FR 2868084 A1 20050930 FR 0402971 A 20040323 ELEMENT DE STRUCTURE POUR CONSTRUCTION AERONAUTIQUE PRESENTANT UNE VARIATION DES PROPRIETES D'EMPLOI Domaine technique de l'invention La présente invention concerne les produits corroyés et les éléments de structure, notamment pour construction aéronautique, en alliage d'aluminium à traitement thermique. Elle concerne notamment les produits dit longs, c'est-à-dire les produits présentant une longueur significativement plus grande que les autres dimensions, typiquement au moins deux fois plus longues que larges, et d'une longueur typiquement d'au moins 5 mètres. Ces produits peuvent être des produits laminés (tels que des tôles minces, tôles moyennes, tôles épaisses), des produits filés (tels que des barres, profilés, tubes ou fils), et des produits forgés. Etat de la technique Les avions de très grande taille présentent des problèmes de construction tout à fait particuliers. A titre d'exemple, l'assemblage des éléments structuraux devient de plus en plus critique, d'une part en tant que facteur de coût (le rivetage est un procédé très coûteux), d'autre part en tant que générateur de discontinuités dans les propriétés des pièces assemblées. Pour minimiser les assemblages, on peut préparer des éléments de structure par usinage intégral dans des tôles épaisses; ces éléments de structures peuvent alors intégrer en une seule pièce (dite monolithique) différentes fonctions telles que la peau de voilure et de raidisseur. On peut également, et parallèlement, agrandir la dimension des éléments de structure monolithiques. Cela pose de nouveaux problèmes de fabrication de ces pièces par laminage, filage, forgeage ou moulage, car il est plus difficile de garantir des propriétés homogènes dans des pièces de très grande taille. Il a été évoqué également de préparer des pièces monolithiques présentant une variation contrôlée de propriétés, ce qui permet, en théorie, de mieux adapter les propriétés des pièces aux besoins du constructeur. Le brevet EP 0 630 986 (Pechiney Rhenalu) décrit un procédé de fabrication de tôles en alliage d'aluminium à durcissement structural présentant une variation continue des propriétés d'emploi, dans lequel le revenu final est effectué dans un four de structure spécifique comprenant une chambre chaude et une chambre froide, reliées par une pompe à chaleur. Ce procédé a permis d'obtenir des petites pièces d'une longueur d'environ un mètre en alliage 7010 dont une extrémité se trouve à l'état T651 et l'autre à l'état T7451, par un traitement de revenu isochrone. Ce procédé n'a jamais été développé à l'échelle industrielle, car il est difficile à contrôler d'une manière compatible avec les exigences de qualité que pose le domaine de la construction aéronautique; ces difficultés augmentent avec la taille des pièces. Par ailleurs, il n'y a pas de réel besoin pour des petites pièces mécaniques présentant une variation continue des propriétés d'emploi. Un autre problème que pose ce procédé pour l'exemple décrit dans le brevet cité est que les durées optimales des traitements T651 et T7451 sont différentes. Encore un autre problème est qu'un produit en 7010 à l'état T7451 est obtenu typiquement par un traitement de revenu à deux paliers, alors que l'état T651 est obtenu par un traitement de revenu à simple palier. Le problème auquel répond la présente invention est de développer un procédé pour la fabrication d'éléments de structure, notamment pour construction aéronautique, présentant une variation des propriétés d'emploi, qui permet la réalisation de pièces de très grande longueur, et qui est suffisamment contrôlable, stable et reproductible dans les conditions strictes d'assurance de la qualité et du contrôle statistique des procédés qui sont couramment exigées par l'industrie aéronautique. Objet de l'invention Un premier objet de la présente invention est un procédé de fabrication d'une pièce en 30 alliage d'aluminium à durcissement structural, comprenant: a) la mise en solution d'un demiproduit laminé, filé ou forgé, suivie d'une trempe, 2868084 3 b) éventuellement la traction contrôlée avec un allongement permanent d'au moins 0,5%, c) le traitement de revenu, caractérisé en ce qu'au moins une étape dudit traitement de revenu est effectuée dans un four linéaire à gradient thermique contrôlé comportant au moins deux zones ou groupes de zones ZI, Z2 avec des températures initiales Tl, T2, dans lesquelles la variation de la température autour de la température de consigne de chacune des températures Tl et T2 ne dépasse pas 5 C (préférentiellement 4 C, et encore plus préférentiellement 3 C) sur la longueur desdites zones ou groupes de zones, la différence entre les températures de consigne des températures initiales TI et T2 étant supérieure ou égale à 5 C (préférentiellement comprise entre 10 C et 80 C, et encore plus préférentiellement entre 10 C et 50 C), et lesdites zones ou groupes de zones pouvant être séparées par une zone