselage. Cet alliage est destiné en particulier aux avions supersoniques. US-5 593 516 propose un alliage de la série AA2000 dans lequel le cuivre (Cu) et le magnésium (Mg) sont maintenus à des niveaux de préférence sous la limite s de solubilité. De préférence, [Cu] = 5,2 - 0,91[Mg]. Dans US5 376 192 et US-5 512 112, documents issus de la même demande initiale de brevet des E.U.A., l'apport d'argent (Ag) dans des proportions de 0,1 à 1,0% en poids n'a pas été proposé. La demande de brevet des E.U.A. US2001/0 006 082 propose un alliage de la série AA2000 convenant en particulier pour les panneaux d'intrados, sans éléments 10 formant des dispersoides comme Zr, Cr ou V. Il est également indiqué que les avantages sont obtenus avec un rapport Cu/Mg obligatoirement supérieur à 10. Pour les avions selon les nouvelles conceptions, on souhaite des propriétés encore meilleures que celles que possèdent les alliages décrits plus haut afin de concevoir des avions plus rentables financièrement et moins polluants. Ainsi, on a 15 besoin d'un alliage d'aluminium permettant d'atteindre un meilleur équilibre approprié des propriétés dans les produits ouvrés de la forme concernée. La présente invention vise à réaliser un produit ouvré en alliage d'aluminium, convenant en particulier dans les applications aérospatiales, 20 appartenant aux alliages de la série AA2000 et ayant un équilibre de grande résistance mécanique et de grande ténacité à la rupture et une grande résistance à la fatigue et une faible propagation des fissures par fatigue, qui soient au moins comparables à ceux de l'alliage AA2024-HDT. La présente invention vise en outre à réaliser un procédé de fabrication d'un 25 tel produit ouvré en alliage d'aluminium. La présente invention concerne un alliage d'aluminium de la série AA2000 pennrmettant d'atteindre un équilibre de propriétés, dans n'importe quel produit concerné, qui soit meilleur que l'équilibre des propriétés des divers alliages industriels d'aluminium de la série AA2000 actuellement utilisés pour de tels 30 produits ou que l'aluminium AA2000 proposé jusqu'à présent. L'objectif est atteint par une composition préférée proposée pour l'alliage selon la présente invention, essentiellement composé, en pourcentage de poids, de 0,3 à 1% de magnésium (Mg), 4,4 à 5,5% de cuivre (Cu), 0 à 0,20% de fer (Fe), 0 à 0,20% de silicium (Si), 0 à 0,40% de zinc (Zn) et Mn à raison de 0,15 à 0,8 sous la 35 forme d'un élément formant des dispersoides en combinaison avec un ou plusieurs éléments formant des dispersoides, choisis dans le groupe comprenant (Zr, Sc, Cr, Hf, Ag, Ti, V), à raison de: 0 à 0,5% de zirconium, 0 à 0,7% de scandium, 0 à 0,4% de chrome, 0 à 0,3% d'hafnium, 0 à 0,4% de titane, 0 à 1,0% d'argent, le reste étant constitué par de l'aluminium et autres éléments occasionnels, et de ce fait les quantités de Cu-Mg étant limitées de telle sorte que: -1,1 [Mg] + 5,38 Dans une forme de réalisation préférée, les proportions de Cu et Mg sont choisies de telle sorte que: Cu 4,4 à 5,5, Mg 0,35 à 0,78, et sachant que -1,1[Mg] + 5,38 Dans une forme de réalisation davantage préférée, les proportions de Cu et Mg sont choisies de telle sorte que: Cu 4,4 à 5,35, Mg 0,45 à 0,75, et sachant que -0,33[Mg] + 5,15 Dans une forme de réalisation davantage préférée, les proportions de Cu et Mg sont choisies de telle sorte que: Cu 4,4 à 5,5, et de préférence encore 4,4 à 5,35, Mg 0,45 à 0,75, et sachant que -0,9[Mg] + 5,58 et de préférence encore -0,90[Mg] + 5,60 L'inventeur a eu la grande surprise de constater que les éléments formant des dispersoides sont aussi déterminants pour l'équilibre des propriétés que le sont les quantités de Cu et Mg sur celui-ci. Zn peut être présent dans l'alliage selon la 25 présente invention. Pour parvenir à des propriétés optimales, les proportions de Mn ont été choisies très soigneusement par rapport à la proportion de Ag. Lorsque Ag est présent dans l'alliage, la proportion de Mn ne doit pas être trop élevée, de préférence inférieure à 0,4% en poids. La proportion de Zr ne doit pas non plus être trop grande. On a constaté que Cr, considéré comme ayant un effet défavorable sur l'équilibre des 30 propriétés, a en réalité un effet positif, mais de préférence alors en l'absence de Zr dans l'alliage. Si on tient compte de cet effet des dispersoides, les proportions optimales de Cu et Mg sont différentes de celles qui ont été utilisées jusqu'à présent. Etonnamment, l'équilibre des propriétés du présent alliage surpasse effectivement celui des alliages selon la technique antérieure. Du fer peut être présent à raison de 0,20% au maximum, et de préférence est maintenu à un maximum de 0,10%. Une proportion typique préférée de fer doit être de 0,03 à 0,08%. Du silicium peut être présent à raison de 0,20% au maximum, et de 5 préférence est maintenu à un maximum de 0,10%. Une proportion typique préférée