FR 2841263 A1 20031226 FR 0307587 A 20030624 Procédé de production d'un produit en alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, et produit soudable et matériau de revêtement pour avion, obtenus par un tel procédé La présente invention concerne un procédé de production de produits en alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, présentant une résistance améliorée à la propagation de fissures de fatigue et une faible teneur en composés intermétalliques, et un produit soudable en alliage AIMg-Si équilibré à haute résistance et un matériau de revêtement pour avion, obtenus par un tel procédé. Plus précisément, la présente invention concerne un alliage Al-Mg-Si à haute résistance de la série 6000 de la nomenclature internationale de l'Aluminium Association pour les applications de structures dans le domaine aéronautique. On sait que, dans la technique, on emploie des alliages d'aluminium thermiquement traitables dans un grand nombre d'applications où l'on exige une résistance mécanique relativement élevée, comme les fuselages d'avion, les pièces de véhicules et autres applications. Les alliages d'aluminium 6061 et 6063 sont des alliages d'aluminium thermiquement traitables bien connus. Ces alliages présentent d'intéressantes propriétés de résistance mécanique et de ténacité, dans les deux états T4 et T6 de traitement thermique. Comme on le sait, on appelle "état T4" un état atteint par un alliage ayant subi un traitement thermique de mise en solution, une trempe et un vieillissement naturel lui donnant des caractéristiques pratiquement stables, tandis que l'état T6 de traitement thermique désigne un état, atteint par vieillissement artificiel, où l'alliage est plus résistant. Mais ces alliages d'aluminium connus ne possèdent pas une résistance mécanique suffisante pour la plupart des applications de structures dans le domaine aérospatial. Plusieurs autres alliages de la série AA 6000 ne conviennent généralement pas pour la conception d'avions commerciaux qui nécessitent, pour différents types de structures, des jeux de caractéristiques différents. En fonction des critères retenus pour la conception d'une pièce d'avion particulière, même de petites améliorations concernant la résistance mécanique, la ténacité à la rupture et la résistance à la fatigue entraînent des économies de poids, qui se traduisent par des économies de carburant pendant toute la durée de vie de l'avion, et/ou une hausse de la sécurité à un niveau plus élevé. C'est pour répondre à ces besoins qu'on a mis au point plusieurs autres alliages de la série 6000. La demande de brevet européen EP-A-0173632 concerne des produits extrudés ou forgés, en un alliage constitué des éléments suivants (composition en pourcentages pondéraux) : Si : de 0,9 à 1,3 %, de préférence de 1,0 à 1,15 % Mg : de 0,7 à 1,1 %, de préférence de 0,8 à 1,0 % Cu : de 0,3 à 1,1 %, de préférence de 0,8 à 1,0 % Mn : de 0,5 à 0,7 % Zr : de 0,07 à 0,2 %, de préférence de 0,08 à 0,12 % Fe : moins de 0,30 % Zn : de 0,1 à 0,7 %, de préférence de 0,3 à 0,6 %, le complément étant constitué par l'aluminium et les impuretés inévitables, présentes chacune en une proportion inférieure à 0,05 %, et au total, en une proportion inférieure à 0,15 %. Ces produits ont une microstructure non recristallisée. Cet alliage d'aluminium a été enregistré sous l'appelation AA 6056. On a rapporté que cet alliage connu, AA 6056, dans l'état de traitement thermique T6, est sensible à la corrosion intercristalline. Pour résoudre ce problème, on a proposé, dans le brevet US n 5 858 134, un procédé de production de produits laminés ou extrudés dont la composition est la suivante, en pourcentages pondéraux : Si: de 0,7 à 1,3% Mg: de 0,6 à 1,1 % Cu : de 0,5 à 1,1 % Mn : de 0,3 à 0,8 % Zr : moins de 0,20 % Fe : moins de 0,30 % Zn : moins de 1 % Ag : moins de 1 % Cr : moins de 0,25 % le complément étant constitué par l'aluminium et d'autres éléments, présents chacun en une proportion inférieure à 0,05 %, et au total, en une proportion inférieure à 0,15 %, procédé dans lequel on porte les produits à un état de sur-vieillissement, ce qui nécessite des opérations coûteuses, en temps et en argent, à la fin de la fabrication des pièces d'avion. Pour qu'on parvienne à améliorer effectivement la résistance à la corrosion intercristalline, il est essentiel, dans le cadre de ce procédé, que dans l'alliage d'aluminium, le rapport Mg/Si soit inférieur à 1. Dans le brevet US n 4 589 932, on divulgue un produit en alliage d'aluminium corroyé, destiné par exemple à la construction automobile