ou groupe de zones Z1,2 dit de transition à l'intérieur de laquelle ou duquel la température initiale varie de TI à T2, et caractérisé en ce que la longueur parallèle à l'axe du four linéaire de chacune desdites au moins deux zones ou groupes de zones ZI et Z2 est d'au moins un mètre (et préférentiellement d'au moins deux mètres). Un deuxième objet de la présente invention est un élément de structure monolithique en 20 alliage d'aluminium à durcissement structural ayant une longueur L plus grande que la largeur B et l'épaisseur E, notamment pour construction aéronautique, ledit élément de structure monolithique étant caractérisé en ce qu'au moins deux zones PI et P2 situées sur une longueur différente dudit élément de structure possèdent des propriétés physiques (mesurée à mi-épaisseur) sélectionnées dans le groupe formé de: a) PI: KIc(L..T) > 38 MPa'Im et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa, et encore plus préférentiellement > 600 MPa). b) PI: KIc(L_T) > 40 MPa'Im et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa). c) PI: KIC(I,_T) > 41 MPa"Im et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa). d) PI: Kic(L_T) > 42 MPaIm et P2: Rm(L) > 590 MPa. e) P1: Kic(l,-T) > 39 MPa-Vm et P2: Rm(L) > 580 MPa et P2: Rm(TL) > 550 MPa. f) P1: Kic(l,-T) > 39 MPal/m et P2: Rm(L) > 580 MPa et P2: Rpo,2(L) > 550 MPa, i) P1: Kic(l,-T) > 39 MPa-Vm et P1: Rm(L) > 530 MPa, et P2: Rm(L) > 580 MPa. j) P1: Klc(L-T) > 40 MPaNim et P1: Rm(L) > 540 MPa, et Encore un autre objet de la présente invention est un avion comprenant au moins un panneau de voilure fabriqué à partir d'un élément de structure selon la présente invention, caractérisé en ce que la zone P1 se situe proche du fuselage, et la zone P2 proche de l'extrémité géométrique de l'aile. Description des figures La figure 1 montre de manière schématique l'évolution des propriétés mécaniques statiques (courbe 1), par exemple la résistance à la traction ou à la compression, et dynamiques (courbe 2), par exemple la tolérance aux dommages, dans la longueur d'un panneau de voilure selon l'invention. La figure 2 montre la résistance mécanique dans un élément de structure d'une longueur de 34 mètres selon l'invention. Description de l'invention a) Terminologie Sauf mention contraire, toutes les indications relatives à la composition chimique des alliages sont exprimées en pourcent massique. Par conséquent, dans une expression mathématique, 0,4 Zn signifie: 0,4 fois la teneur en zinc, exprimée en pourcent massique; cela s'applique mutatis mutandis aux autres éléments chimiques. La désignation des alliages suit les règles de The Aluminum Association, connues de P2: Rm(L) > 590 MPa. l'homme du métier. Les états métallurgiques sont définis dans la norme européenne EN 515. La composition chimique d'alliages d'aluminium normalisés est définie par exemple dans la norme EN 573-3. Sauf mention contraire, les caractéristiques mécaniques statiques, c'est-à-dire la résistance à la rupture Rm, la limite élastique Rpo,2, et l'allongement à la rupture A, sont déterminées par un essai de traction selon la norme EN 10002-1, l'endroit et le sens du prélèvement des éprouvettes étant définis dans la norme EN 485-1. La ténacité Kic a été mesurée selon la norme ASTM E 399. La courbe R est déterminée selon la norme ASTM 561-98. A partir de la courbe R, on calcule le facteur d'intensité de contrainte critique Kc, c'est à dire le facteur d'intensité qui provoque l'instabilité de la fissure. On calcule également le facteur d'intensité de contrainte Kco, en affectant à la charge critique la longueur initiale de la fissure, au début du chargement monotone. Ces deux valeurs sont calculées pour une éprouvette de forme voulue. Kapp désigne le Kco correspondant à l'éprouvette ayant servi à faire le test de courbe R. La résistance à la corrosion exfoliante a été déterminée selon l'essai EXCO décrit dans la norme ASTM G34. Sauf mention contraire, les définitions de la norme européenne EN 12258-1 s'appliquent. Le terme tôle est utilisé ici pour des produits laminés de toute épaisseur. Le terme usinage comprend tout procédé d'enlèvement de matière tel que le tournage, le fraisage, le perçage, l'alésage, le taraudage, l'électroérosion, la rectification, le polissage. Le terme produit filé comprend également les produits qui ont été étirés après filage, par exemple par étirage ä froid à travers une filière. Il comprend également les produits 25 tréfilés. Le terme élément de structure se réfère à un élément utilisé en construction mécanique pour lequel les caractéristiques mécaniques statiques et / ou dynamiques ont une importance particulière pour la performance et l'intégrité de la structure, et pour lequel un calcul de la structure est généralement prescrit ou effectué. Il s'agit typiquement d'une pièce mécanique dont la défaillance est susceptible de mettre en danger la sécurité de ladite construction, de ses utilisateurs, des ses usagers ou d'autrui. 