de silicium doit être la plus basse possible et doit ordinairement, pour des raisons pratiques, être de 0,02 à 0,07%. Du zinc peut être présent dans l'alliage selon l'invention à raison de 0, 40% au maximum. De préférence encore, il est présent à raison de 0,10 à 0, 25%. Des éléments sous forme d'impuretés et des éléments occasionnels peuvent être présents conformément aux règles classiques de l'AA, en l'occurrence chacun à un maximum de 0,05% pour un total de 0,15%. Aux fins de la présente invention, on signifie par l'expression "sensiblement exempt" qu'aucun apport volontaire d'un tel élément d'alliage n'a été fait en ce qui 15 concerne la composition, mais qu'en raison d'impuretés et/ou de lessivages résultant d'un contact avec des équipements de fabrication, des traces de tel élément peuvent néanmoins atteindre le produit final en alliage. L'apport de Mn est important dans l'alliage selon l'invention comme élément formant des dispersoïdes et doit être de 0,15 à 0,8%. Un maximum préféré pour 20 l'apport de Mn est inférieur à 0,40%. De préférence, un apport de Mn plus approprié est de 0,15 à L'apport éventuel de Zr ne doit pas dépasser 0,5%. Un maximum préféré pour la proportion de Zr est de 0,18%. En outre, une proportion plus appropriée de Zr 25 est de 0,06 à 0,15%. Dans une forme de réalisation, l'alliage est sensiblement exempt de Zr mais, dans ce cas, il doit contenir Cr, et d'une manière typique Cr à raison de 0,05 à 0,30%, et de préférence à raison de 0,06 à 0,15%. L'apport éventuel de Ag ne doit pas dépasser 1,0%, et une limite inférieure 30 préférée est de 0,1%. De préférence, l'apport de Ag est de 0,20 à 0,8%. De préférence encore, l'apport de Ag est de 0,20 à 0,60%, et de préférence même de 0,25 à 0,50%, et de préférence surtout de 0,32 à 0, 48%. En outre, les éléments Sc, Hf, Ti et V formant des dispersoïdes peuvent être utilisés dans les proportions indiquées. Dans une forme de réalisation davantage 35 préférée, le produit en alliage selon l'invention est sensiblement exempt de V, par exemple dans une proportion de Dans une forme particulière de réalisation du produit ouvré en alliage selon 5 la présente invention, l'alliage est essentiellement composé de, en pourcentages de poids: Mg 0,45 à 0,75, et ordinairement environ 0,58 Cu 4,5 à 5,85, et ordinairement environ 5,12 Zr 0,0 à 0,18, et ordinairement environ 0,14 10 Mn 0,15 à 0,40, et ordinairement environ 0, 3 Ag 0,20 à 0,50, et ordinairement environ 0,4 Zn 0 à 0,25, et ordinairement environ 0,12 Si Dans une autre forme particulière de réalisation du produit en alliage ouvré selon la présente invention, l'alliage contient essentiellement, en pourcentages de poids: Mg 0,45 à 0,75, et ordinairement environ 0,62 Cu 4, 5 à 5,85, et ordinairement environ 5,1 Zr sensiblement absent, ordinairement moins de 0,01 Cr 0,05 à 0,28, et ordinairement environ 0,12 Mn 0,15 à 0,40, et ordinairement environ 0,3 25 Ag 0,20 à 0,50, et ordinairement environ 0,4 Zn 0 à 0,25, et ordinairement environ 0,2 Si Dans une autre forme particulière de réalisation du produit ouvré en alliage selon la présente invention, le produit est de préférence traité par un revenu T8 et l'alliage contient essentiellement, en pourcentages de poids Mg 0,65 à 1,1, et ordinairement environ 0,98 35 Cu 4,5 à 5,35, et ordinairement environ 4,8 Zr 0,0 à 0,18, et ordinairement environ 0,14 Mn 0,15 à 0,40, et ordinairement environ 0,3 Ag 0,20 à 0,50, et ordinairement environ 0,4 Zn 0 à 0,25, et ordinairement environ 0,2 5 Si L'alliage selon l'invention peut être réalisé par fusion classique et peut être coulé en 10 lingots d'une forme appropriée, par exemple par coulée continue. Il est également possible d'utiliser des agents d'affinage de grain à base de Ti, comme par exemple le borure de titane ou le carbure de titane. Après un écroûtage et une éventuelle homogénéisation, les lingots subissent une nouvelle transformation, par exemple par extrusion ou forgeage ou laminage à chaud en une ou plusieurs étapes. Ce traitement 15 peut être interrompu par un recuit intermédiaire. Un autre traitement peut être constitué par un travail à froid, à savoir un laminage ou un étirage à froid. Le produit subit un traitement thermique de mise en solution et une trempe par immersion dans ou par pulvérisation d'eau froide, ou par un refroidissement rapide jusqu'à une température inférieure à 95 C. Le produit peut subir un autre traitement, par exemple 20 un laminage ou un étirage, par exemple jusqu'à 12%, ou peut subir une relaxation des contraintes par étirage ou compression et/ou un vieillissement jusqu'à un revenu final ou intermédiaire. Le produit peut être façonné ou usiné pour réaliser la structure finale ou intermédiaire, avant ou après le vieillissement final, voire avant le traitement thermique de mise en solution. La conception d'avions commerciaux nécessite différents ensembles de