ou aérospatiale, lequel alliage a ensuite été enregistré sous l'appellation AA 6013 et présente la composition suivante, exprimée en pourcentages pondéraux : Si : de 0,4 à 1,2 %, de préférence de 0,6 à 1,0 % Mg : de 0,5 à 1,3 %, de préférence de 0,7 à 1,2 % Cu: de 0,6 à 1,1 % Mn : de 0,1 à 1,0 %, de préférence de 0,2 à 0,8 % Fe : moins de 0,6 % Cr : moins de 0,10 % Ti : moins de 0,10 % le complément étant constitué par l'aluminium et les impuretés inévitables. La composition de cet alliage d'aluminium doit respecter la con- dition suivante : [Si] + 0,1 Dans le brevet US n 5 888 320, on divulgue un procédé de production de produits en alliage d'aluminium dont la composition est la suivante, en pourcentages pondéraux : Si : de 0,6 à 1,4 %, de préférence de 0,7 à 1,0 % Fe : moins de 0,5 %, de préférence moins de 0,3 % Cu : moins de 0,6 %, de préférence moins de 0,5 % Mg : de 0,6 à 1,4 %, de préférence de 0,8 à 1,1 % Zn : de 0,4 à 1,4 %, de préférence de 0,5 à 0,8 % au moins un élément choisi parmi les suivants : Mn : de 0,2 à 0,8 %, de préférence de 0,3 à 0,5 % Cr : de 0,05 à 0,3 %, de préférence de 0,1 à 0,2 % le complément étant constitué par l'aluminium et les impuretés inévitables. L'alliage d'aluminium divulgué constitue, pour l'alliage connu 6013 à haute teneur en cuivre, un alliage de remplacement qui présente une basse teneur en cuivre et dont la teneur en zinc, qui a été augmentée jusqu'à plus de 0,4 % en poids, vaut de préférence de 05 à 0,8 % en poids. Il est dit que la forte teneur en zinc est nécessaire pour compenser la perte en cuivre. Dans la demande de brevet européen EP-1143 027, on divulgue un procédé de production d'un alliage Al-Mg-Si de la série 6000, dont la composition est la suivante, en pourcentages pondéraux : Si: de 0,7 à 1,3 % Mg: de 0,6 à 1,1 % Cu: de 0,5 à 1,1 % Mn: de 0,3 à 0,8 % Zn : moins de 1 % Fe : moins de 0,3 % Zr : moins de 0,2 % Cr : moins de 0,25 % le complément étant constitué par l'aluminium et d'autres éléments, présents chacun en une proportion inférieure à 0,05 %, et au total, en une proportion inférieure à 0,15 %, procédé dans lequel les produits subissent un vieillissement artificiel destiné à améliorer l'alliage et à leur conférer des caractéristiques de haute tolérance aux dommages (HTD) similaires à celles des produits en alliage de type AA 2024, qui sont employés de préférence pour des applications aéronautiques, mais ne sont pas soudables. On optimise le protocole de vieillissement en fonction de la composition chimique de l'alliage. Dans la demande de brevet européen EP-1170 118, on divulgue un alliage d'aluminium semblable à celui qui est décrit dans le document EP-1 143 027, et l'on décrit une tôle en alliage d'aluminium pour applications aéronautiques, portant sur l'une des ses faces ou les deux un revêtement servant à améliorer sa résistance à la corrosion. La tôle de c#ur, en alliage de la série AA 6000, est revêtue d'une tôle en alliage de type Al-Zn. Ces tôles revêtues, que l'on peut employer pour fabriquer des pièces de structures d'avion, présentent l'avantage de bien résister à la corrosion et de posséder des propriétés mécaniques statiques améliorées. On recommande aussi d'homogénéiser le matériau de c#ur en le chauffant à une température de 530 à 575 C pendant 1 à 8 heures, avant d'appliquer le revêtement. Dans le brevet US n 5 607 524, on divulgue un procédé de fabrication d'arbres de transmission en aluminium, destinés à des automobiles ou des camions, à partir de tubes en un alliage d'aluminium qui couvre une très large gamme d'alliages de la série 6000. Ces tubes sont obtenus par extrusion à une température d'à peu près 260 à 426 C., Dans le document EP-1029 937, on divulgue une tôle en alliage Al-Mg-Si, qui se prête mieux au façonnage à la presse que les tôles classiques en alliages Al-Mg-Si et qu'on obtient en maîtrisant la densité d'orientation d'au moins l'orientation cube. Ce matériau convient pour des capots de moteur ou de coffre d'automobiles. Les alliages de la série AA 6000 présentent en général l'avantage de pouvoir être soudés, mais leur forte teneur en cuivre nuit à leur résistance à la corrosion, bien que le cuivre augmente la résistance mécanique de l'alliage d'aluminium. En particulier, pour la conception de pièces de structures pour applications aéronautiques, des améliorations apportées à la résistance à la propagation de fissures de fatigue et une faible teneur en composés intermétalliques entraînent une amélioration des propriétés et une économie de poids, qui se traduisent par des économies de carburant