2868084 6 Pour un avion, ces éléments de structure comprennent notamment les éléments qui composent le fuselage (tels que la peau de fuselage (fuselage skin en anglais), les raidisseurs ou lisses de fuselage (stringers), les cloisons étanches (bulkheads), les cadres de fuselage (circumferential frames), les ailes (tels que la peau de voilure (wing skin), les raidisseurs (stringers ou stiffeners), les nervures (ribs) et longerons (spars)) et l'empennage composé notamment de stabilisateurs horizontaux et verticaux (horizontal or vertical stabilisers), ainsi que les profilés de plancher (floor beams), les rails de sièges (seat tracks) et les portes. Le terme élement de structure monolithique se réfère à un élément de structure qui a été obtenu à partir d'une seule pièce de demi-produit laminé, filé, forgé ou moulé, sans assemblage, tel que rivetage, soudage, collage, avec une autre pièce. b) Description détaillée de l'invention Selon l'invention, le problème est résolu par un procédé dans lequel dans un four linéaire, la température est gardée sensiblement constante sur au moins deux zones de four d'une longueur d'au moins un mètre. Un tel profil de température peut être obtenu en subdivisant le four linéaire en plusieurs zones thermiques. L'invention est applicable à tous les produits métallurgiques longs, c'est-à-dire présentant une dimension (appelée longueur) significativement plus longue que les deux autres (largeur, épaisseur). La longueur est la plus grande dimension du produit. Typiquement, dans le cadre de la présente invention, la longueur est au moins deux fois plus grande que les deux autres dimensions. Elle coïncide habituellement avec le sens long de fabrication (direction de laminage ou de filage) ; dans certains cas, elle peut être différente. Les produits selon l'invention peuvent être des produits laminés (tels que les tôles ou tôles fortes), des produits filés (tels que les barres, tubes ou profilés), des produits forgés; ces produits peuvent être bruts de fabrication ou usinés. On entend ici par extrémités d'un produit les deux zones montrant la plus forte différence de propriétés. En fonction des modes de réalisation choisis, ces zones peuvent se situer proche des deux extrémités au sens géométrique (ou extrémités géométriques ) du produit, ou ailleurs: la présente invention permet aussi de fabriquer des pièces dans lesquels au moins une des deux zones montrant la plus forte différence de propriétés se situe plus proche du milieu géométrique que de l'extrémité géométrique de la pièce. On entend ici par zone d'un four linéaire la plus petite unité thermique linéaire, définie par un segment sur la longueur du four, et caractérisée par une température sensiblement constante, c'est-à-dire par un gradient thermique parallèle à l'axe du four qui est faible comparé à la différence de température qui caractérise le gradient de températuredu four. Une telle zone de four est caractérisée par des moyens de chauffage et de contrôle qui permettent de maintenir la température à une valeur sensiblement constante à l'intérieure de ladite zone. A l'intérieur d'une telle zone, la variation de la température autour de la température de consigne ne doit pas dépasser 5 C, et préférentiellement ne dépasse pas 4 C. Dans un mode de réalisation préféré, cet écart ne dépasse pas 3 C. Plusieurs zones contiguës peuvent former un groupe de zones , c'est-àdire une unité thermique à l'intérieur de la quelle la température est sensiblement constante, ou suit un gradient thermique contrôlé. A titre d'exemple, dans un four linéaire comprenant 9 zones de four, on peut former deux groupes de zones thermiques comprenant chacune trois zones de four (ayant les numéros successifs 1, 2, 3, 7, 8 et 9), séparées par un groupe de zones central comportant un gradient thermique contrôlé et obtenu par l'intermédiaire de trois zones de four (portant les numéros successifs 4, 5 et 6). Tel que le terme groupe de zone est utilisé dans le cadre du présent brevet, un groupe de zones peut ne comporter qu'une seule zone de four. Selon les constations de la demanderesse, la différence de température minimale qui conduit à des différences de propriétés industriellement exploitables entre deux zones 2868084 8 du produit selon l'invention est de cinq degrés. Une différence d'au moins dix degrés est préférée. La différence de température peut être beaucoup plus importante, jusqu'à 80 C ou même davantage, mais cela peut poser des problèmes de contrôle de la température et de son gradient parallèle à l'axe du four linéaire, et ceci notamment dans le cas des pièces relativement petites. Si l'on veut obtenir des états revenus, la différence de température ne dépassera typiquement pas cinquante degrés. Une différence de température supérieure à cinquante degrés peut être utilisée avantageusement pour fabriquer une pièce dont une des extrémités se trouve dans un état au moins partiellement recuit. La demanderesse a constaté que ce n'est pas