propriétés pour différents types d'éléments de structure. Les propriétés importantes de la matière pour un produit constituant une plaque de fuselage sont les propriétés de tolérance aux dommages sous efforts de traction (c'est-à-dire la ténacité à la 30 rupture et la résistance à la corrosion). Les propriétés importantes de la matière d'un panneau d'intrados de voilure dans un avion à réaction gros porteur et commercial sont semblables à celles pour un produit destiné à des plaques de fuselage, mais ordinairement une plus grande résistance à la traction est souhaitée par les constructeurs d'avion. La tenue à la fatigue devient également une propriété essentielle de la matière pour la présente application. Les propriétés importantes de la matière pour des pièces usinées à partir d'une plaque épaisse dépendent de la pièce usinée finale. Cependant, d'une façon 5 générale, le gradient des propriétés de la matière dans le sens de l'épaisseur doit être faible et les propriétés techniques telles que la résistance mécanique, la ténacité à la rupture, la résistance à la fatigue et à la corrosion doivent être d'un haut niveau. La présente invention concerne une composition d'alliage transformée en divers produits tels que, d'une manière nullement limitative, des feuilles, des tôles, 10 des tôles épaisses, etc., égalant ou surpassant les propriétés actuellement souhaitées des matières. L'équilibre des propriétés du produit surpassera l'équilibre des propriétés du produit réalisé à l'aide d'alliages actuellement utilisés dans l'industrie pour ce type d'application, en particulier ceux des alliages classiques AA2024 et AA2024-HDT. Il a été constaté avec surprise, à l'intérieur de la fenêtre AA2000, une 15 fenêtre de composition chimique qui assure cette capacité exclusive. La présente invention a résulté d'une étude portant sur l'effet des proportions et types de dispersoides (par exemple Zr, Cr, Sc, Mn) et de leurs combinaisons avec Cu et Mg, sur les phases et la microstructure formées pendant le traitement. Certains de ces alliages ont été transformés en tôle et en plaque et ont subi des essais portant 20 sur la résistance à la traction, la ténacité à la déchirure de Kahn et la résistance à la corrosion. L'interprétation de ces résultats a permis de penser de façon étonnante qu'un alliage d'aluminium réalisé avec une composition chimique dans une certaine fenêtre présente d'excellentes propriétés de tolérance aux dommages aussi bien pour une feuille que pour une tôle, une t1ôle épaisse, des pièces extrudées et des pièces 25 forgées, ce qui permet d'en faire un alliage polyvalent. Le produit en alliage possède en outre de bonnes caractéristiques de soudabilité. L'invention consiste également en ce que le produit ouvré en alliage selon la présente invention peut être pourvu, sur une seule ou sur les deux faces, d'un plaquage ou d'un revêtement. De tels produits plaqués ou revêtus utilisent une partie 30 centrale constituée par l'alliage de base en aluminium selon l'invention et un plaquage d'une pureté généralement plus grande qui, en particulier, protège contre la corrosion la partie centrale, ce qui est particulièrement avantageux dans des applications aérospatiales. Le plaquage comprend, d'une manière nullement limitative, de l'aluminium sensiblement non allié ou de l'aluminium ne contenant pas 35 plus de 0,1 ou 1% de tous les autres éléments. Les alliages d'aluminium désignés ici par la série du type lxxx comprennent les alliages de l'Aluminium Association (AA), dont les sous-classes du type 1000, du type 1100, du type 1200 et du type 1300. Ainsi, le plaquage sur la partie centrale peut être choisi parmi divers alliages de l'Aluminium Association, tels que 1060, 1045, 1100, 1200, 1230, 1135, 1235, 1435, 5 1145, 1345, 1250, 1350, 1170, 1175, 1180, 1185, 1285, 1188, 1199 ou 7072. De plus, des alliages de la série AA7000, tels que 7072 qui contient du zinc (0,8 à 1,3%) ou une variante de celui-ci avec 0,4 à 0,9% en poids de zinc, peuvent servir de plaquages et les alliages de la série AA6000, tels que 6003 ou 6253, qui contiennent ordinairement plus de 1% d'additifs d'alliage, peuvent servir de plaquages. D'autres 10 alliages pourraient également servir de plaquages dans la mesure o ils assurent en particulier une protection globale suffisante de l'alliage central contre la corrosion. Le plaquage peut également être un alliage d'aluminium choisi dans la série AA 4000 et peut servir pour la protection anti-corrosion et peut être utile lors d'une opération de soudage, par exemple comme expliqué dans US-6 153 854 (intégré à titre de 15 référence dans la présente description), o on peut se passer d'utiliser du fil d'apport supplémentaire. La couche ou les couches de plaquage sont généralement beaucoup plus minces que la partie centrale, chacune représentant 1 à 15% ou 20%, voire 25% de l'épaisseur totale du composite. Une couche de plaquage ou de revêtement représente plus couramment environ 1 à 11% de l'épaisseur totale du composite. Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un procédé préféré de fabrication du produit en alliage d'aluminium selon l'invention sous la forme d'un élément de structure. Le procédé de fabrication d'un alliage de la série AA2000 à grande résistance mécanique, grande ténacité et faible propagation des fissures par fatigue, ayant une bonne résistance à la corrosion, comprend les étapes de traitement 25 consistant à: a) couler un lingot ayant une composition indiquée dans la description et les revendications; b) homogénéiser et/ou préchauffer le lingot après la coulée; c) travailler à chaud le lingot pour en faire un produit pré-ouvré; 30 d) réchauffer éventuellement le produit pré-ouvré, et e) travailler à chaud et/ou travailler à froid pour obtenir une pièce d'une forme voulue; f) soumettre à un traitement thermique de mise en solution ladite pièce formée, à une température et pendant un temps suffisants pour mettre en solution 35 solide sensiblement tous les constituants solubles de l'alliage; g) tremper la pièce soumise au traitement thermique de mise en solution soit par trempe par pulvérisation soit par trempe par immersion dans de l'eau ou d'autres agents de trempe; h) étirer ou comprimer éventuellement la pièce trempée ou autrement 5 transformée à froid pour relâcher les contraintes, par exemple pour niveler des produits sous forme de tôle; i) faire éventuellement vieillir la pièce trempée et éventuellement étirée et/ou comprimée pour réaliser un revenu voulu, par exemple les revenus T3, T351, T36, T3x, T4, T6, T6x, T651, T87, T89, T8x; j) éventuellement réaliser ensuite un usinage du produit formé jusqu'à l'obtention de la forme finale de l'élément de structure. Les produits en alliage selon la présente invention sont ordinairement réalisés par fusion, puis peuvent être coulés de manière continue (C.C.) en lingots ou par d'autres techniques de coulée appropriées. Ordinairement, le traitement 15 d'homogénéisation est réalisé en une ou plusieurs étapes, chaque étape ayant une température de 460 à 535 C. La température de préchauffage implique un chauffage du lingot à laminer à la température d'entrée du laminoir à chaud, soit ordinairement une température de 400 à 460 C. La transformation à chaud du produit en alliage peut se faire par laminage, extrusion ou forgeage. Pour l'alliage considéré, un 20 laminage à chaud constitue la technique préférée. Le traitement thermique de mise en solution est ordinairement effectué dans les mêmes limites de température que celles employées pour l'homogénéisation, bien qu'on puisse choisir des durées de maintien en température un peu plus courtes. On obtient un équilibre étonnamment excellent des propriétés sur une large 25 gamme d'épaisseurs. Dans la gamme d'épaisseurs de feuilles atteignant 12,5 mm (0,5"), les propriétés seront excellentes pour des tôles de fuselage. Dans la gamme d'épaisseurs de tôles minces de 17,7 à 76 mm (0,7 à 3"), les propriétés seront excellentes pour des panneaux de voilure, par exemple des panneaux d'intrados. La gamme d'épaisseurs pour tôles minces peut également servir pour des lisses ou afin 30 de former un ensemble d'une seule pièce composé d'un panneau de voilure et d'une lisse à utiliser dans une structure d'aile d'avion. En cas de traitement pour obtenir des épaisseurs plus grandes de plus de 63 mm (2,5 ") jusqu'à environ 280 mm (environ 11"), d'excellentes propriétés ont été obtenues pour des pièces d'un seul tenant usinées dans des panneaux, ou pour former un longeron d'une seule pièce à utiliser dans une structure de voilure d'avion, ou sous la forme d'une nervure destinée à servir dans une structure de voilure d'avion. L'invention et nombre des avantages qui s'y attachent apparaîtront 5 facilement plus clairement en référence à la description détaillée ciaprès, faite en considération des dessins annexés, sur lesquels: la Fig. 1 est un diagramme de Mg-Cu illustrant les limites de proportions de Cu et Mg pour l'alliage selon la présente invention, ainsi que des limites plus étroites préférées; les figures 2(a) et 2(b) représentent un diagramme de résistance à la traction en fonction de la ténacité dans deux directions d'essais pour l'alliage selon la présente invention à revenu T651 en comparaison d'alliages 2024 selon la technique antérieure; les figures 3(a) et 3(b) représentent un diagramme de résistance à la traction 15 en fonction de la ténacité dans deux directions d'essais pour l'alliage selon la présente invention à revenu T89 en comparaison d'alliages 2024 selon la technique antérieure la Fig. 4 illustre la résistance à la traction en fonction de la ténacité de deux alliages selon la présente invention, en fonction de la proportion de Cr et Zr; la Fig. 5 illustre la limite d'élasticité en