uniquement la différence de températures entre deux extrémités qui compte, mais aussi le contrôle de la température entre les extrémités. C'est pourquoi on utilise dans la présente invention un four linéaire comportant une pluralité de zones de four contiguës. On entend par pluralité au moins deux, et préférentiellement au moins trois zones de four. Une cloison entre deux zones contiguës, telle que proposée dans le brevet EP 630 986, n'est ni nécessaire ni utile. Elle ne permet pas d'exercer un contrôle suffisant sur la température entre deux zones. De même, l'usage d'une pompe à chaleur qui relie la chambre froide à la chambre chaude rend le profil thermique à l'intérieur du four trop instable. Dans le cadre de la présente invention, un bon contrôle du profil thermique à l'intérieur du four est indispensable pour pouvoir fabriquer des éléments de structure d'une manière compatible avec les exigences d'assurance qualité des produits aéronautiques. Dans ce but, il nécessaire de pouvoir contrôler, et préférable de pouvoir régler, la température dans chaque zone de four. Dans une réalisation avantageuse de la présente invention, le four comporte au moins trois zones de four d'une longueur unitaire d'au moins un mètre. A titre d'exemple, pour fabriquer des éléments de structure d'une longueur d'environ trente-quatre mètres, les inventeurs utilisent un four linéaire d'une longueur totale de trente-six mètres avec trente zones de four de longueur sensiblement identique, réglables indépendamment les uns des autres. Avantageusement, ces trente 2868084 9 zones de four sont groupées de manière à former un nombre réduit de groupes de zones thermiques, par exemple trois à cinq. Le procédé selon l'invention comprend l'élaboration d'une pièce corroyée en alliage d'aluminium à durcissement structural, une mise en solution, trempe, éventuellement traction avec un allongement permanent d'au moins 0,5%, un traitement de revenu dans un four à gradient thermique contrôlé. Ledit traitement de revenu dans un four à gradient thermique peut comporter, pour au moins un des groupes de zones thermiques qui composent le gradient thermique, en un ou plusieurs, typiquement deux ou trois, paliers de température, ou en une rampe plus ou moins continue de température sans palier net. Optionnellement, le traitement de revenu dans le four à gradient thermique est précédé ou suivi d'une autre étape de traitement de revenu dans un four homogène (qui peut être le même four linéaire, réglé de manière à obtenir une température homogène, ou un autre four). Un tel revenu final en four homogène est particulièrement utile lorsque l'on vise à obtenir d'abord un état à formabilité amélioré, dont on termine le revenu après ou pendant la mise en forme de la pièce pour accroître sa résistance mécanique. A titre d'exemple, une pièce peut subir un revenu dans le four à gradient thermique contrôlé, puis au moins une opération de mise en forme ou d'usinage, et ensuite une étape de traitement de revenu dans un four homogène. L'invention permet de réaliser un élément de structure monolithique en alliage d'aluminium à durcissement structural ayant une longueur L plus grande que la largeur B et l'épaisseur E, notamment pour construction aéronautique, ledit élément de structure monolithique étant caractérisé en ce qu'au moins deux zones P1 et P2 situées sur une longueur différente dudit élément de structure possèdent des propriétés physiques (mesurée à mi-épaisseur) sélectionnées dans le groupe formé de: a) P1: Kle(L_T) > 38 MPa'\Im et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa, et encore plus préférentiellement > 600 MPa). b) P1: Klc(L.T) > 40 MPa\Im et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa). c) P1: K1c(L_T) > 41 MPa 4m et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa). d) P1: KIc(L_T) > 42 MPa:\/m e) P1: KIc(L_T) > 39 MPa-Vm f) PI: Kic(L-T) > 39 MPaVm i) PI: Kic(L_T) > 39 MPa-Vm P2: Rm(L) > 580 MPa. j) P1: Kic(L_T) > 40 MPa-\im 10 P2: R,n(L) > 590 MPa.et P2: Rm(L) > 590 MPa. et P2: Rm(L) > 580 MPa et P2: Rm(TL) > 550 MPa. et P2: Rm(L) > 580 MPa et P2: Rpo,2(L) > 550 MPa, et P1: Rm(L) > 530 MPa, et et PI: Rm(L) > 540 MPa, et Il est préféré que le procédé soit conduit de manière à ce que l'allongement à rupture A(L) soit supérieur à 9%, et préférentiellement > 10%, dans les zones P1 et P2. Cela est avantageux notamment lorsque les pièces doivent subir des opération de mise en forme. De même, il est préférable que A(L) soit supérieur à 9% en dehors de ces zones PI et P2. Le procédé selon l'invention peut être utilisé pour élaborer des demiproduits en tout alliage à durcissement structural, tel que les alliages d'aluminium des séries 2xxx, 6xxx et 7xxx, ainsi que les alliages à durcissement structural de la série 8xxx contenant du lithium. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, l'alliage comprend entre 7 et 15 % de zinc, entre 1 et 3% de cuivre et entre 1,5 et 3,5 % de magnésium. Dans d'autres réalisations avantageuses, la teneur en zinc se situe entre 8 et 13%, et préférentiellement entre 8,5 et 11%. La teneur en cuivre se situe avantageusement entre 1,3 et 2,1%, et la teneur en magnésium entre 1,8 et 2,7%. Ces alliages, dont le 7449 et le 7349, permettent d'obtenir à la fois une très haute résistance mécanique (par exemple à l'état T651 ou T7951) et une très forte ténacité (par exemple à l'état T76, T7651 ou T74, ou à l'état T7451, T73 ou T7351), tout en conservant dans les deux états correspondants aux deux extrémités du produit, ainsi que dans les zones intermédiaires, une résistance à la corrosion et un compromis entre résistance mécanique et ténacité acceptables. Dans une réalisation avantageuse de la présente invention, on effectue sur une tôle, un profilé ou une pièce forgée mise en solution, trempée et tractionnée, un revenu en deux étapes: Une première étape homogène à une température comprise entre 115 C et 125 C pour une durée comprise entre 2 et 12 heures, une deuxième étape pendant laquelle une extrémité est traitée à une température comprise entre 115 C et 125 C, alors que l'autre extrémité est traitée à une température comprise entre 150 C et 160 C, les deux pour une durée comprise entre 8 et 24 heures. Ce revenu convient notamment aux produits en alliage 7xxx, et notamment en alliage 7349 ou 7449. Dans une autre réalisation avantageuse de la présente invention, on effectue sur un produit en alliage 2xxx (tel que le 2024) sur une extrémité un revenu à environ 120 C, et sur l'autre extrémité un revenu au pic de résistance mécanique (état T851) à environ 190 C. Dans une autre réalisation avantageuse, on effectue sur un produit en alliage 7xxx (tel que le 7349 ou le 7449) sur une extrémité un revenu au pic de résistance mécanique (état T651) à environ 120 C, et sur l'autre extrémité un sur-revenu (état T7651, T7451 ou T7351) en deux paliers à 120 C et 150 - 165 C. Dans encore une autre réalisation avantageuse, on effectue sur un produit en alliage 6xxx (tel que le 6056) sur une extrémité un revenu au pic de résistance mécanique (état T6) à environ 190 C, et sur l'autre extrémité un sur- revenu (état T7851) en deux paliers. Les pièces métalliques obtenues par le procédé selon l'invention peuvent être utilisées comme élément de structure dans la construction aéronautique. Ces éléments de structure peuvent être bi-fonctionnels ou multi-fonctionnels, c'est-à-dire réunir en une seule pièce monolithique des fonctionnalités différentes que les procédés selon l'art antérieur ne pouvaient réunir que par l'assemblage de pièces différentes. Ces éléments de structure peuvent aussi permettre une construction et une fabrication plus simple et allégée d'avions, notamment d'avions de très grande capacité de fret ou de passagers. Un avantage spécifique du procédé selon l'invention est que dans chaque extrémité, on obtient les propriétés optimales visées dans une longueur bien contrôlée du produit. Le concepteur de l'avion sait donc exactement sur quelle longueur le produit aura les propriétés optimales préconisées et garanties. Dans un mode de réalisation particulièrement préféré, le procédé selon l'invention est utilisé pour fabriquer des éléments de structure qui n'on pas une variation continue de propriétés sur toute leur longueur, mais qui ont au moins deux zones dans lesquelles les propriétés physiques (ou certaines d'entre elles) sont constantes sur une certaine longueur du produit. Dans une réalisation avantageuse de l'invention, cette zone a une longueur d'au moins un mètre, et préférentiellement d'au moins deux mètres. Un autre avantage spécifique du procédé selon l'invention est le contrôle précis des propriétés dans la zone de transition P1,2 entre deux groupes de zones PI et P2 (il peut y en avoir deux ou plus, en fonction du nombre de groupes de zones thermiques). En effet, le concepteur de l'avion n'a pas besoin, dans la zone de transition, de propriétés maximales pour l'une ou l'autre des propriétés (ou groupes de propriétés) à optimiser, par exemple la résistance à la rupture au sens long Rm(L) et la ténacité KIc(L_T). Mais il exige néanmoins un certain compromis entre ces propriétés ou groupes de propriétés, car dans cette zone de transition, l'élément de structure joue bien un rôle structural et doit répondre à des spécifications précises. Les éléments de structure selon l'invention sont notamment: des panneaux de voilure (en anglais: upper (top) or lower (bottom) wing (skin) panels) ; des lisses de voilure (en anglais: upper or lower wing stringers) des longerons de voilure (en anglais: wing spars) ; des raidisseurs de fuselage (en anglais: fuselage stiffeners) ; 2868084 13 des panneaux de jonction (en anglais: butt straps), notamment pour des panneaux de voilure (upper and lower wing butt straps) ; des panneaux de fuselage (en anglais: fuselage panels). Le procédé selon l'invention permet de traiter thermiquement des pièces ou éléments de structure longs. Le plus souvent, leur section perpendiculaire à la longueur est sensiblement constante sur leur longueur, mais cela peut être autrement. De même, les pièces peuvent être droites ou non; on peut par exemple traiter des éléments de structure forgés légèrement galbés. Le procédé pourrait être utilisé également pour traiter des pièces moulées, mais des pièces moulées longues sont très rares et difficiles à fabriquer. Dans une réalisation préférée, la longueur de la pièce est d'(au moins 7 mètres, mais on préfère une longueur d'au moins 15 mètres, voire d'au moins 25 mètres, pour profiter pleinement des possibilités de créer plusieurs zones fonctionnalisées réparties sur la longueur de la pièce. On a ainsi réalisé des éléments de structure avec au moins deux zones P1 et P2 dans lequel la longueur Fm et FP2 (exprimée en pourcents de la longueur L) desdites au moins deux zones P1 et P2 est telle que FP1 > 25% et FP2> 25% et préférentiellement FP1 > 30% et FP2 > 30%. Dans d'autres réalisations, FP1 > 35% et Fp2 > 30%, ou FP1 > 40% et FP2> 30%. Des éléments de structure selon l'invention peuvent être utilisés avantageusement en construction aéronautique. A titre d'exemple, on peut construire un avion de grande capacité comprenant au moins un panneau de voilure fabriqué à partir d'un élément de structure selon l'invention, caractérisé en ce que la zone P1 se situe proche du fuselage, et la zone P2 proche de l'extrémité géométrique de l'aile. Dans une réalisation avantageuse, lesdits panneaux de voilure ont une longueur d'au moins 15 mètres, et préférentiellement d'au moins 25 mètres. Comme décrit dans l'exemple ci-dessous, les inventeurs ont réalisé des panneaux de voilure de plus que 30 mètres de long. Lesdites pièces et éléments de structure peuvent être monolithiques. Le procédé selon l'invention permet également de traiter thermiquement des pièces ou éléments de structure qui ne sont pas monolithiques mais assemblées à partir d'au moins deux pièces ou demi-produits laminés, filés ou forgés (préférentiellement en alliage d'aluminium à durcissement structural), par exemple par soudage, rivetage ou collage. Il est également envisageable que dans un tel assemblage, une ou plusieurs des pièces soient fabriquées à partir d'un matériau de base qui n'est pas un alliage d'aluminium. Dans ce mode de réalisation, on peut par exemple fabriquer d'abord unassemblage entre au moins une tôle en alliage d'aluminium à durcissement structural et au moins un profilé en alliage d'aluminium à durcissement structural par rivetage, soudage ou collage, ledit assemblage étant ensuite traité par le procédé selon l'invention. Dans une réalisation avantageuse de cette variante du procédé selon l'invention, les tôles et profilés sont à l'état T351, et l'assemblage est réalisé par soudage laser (Laser Beam Welding, LBW), soudage par friction (Friction Stir Welding, FSW) ou soudage par faisceau d'électrons (Electron Beam Welding, EBW). La demanderesse a constaté qu'il peut s'avérer préférable de traiter un tel assemblage soudé après soudage par le procédé selon l'invention, au lieu de traiter les demi-produits (tôles et profilés) destinés à constituer ledit assemblage avant soudage, car on obtient une amélioration de la résistance mécanique et de la résistance à la corrosion du joint soudé. Cet effet est significatif lorsque le joint soudé s'étale sur une grande longueur de l'élément structural (par exemple sensiblement parallèle au sens long du produit). L'invention sera mieux comprise à l'aide de l'exemple, qui n'a toutefois pas de caractère limitatif. Exemple: On a fabriqué une tôle d'une longueur de 36 mètres, d'une largeur de 2,5 mètres et d'une épaisseur de 30 mm par laminage à chaud d'une plaque de laminage. La composition de l'alliage était: Zn 9,1%, Mg 1,89%, Cu 1,57%, Fe 0,06%, Si 0,03%, Ti 0,03%, Zr 0,11%, autres elements La plaque de laminage a été homogénéisée pendant 14 heures à 475 C. La température d'entrée au laminoir à chaud était de 428 C, la température de sortie de la tôle laminée à chaud était de 401 C. La tôle a été mise en solution, trempée et tractionnée dans les conditions suivantes: maintien pendant 6 heures à 471 C, trempe dans de l'eau à une température comprise entre environ 15 et 16 C, puis traction contrôlée avec un allongement permanent d'environ 2,5% La tôle a été éboutée pour donner une tôle d'une longueur de 34 mètres. Elle a été positionnée en longueur dans un four linéaire constitué de 30 zones de 1200 mm de long. Toutes les températures de revenu étaient réglées avec un intervalle inférieur à 3 C autour de la valeur de consigne. Le traitement de revenu consistait en une première étape de traitement homogène à 120 C pendant 6 heures ( premier palier ), immédiatement suivie d'une deuxième étape au cours de laquelle une extrémité géométrique de 18 mètres (appelée Z1, correspondant à 15 zones de four) a été traitée pendant 15 heures à 155 C ( deuxième palier , précédé d'un période