fonction de la résistance aux chocs après entaille de l'alliage selon la présente invention pour deux directions d'essais à divers revenus en comparaison d'alliages 2024 connus dans la technique antérieure et la Fig. 6 illustre la ténacité à la rupture et la résistance à la corrosion de 25 l'alliage selon l'invention à deux revenus en comparaison de l'alliage HDT-AA2024T351 de la technique antérieure. La Fig. 1 illustre schématiquement les limites pour les proportions de Cu et Mg dans l'alliage selon la présente invention, dans diverses formes de réalisation 30 indiquées dans les revendications dépendantes. Les limites de proportions peuvent être également identifiées à l'aide des angles A, B, C et D d'un quadrilatère. Des limites préférées sont identifiées par les repères A' à D', des limites davantage préférées par A" à D" et des limites particulièrement préférées par A"' à D"'. Les coordonnées figurent sur le Tableau 1. Tableau 1. Coordonnées (en % de poids) pour les angles correspondant aux limites quantitatives de Cu-Mg pour les proportions préférées dans le produit en alliage selon l'invention. (Mg, Cu) (Mg, Cu) Angle limites larges de la Angle limites préférées limites pr6fér6es revendication 1 A 0,3 - 5,50 A' 0,35 - 5,50 B 1,0 - 5, 50 B' 0,78 - 5,50 C 1,0 - 4,28 C' 0,78 - 4,99 D 0,3 - 5,05 D' 0,35 - 4,52 (Mg, Cu) (Mg, Cu) limites Angle limites davantage Angle particulièrement p artcli&u èe ment préférées préférées preferees A" 0,45 - 5,35 A"'t 0,45 5,35 B"t 0,75 - 5,35 B"' 0,75 - 5,35 C" 0,75 - 4,90 C"' 0,75 - 4,92 D" 0,45 - 5,00 D"' 0,45 - 5,20 EXEMPLES Exemple 1 En laboratoire, 18 alliages sont coulés pour éprouver le principe de la présente invention et sont transformés en tôles de 4,0 mm. La composition des 10 alliages est indiquée sur le Tableau 2; pour tous les lingots, Fe = 0,07, Si = 0,05, Ti = 0,02, le reste étant composé d'aluminium. Des blocs issus de laminage, mesurant environ 80 x 80 x 100 mm (hauteur x largeur x longueur) sont sciés dans des lingots coulés en laboratoire, d'environ 12 kg. Les lingots sont homogénéisés par un traitement d'homogénéisation en deux temps, à savoir environ 10 heures à 520 C, 15 puis 10 heures à 525 530 C. Le chauffage à la température d'homogénéisation s'effectue lentement. Après le traitement d'homogénéisation, les blocs sont par conséquent lentement refroidis à l'air pour reproduire les conditions d'un processus industriel d'homogénéisation. Les lingots à laminer sont préchauffés pendant environ 6 heures à 460 + 5 C. Dans des limites intermédiaires d'épaisseur d'environ 40 à 50 20 mm, les blocs sont réchauffés à 460 - 5oC. Les blocs sont laminés à chaud jusqu'à l'épaisseur finale de 4,0 mm. Pendant tout le processus de laminage à chaud, on veille à reproduire les conditions d'un laminage à chaud à échelle industrielle. Les produits laminés à chaud subissent un traitement thermique de mise en solution et une trempe. Les tôles subissent un traitement de revenu approprié. Le taux d'étirage est de 0 à 5 9%, en fonction du revenu final. Les produits finalement réalisés ont une résistance mécanique correspondant à un vieillissement maximal ou un vieillissement quasi maximal (par exemple respectivement un revenu T6x ou T8x). Les propriétés en traction sont testées conformément à ENO10.002. Les éprouvettes pour essais de traction prélevées dans la tôle de 4 mm d'épaisseur sont 10 des éprouvettes plates EURO-NORM, d'une épaisseur de 4 mm. Les résultats des essais de traction, sur les Tableaux 3 et 4, sont obtenus dans les directions L et LT. La résistance à la déchirure de Kahn est testée conformément à ASTM B87196 et les directions d'essais des résultats des Tableaux 3 et 4 sont les directions T-L et L-T. La ténacité après entaille peut être obtenue en divisant la résistance à la déchirure, 15 obtenue par l'essai de déchirure de Kahn, par la limite élastique sous traction ("TS/Rp"). Ce résultat typique obtenu à l'aide de l'essai de déchirure de Kahn est connu dans la technique comme étant un bon indicateur de la véritable ténacité à la rupture. La capacité unitaire de propagation ("CULIP"), obtenue elle aussi à l'aide de l'essai de déchirure de Kahn, est l'énergie nécessaire pour le développement des 20 fissures. On estime couramment que plus la CUP est élevée, plus il lesfissures se propagent difficilement, ce qui constitue une caractéristique souhaitable de la matière. Les alliages du Tableau 2 sont transformés en tôles selon la procédure de traitement décrite plus haut. Enfin, les alliages sont vieillis conformément à T651 25 (étirage de 1,5% et vieillissement pendant 12 heures à 175 C). Les résultats sont présentés sur le Tableau 3 et sur les figures 2(a), 2(b). Sur les figures 2(a), 2(b), les résultats de l'alliage classique AA2024 sont indiqués à titre de référence. La résistance à la traction en fonction de la ténacité de l'alliage commercialisé AA2024 destiné à des fuselages et la résistance à la traction 30 par rapport à la ténacité d'un alliage à grande tolérance aux dommages ("HDT") AA2024 (par exemple, AA2524) sont indiquées à titre de référence. Les points fermés individuels sont des alliages selon l'invention, tandis que les points individuels ouverts sont des alliages non selon la présente invention. La présente invention atteint, dans la direction L par rapport à L-T, une amélioration d'environ 35 15% de la ténacité par rapport à l'alliage HDT- AA2024, et les meilleurs résultats atteignent même une amélioration de 20% ou davantage. Les spécialistes comprendront immédiatement que les valeurs pour l'alliage industriel 2024 et l'alliage 2024-HDT en haut à gauche représentent d'une manière typique des valeurs pour les revenus T3, alors que les valeurs en bas à droite représentent des valeurs pour les revenus T6 et T8. D'après les résultats, on peut également constater que par un équilibrage précis de la proportion de Ag, des proportions des dispersoides et des proportions de Cu et Mg, il est possible d'obtenir une amélioration sans précédent des propriétés de ténacité par rapport à la résistance à la traction. Des feuilles réalisées avec le même alliage sont également fabriquées avec le revenu T8. Sur le Tableau 4 et les figures 3(a), 3(b), les résultats du revenu T89 sont présentés d'une manière similaire à celle des figures 2(a) et 2(b). Sur les figures 3(a), 3(b), les résultats avec AA2024 sont à nouveau donnés à titre de référence. La résistance à la traction en fonction de la ténacité de l'alliage commercialisé AA2024 15 pour fuselages et la résistance à la traction par rapport à la ténacité de l'alliage à grande tolérance aux dommages (HDT) AA2024 (par exemple AA2524) sont indiquées à titre de référence. La présente invention fait apparaître, dans la direction L par rapport à L-T, une amélioration d'au moins 15% de la ténacité par rapport à l'alliage HDT-AA2024, et les meilleurs résultats atteignent même une amélioration 20 de 20% ou davantage. D'après les résultats, on peut également constater que par un équilibrage précis de la proportion de Ag, des proportions des dispersoïdes et des proportions de Cu et Mg, il est possible d'obtenir une amélioration sans précédent des propriétés de ténacité par rapport à la résistance à la traction. On notera que l'alliage 16 à revenu T8 présente un équilibre impressionnant de la résistance à la traction par rapport à la ténacité, tandis qu'au revenu T6 cet alliage se trouve près, mais juste au-dessous de l'objectif d'amélioration de 20%. On estime que les performances légèrement moindres de cet alliage à revenu T6 résultent d'une dispersion expérimentale au cours de l'expérience en laboratoire. 30 Tableau 2: Composition chimique d'alliages coulés en laboratoire. Chacun contient 0,06% en poids de Fe, 0,04% en poids de Si et 0,02% en poids de Ti. Alliage Numéro selon Cu Mg Mn d'éprouvette l'invention (% pds) (% pds) (% pds) Ag Zn Zr Autres (% pds) (% pds) (% pds) (% pds) 9 10 11 12 13 14 15 16 17 (oui/non) non oui oui non oui oui oul oui oui oui non oui oui non oui oui oui 5,6 0,45 5,1 0,55 5,1 0,55 5,2 0,56 5,1 0,55 4,9 0,62 5,0 0,61 5,1 0,63 5,0 0,61 5,0 0,63 5,0 0,64 5,0 0,42 5,0 0,83 5,3 0,22 5,4 0,62 4,8 0,98 4,6 0,80 0,30 0,30 0,29 0,31 0,30 0,30 0,30 0,31 0,30 L L-T LT T-L Alliage selon Numéro l'invention Rm Rp ALLONG. CUP Rmn Rp ALLONG. CUP d'éprouvette (oui/non) (MPa) (MPa) A5 (%) TS/Rp (Kj/m2) (MPa) (MPa) A5 (%) TS/Rp (Kj/m2) 1 non 507 461 13 1,37 126 507 461 13 1,37 126 2 oui 517 480 9 1,61 351 503 456 11 1,59 176 3 oui 517 484 11 1,61 314 505 460 9 1,63 147 4 non 462 384 16 1,82 302 462 376 16 1,86 210 oui 512 474 13 1,55 333 501 454 11 1,65 132 6 oui 509 470 10 1,68 378 500 456 10 1,64 196 7 oui 507 466 12 1,62 328 493 447 8 1,68 152 8 oui 509 461 12 1,70 334 493 443 8. 9 oui 505 467 12 1,55 311 490 434 12 1,70 204 oui 503 462 9 1,71 303 501 454 12 1,59 165 1l non 450 382 13 1,67 206 451 371 12 1,77 206 12 oui 469 421 12 1,79 398 479 418 12 1,73 210 13 oui 518 478 12 1,53 225 518 466 11 1,52 129 14 non 441 366 15 1,84 311 440 355 11 1,89 190 oui 527 484 13 1,50 236 516 480 10 1,39 100 16 oui 500 452 13 1,56 257 490 432 12 -- -17 oui 496 452 13 1,52 306 484 430 12 1,53 161 18 non 450 367 16 1,80 408 444 345 14 1,95 205 I-a Tableau 4. Propriétés mécaniques des alliages testés à revenu T89 ("--" signifie "non mesuré"). L L-T LT T-L Alliage selon Numéro l'invention Rm Rp ALLONG. CUP Rm Rp ALLONG. CUP d'éprouvette (oui/non) (MPa) (MPa) A5 (%) TS/Rp (Kj/m2) (MPa) (MPa) A5 (%) TS/Rp (Kj/m2) 9 10 11 12 13 14 15 non oui oui non oui oui oui oui oui oui non oui oui non oui oui oui non 511 509 515 400 508 504 505 510 516 519 506 488 536 473 531 534 526 469 469 475 490 468 478 477 478 487 486 492 474 458 507 416 504 517 503 426 13 12 1l 14 12 13 10 10 12 13 8 14 9 15 12 10 1,32 1,68 1,50 1,50 