d'ajustement d'environ 1 heure), alors que l'autre extrémité géométrique de 10,8 mètres (appelée Z2, correspondant à 9 zones de four) a été maintenue pendant 16 heures à 120 C. La zone de transition entre ces deux extrémités correspondait à 7,2 mètres (appelée Z1,2, correspondant à 6 zones de four). Après cette deuxième étape, la conductivité électrique de la tôle a été mesurée à différents endroits: Zone P1: comprise entre 18,2 et 19,5 MS/m. Zone P2: comprise entre 22,5 et 23,5 MS/m Zone P12 2: comprise entre 18,2 et 23,6 MS/m Ensuite, la tôle a été soumise à une troisième étape de revenu, à savoir un revenu homogène consistant en une montée en température à 148 C pendant 1h30, suivie d'un maintient à 150 C pendant 15h heures. Cette troisième étape était destinée à simuler le revenu après mise en forme de l'élément de structure. La tôle a été découpée et caractérisée. Le tableau 1 résume les caractéristiques mécaniques statiques obtenues par un essai de traction. Ce sont des moyennes obtenues 30 à partir de mesures effectuées à miépaisseur et à différents endroits répartis sur la largeur de la tôle. On n'a pas constaté de variation significative de propriétés dans la largeur de la tôle. Tableau 1 Position [mm] Sens L (long) Sens TL Sens TC dans la longueur (traverslong) (travers-court) d'un panneau de 34 m Rm Rpo,2 A Rn, Rpo,2 A Rm Rpo, 2 A [MPA] [MPa] [%] [MPA] [MPa] [%] [MPA] [MPa] [%] 0 (Pi) 561 517 13,5 550 506 12,5 550 495 8,5 13600 (PI) 565 522 13,5 553 511 12,5 548 502 8,5 16000 (PI) 556 509 13,5 547 501 12,5 540 500 8,5 18400 (PI,2) 566 523 13,5 559 519 12,5 546 498 7,5 20800 (PI,2) 612 587 12,0 598 575 11,5 590 545 7,0 25600 (P2) 621 598 12,5 607 585 11,5 595 554 6,5 34000 (P2) 624 602 12,1 608 586 11,5 599 558 6,1 Les résultats de ténacité KID sont indiqués au tableau 2. Tableau 2 Position [mm] dans la longueur KIc (L-T) K1c (T-L) d'un panneau de 34 m [MPaVm] [MPaVm] 0 (PI) 43,8 36,1 13600 (PI) 45,8 38,1 16000 (PI) 46,7 37,3 18400 (P,2) 43,5 - 20800 (P1,2) 39,4 32,9 25600 (P2) 36,1 34,9 34000 (P2) 34,9 29,1 Une telle tôle d'une longueur de 34 mètres peut être utilisée comme panneau de voilure pour des avions cargo ou passagers de très grande capacité. Pour cette utilisation, le bord X de la tôle (correspond à ténacité KID élevée, la résistance mécanique statique étant plus faible) est monté côté fuselage, et le bord Z de la tôle (correspond à une résistance mécanique statique élevée, la ténacité KID étant plus faible) correspond à l'extrémité géométrique de l'aile. Le profil thermique du four linéaire utilisé pour le revenu est montré sur le tableau 3. On a représenté le profil de température pendant l'étape de revenu à 120 C et 155 C à l'état thermique stationnaire. La température de la tôle a été mesurée à l'aide d'une quarantaine de thermocouples; les valeurs données dans le tableau 3 ont été mesurées à mi-largeur. Tableau 3 Zone de Température de Température de Température de four consigne ['Cl la tôle [ C] l'air [ C] 1 120 3 120 120,5 6 120 120,8 120,8 9 120 124,4 124,3 123 125,9 126,7 11 129 129,9 129,7 14 147 147,7 148,3 16 155 157,2 156,6 17 155 156,8 156,6 18 155 155,3 154,9 22 155 155,1 154,8 155 REVENDICATIONS 1. Procédé de fabrication d'une pièce en alliage d'aluminium à durcissement structural, comprenant: a) la mise en solution d'un demiproduit laminé, filé ou forgé, suivie d'une trempe, b) éventuellement la traction contrôlée avec un allongement permanent d'au moins 0,5%, c) le traitement de revenu, caractérisé en ce qu'au moins une étape dudit traitement de revenu est effectuée dans un four linéaire à gradient thermique contrôlé comportant au moins deux zones ou groupes de zones Z1, Z2 avec des températures initiales Tl, T2, dans lesquelles la variation de la température autour de la température de consigne de chacune des températures TI et T2 ne dépasse pas 5 C sur la longueur desdites zones ou groupes de zones, la différence entre les températures de consigne des températures initiales TI et T2 étant supérieure ou égale à 5 C, et lesdites zones ou groupes de zones pouvant être séparées par une zone ou un groupe de zones Z1,2 dit de transition à l'intérieur de laquelle ou duquel la température initiale varie de TI à T2, et caractérisé en ce que la longueur parallèle à l'axe du four linéaire de chacune desdites au moins deux zones ou groupes de zones Z1 et Z2 est d'au moins un mètre. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la variation de la température autour de la température de consigne de chacune des températures Tl et T2 ne dépasse pas 4 C, et préférentiellement 3 C sur la longueur desdites au moins deux zones ou groupes de zones Zl et Z2. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la différence entre les températures de consigne Tl et T2 est comprise entre 10 et 80 C, et préférentiellement comprise entre 10 et 50 C. 4. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel dans au moins une des zones ou un des groupes de zones Z1 ou Z2, la température varie en fonction du 2868084 19 temps selon au moins deux paliers de température, ou selon une rampe de température sans palier net. 5. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel ledit traitement de revenu dans un four linéaire à gradient thermique contrôlé est suivi d'au moins une opération de mise en forme ou d'usinage et d'une étape de traitement de revenu dans un four homogène. 6. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel ledit traitement 10 de revenu dans un four linéaire à gradient thermique contrôlé est précédé d'une étape de traitement de revenu dans un four homogène. 7. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel la longueur de la pièce est d'au moins 7 mètres, préférentiellement d'au moins 15 mètres, et encore plus 15 préférentiellement supérieure à 25 mètres. 8. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel ladite pièce en alliage d'aluminium à durcissement structural est monolithique. 9. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel ladite pièce en alliage d'aluminium à durcissement structural est assemblée à partir d'au moins deux pièces en alliage d'aluminium à durcissement structural. 10. Procédé selon la revendication 9, dans lequel l'assemblage est effectué par rivetage, 25 collage, soudage, soudage laser, soudage par friction ou soudage par faisceau d'électrons. 11. Procédé selon une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel ledit traitement de revenu comprend une première étape homogène à une température comprise entre 115 C et 125 C pour une durée comprise entre 2 et 12 heures, une deuxième étape pendant laquelle une extrémité est traitée à une température comprise entre 115 C et 2868084 20 125 C, alors que l'autre extrémité est traitée à une température comprise entre 150 C et 160 C, les deux pour une durée comprise entre 8 et 24 heures. 12. Elément de structure monolithique en alliage d'aluminium à durcissement structural 5 ayant une longueur L plus grande que la largeur B et l'épaisseur E, notamment pour construction aéronautique, ledit élément de structure monolithique étant caractérisé en ce qu'au moins deux zones PI et P2 situées sur une longueur différente dudit élément de structure possèdent des propriétés physiques (mesurée à mi-épaisseur) sélectionnées dans le groupe formé de: a) PI: Kic(L_T) > 38 MPa'Im et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa, et encore plus préférentiellement > 600 MPa). b) PI: Kic(L_T) > 40 MPa'm et P2: Rm(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa). c) PI: Kic(L_T) > 41 MPa"Jm et P2: Rn(L) > 580 MPa (et préférentiellement > 590 MPa). d) PI: KIc(L_T) > 42 MPaVm et P2: Rm(L) > 590 MPa. e) PI: KIC(L_T) > 39 MPa-Vm et P2: Rm(L) > 580 MPa et P2: Rm(TL) > 550 MPa. f) PI: KIc(L-T) > 39 MPa'm et P2: Rm(L) > 580 MPa et P2: Rpo,2(L) > 550 MPa, i) PI: Kic(L_T) > 39 MPaVm et P1: Rm(L) > 530 MPa, et P2: Rm(L) > 580 MPa. j) PI: KIc(L_T) > 40 MPaJm et PI: Rm(L) > 540 MPa, et P2: Rm(L) > 590 MPa. 13. Elément de structure selon la revendication 12, dans lequel A(L) > 9% (et préférentiellement > 10%) dans les zones PI et P2. 14. Elément de structure selon la revendication 13, caractérisé en ce que A(L) > 9% en 30 dehors des zones PI et P2. 15. Elément de structure selon la revendication 12, dans lequel la longueur FP1 et FP2 (exprimée en pourcent de la longueur L) desdites zones P1 et P2 est telle que FP1 > 25% et FP2> 25% et préférentiellement FP1 > 30% et FP2> 30%. 16. Elément de structure selon la revendication R15, dans lequel FP1 > 35% et Fp2 > 30%. 17. Elément de structure selon la revendication R16, dans lequel FP1 > 40% et FP2 > 30%. 18. Elément de structure selon une des revendications 12 à 17, dans lequel ledit alliage comprend entre 7 et 15% de zinc, entre 1 et 3% de cuivre et entre 1,5 et 3,5% de magnésium. 19. Elément de structure selon la revendication 18, dans lequel la teneur en zinc est comprise entre 8 et 13%, et préférentiellement entre 8,5 et 11 %. 20. Elément de structure selon la revendication 19, dans lequel la teneur en cuivre est comprise entre 1,3 et 2,1%. 21. Elément de structure selon la revendication 20, dans lequel la teneur en magnésium est comprise entre 1,8 % et 2,7%. 22. Elément de structure selon une quelconque des revendications 12 à 21, caractérisé 25 en ce que sa longueur L est d'au moins 7 mètres, préférentiellement d'au moins 15 mètres, et encore plus préférentiellement d'au moins 25 mètres. 23. Utilisation d'un élément de structure selon une quelconque des revendications 12 à 22 pour la fabrication d'un panneau de voilure d'avion, lisses de voilure, longerons de voilure, raidisseurs de fuselage, panneaux de fuselage ou panneaux de jonction. 24. Avion comprenant au moins un panneau de voilure fabriqué à partir d'un élément de structure selon une quelconque des revendications 12 à 22, caractérisé en ce que la zone PI se situe proche du fuselage, et la zone P2 proche de l'extrémité géométrique de l'aile.