1,67 1,55 1,55 1,56 1,54 1,52 1,40 1,58 1,30 1,72 1,36 1,40 1,42 1,59 78 403 341 333 310 380 312 263 308 271 143 302 238 332 144 152 129 291 511 513 519 496 514 507 509 512 523 518 486 496 541 477 531 531 512 463 469 477 480 453 477 470 455 482 486 484 452 453 499 417 494 494 473 409 1,32 1,58 1,53 1,51 1,57 1,55 1,53 1,49 1,52 1,51 1,36 78 201 141 155 141 205 143 139 170 168 93 I-A 1,42 1,63 1,37 1,52 1,45 1,72 116 195 110 117 115 195 16 17 18 Exemple 2 Deux autres alliages sont coulés et traités et testés comme indiqué à propos de l'Exemple 1. La composition chimique des deux alliages est indiquée sur le Tableau 5. L'épaisseur finale est de 4,0 mm. Les feuilles réalisées à l'aide de ces 5 alliages sont vieillies par revenus T651 et T89. Les échantillons soumis à un essai de traction et à un essai de déchirure de Kahn sont usinés sur les deux faces jusqu'à l'obtention d'une épaisseur finale de 2,0 mm avant les essais. Les résultats des essais portant sur ces feuilles sont indiqués sur le Tableau 6 et la Fig. 4. L'Exemple 2 démontre qu'un alliage contenant Cr, contrairement à ce qu'on 10 pense généralement, peut également avoir une très grande ténacité. Etonnamment, l'alliage 20 contenant Cr surpasse effectivement l'alliage 19 contenant Zr. Tableau 5. Composition chimique (en % de poids) de deux alliages selon la présente invention, chacun avec Fe = 0,06, Si - 0,04, Ti = 0,02. Alliage Numéro selon Cu Mg Mn Ag Zn Zr Autres d'éprouvette l'invention (oui/non) 19 oui 5,05 0,62 0,38 0,47 0,21 0,15 oui 5,09 0,62 0,29 0,42 0,21 Exemple 3 Des lingots à laminer en vraie grandeur, de 440 mm d'épaisseur, sont produits à une échelle industrielle par coulée continue et possèdent la composition chimique suivante (en % de poids): 0,58% de Mg, 5,12% de Cu, 0,14% de Zr, 0,29% de Mn, 0,41% de Ag, 0,12% de Zn, 0,01% de Ti, 0,04% de Si et 0,06% de Fe, le reste étant composé d'aluminium et d'impuretés inévitables. L'un de ces lingots est écroûté, homogénéisé pendant 2 à 6 heures à 490 C + 24 heures à 520 C + refroidi à l'air jusqu'à la température ambiante. Le lingot est ensuite préchauffé pendant 6 heures à 460 C, puis laminé à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur d'environ 5 5 mm. La tôle est ensuite laminée à froid pour être encore réduite à 4, 0 mm. La tôle est ensuite découpée en plusieurs morceaux. Les tôles sont ensuite mises en solution à 525 C pendant 45 minutes puis subissent une trempe à l'eau. Les tôles sont étirées à 1,5% (T351 et T651) ou 6% (T36) ou 9% (T89) afin d'obtenir le revenu souhaité. Les alliages revenus à vieillissement artificiel (T651 et T89) sont vieillis pendant 12 10 heures à 175 C. Les éprouvettes destinées à des essais de traction et de déchirure de Kahn sont prélevées au milieu de la tôle et testées selon les caractéristiques indiquées à propos de l'Exemple 1. La ténacité à la rupture et la résistance à la corrosion sont mesurées sur des éprouvettes C(T) de 100 mm conformément à la norme ASTM 15 E647. Le rapport R est de 0,1 et les essais sont réalisés sous une charge constante. Les performances de résistance à la fatigue avec trou ouvert (Kt = 3,0) et à la fatigue avec entaille à plat (Kt = 1,2) sont mesurées conformément à la norme ASTM E466. L'éprouvette est prélevée au milieu de l'épaisseur de la tôle et est usinée pour acquérir une épaisseur de 2,5 mm. Les contraintes appliquées sont de 20 138 MPa (sur la base des contraintes brutes en section) pour l'éprouvette à trou ouvert et 207 MPa (section nette sur la base de contraintes au fond de l'entaille) pour les éprouvettes à entaille à plat. La fréquence lors des essais ne dépasse pas 15 Hz. Le rapport R est de 0,1. Un minimum de cinq éprouvettes par alliage/revenu sont mesurées. Les essais prennent fin au bout de 1 500 000 cycles. C'est ce qu'on appelle 25 couramment la "sortie d'essai". Un alliage AA2024-T351 à grande tolérance aux dommages est ajouté à titre de référence. Les résultats sont présentés sur le Tableau 7 et la Fig. 5. D'après la Fig. 5, on peut observer que la grande ténacité constatée lors des expériences en laboratoire peut également être obtenue par des traitements à échelle industrielle. Les performances à la fatigue de cet alliage à revenus T36 et T89 sont indiquées sur le Tableau 8. On peut clairement constater que l'alliage selon l'invention surpasse nettement l'alliage de référence HDT 2024-T351. La ténacité à la rupture et la résistance à la corrosion peuvent être constatées sur la Fig. 6. L'alliage selon l'invention a des performances similaires à l'alliage 35 AA2024-T351 à grande tolérance aux dommages, qui sert de référence. Tableau 7: Résultats des essais sur les propriétés selon l'Exemple 3. Propriété (direction) T351 T651 T89 T36 REF Rp(L) en MPa 319 494 514 421 360 Rp(LT) enMPa 297 486 518 416 332 Rm(L) en MPa 458 534 518 474 471 Rm(LT) enMPa 458 531 539 470 452 Allong(L) en % 24 10 11 17 18 Allong(LT) en % 24 10 10 18 18 TS/Rp (L-T) 1,96 1,37 1,29 1,69 1,72 TS/Rp (L-L) 2,24 1,27 1,21 1,66 - Tableau 8: Performances de résistance à la fatigue de l'alliage (direction L5 T) selon la présente invention à deux revenus par rapport à AA2024-HDT servant de référence. T89 T36 REF Kt = 3,0 Sortie d'essai Sortie d'essai 1,2 x 105 Kt = 1,2 2,8 x 105 1,2 x 105 REVENDICATIONS 1. Produit ouvré en alliage d'aluminium à grande résistance mécanique et grande ténacité à la rupture et grande résistance à la fatigue et faible développement 5 de fissures sous fatigue, ledit alliage étant caractérisé en ce qu'il comprend, en pourcentages de poids: Cu 4,4à5,5, Mg 0,3 à 1,0, de telle sorte que-l,l[Mg] + 5,38 2. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon la revendication 1, caractérisé 25 en ce que Cu 4,4 à 5,5, Mg 0,35 à 0,78, et sachant que -l, 1[Mg] + 5,38 3. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon la revendication 1, caractérisé en ce que Cu 4,4 à 5,35, Mg 0,45 à 0,75, et sachant que -0, 33[Mg] + 5,15 5. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon la revendication 4, caractérisé en ce que la proportion de Cu est de 6. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Zr est de l'ordre de 0,3% maximum, de préférence de l'ordre de 0,15% maximum. 7. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des 15 revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Mn est de l'ordre de moins de 0,40%, de préférence de l'ordre de 0,20 à 0,35%. 8. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Ag est de l'ordre 20 de 0,6% maximum, de préférence de l'ordre de 0,25 à 0,50% ou de préférence encore de l'ordre de 0,32 à 0,48%. 9. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Cr est de l'ordre de 25 0,30% maximum, de préférence de l'ordre de 0,15% maximum. 10. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon la revendication 9, caractérisé en ce que l'alliage est sensiblement exempt de Zr. 11. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la proportion de Zr est de 0,10 à 0,25%. 12. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des 35 revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit se présente sous la forme d'une feuille, d'une tôle, d'un élément forgé ou extrudé destiné à servir dans une structure d'avion. 13. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des s revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit est une tôle de fuselage, un panneau d'extrados, un panneau d'intrados, une tôle épaisse pour pièces usinées, un élément forgé ou une tôle mince pour lisses. 14. Produit ouvré en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des 10 revendications précédentes, caractérisé en ce que le produit se présente sous la forme d'une tôle d'une épaisseur de l'ordre de 12 à 76 mm. 15. Procédé de fabrication d'un produit en alliage de la série AA2000, à grande résistance mécanique, à grande ténacité, ayant une bonne tolérance aux 15 dommages, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes de transformation consistant à a) couler un lingot ayant une composition selon l'une quelconque des revendications 1 à 11; b) homogénéiser et/ou préchauffer le lingot après la coulée; 20 c) transformer à chaud le lingot en un produit pré-ouvré; d) réchauffer éventuellement le produit pré-ouvré et e) travailler à chaud et/ou travailler à froid pour réaliser une pièce d'une forme voulue; f) soumettre à un traitement thermique de mise en solution ladite pièce 25 formée, à une température et pendant une durée suffisantes pour mettre en solution solide sensiblement tous les constituants solubles de l'alliage; g) tremper la pièce soumise au traitement thermique de mise en solution, par trempe par pulvérisation ou par trempe par immersion dans de l'eau ou autres agents de trempe; h) étirer ou comprimer éventuellement la pièce trempée; i) faire vieillir la pièce trempée et éventuellement étirée ou comprimée pour réaliser un revenu voulu. 16. Procédé de fabrication selon la revendication 15, caractérisé en ce que le 35 produit en alliage est destiné à être vieilli avec un revenu choisi dans le groupe comprenant T3, T351, T352, T36, T3x, T4, T6, T61, T62, T6x, T651, T652, T87, T89, T8x. 17. Procédé de fabrication selon la revendication 15 ou 16, caractérisé en ce que le produit en alliage a été transformé en tôle de fuselage d'un avion. 18. Procédé de fabrication selon la revendication 15 ou 16, caractérisé en ce que le produit en alliage a été transformé en panneau d'intrados d'un avion. 19. Procédé de fabrication selon la revendication 15 ou 16, caractérisé en ce que le produit en alliage a été transformé en panneau d'extrados d'un avion. 20. Procédé de fabrication selon la revendication 15 ou 16, caractérisé en ce que le produit en alliage a été transformé en tôle épaisse d'une épaisseur atteignant 15 280 mm pour des structures usinées.