pendant toute la durée de service de l'avion ou par une hausse du niveau de sécurité. La présente invention a pour objet de proposer un alliage d'aluminium de la série AA 6000 amélioré, à haute tolérance aux dommages ("HTD"), qui présente un bon équilibre des propriétés de résistance à la propagation des fissures de fatigue, de résistance à la corrosion, de ténacité et de résistance mécanique, ces deux dernières étant améliorées. Cet alliage doit pouvoir être soudé et présenter en même temps des propriétés similaires à celles des alliages AA 2024. Les caractéristiques HTD doivent être meilleures que celles de l'alliage AA 2024 - T3, et de préférence, meilleures que celles de l'alliage AA 2524 - T3. Plus précisément, on exige en général des alliages en aluminium laminés de la série AA 6000, et en particulier de ceux des nuances 6013 à 6056, pour pouvoir les utiliser dans des applications aérospatiales, que la vitesse de propagation des fissures de fatigue (VPFF) n'y soit pas supérieure à une valeur maximale définie. Dans le cas des produits en alliages de la série AA 2024 à haute tolérance aux dommages, il est requis que la valeur de VPFF soit inférieure à 0,001 mm/cycle à AK = 20 MPa.ml/2 et inférieure à 0,01 mm/cycle à AK = 40 MPa.m1/2. La présente invention a en outre pour objet de proposer un produit soudable en alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, utilisable pour fabriquer des pièces de structure pour l'industrie aéronautique, ainsi que de proposer un matériau de revêtementpour avion, fait d'un tel alliage. Selon la présente invention, on propose un procédé permettant de produire un alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, présentant une résistance améliorée à la propagation de fissures de fatigue et contenant peu de composés intermétalliques, lequel procédé comporte les étapes suivantes : a) coulée d'un lingot dont la composition est la suivante, en pourcen- tages pondéraux : Si : 0,75 - 1,3 % Cu : 0,6-1,1% Mn : 0,2 - 0,8 % Mg : 0,45 - 0,95 % Fe : 0,01 - 0,3 % Zr : moins de 0,25 % Cr : moins de 0,25 % Zn : moins de 0,35 % Ti : moins de 0,25 % V : moins de 0,25 % Hf : moins de 0,25 % le complément étant constitué par l'aluminium et des impuretés, présentes chacune en une proportion inférieure à 0,05 %, et au total, en une proportion inférieure à 0,20 % ; b) éventuellement, homogénéisation du lingot de coulée ; c) prétraitement thermique du lingot de coulée durant 4 à 30 heures, à des températures supérieures à 520 C ; d) travail à chaud du lingot, de préférence par laminage, et éventuelle- ment, travail à froid du lingot, de préférence par laminage ; e) traitement thermique de mise en solution ; f) et trempe du produit travaillé ; la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante dans le produit en alliage travaillé final étant telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED est inférieure à 1,5 J/g. Il est préférable d'effectuer l'étape (c) de prétraitement thermique pendant 6 à 18 heures à une température de 530 à 560 C, et en particulier, pendant 6 à 12 heures à une température d'à peu près 550 C.I1 est également avantageux d'homogénéiser le lingot, après l'étape (a) de coulée et avant l'étape (c) de prétraitement thermique, à une température inférieure à 530 C, et de préférence, à une température d'à peu près 510 C. On peut en outre équilibrer encore mieux la composition chimique de l'alliage en ajustant les teneurs en cuivre et en magnésium d'après la teneur en manganèse (teneurs exprimées en pourcentages pondéraux), de manière à ce que soient respectées les inégalités suivantes : [Cu] > 1,8.[Mn], de préférence [Cu] > 2,25.[Mn], et/ou [Mg] > 2,0.[Mn], de préférence [Mg] > 2,2.[Mn]. C'est grâce à l'étape de prétraitement thermique et à l'amélioration de l'équilibre de la composition chimique que le produit obtenu présente au niveau de sa microstructure une composition particulière, qui est définie au moyen des résultats d'analyse enthalpique différentielle (AED) à partir desquels on peut évaluer la quantité de phases à bas point de fusion commençante (composés intermétalliques, qui fondent à des températures relativement basses) en déterminant par cette méthode l'énergie spécifique AH associée. Dans le brevet US n 5 560 789, on décrit une telle méthode qui permet, par analyse enthalpique différentielle, de définir la qualité d'un alliage en la reliant à la quantité de composés intermétalliques solubles ou insolubles, présents à l'intérieur des grains ou dans les joints de grains, composés qui nuisent à la qualité de l'alliage obtenu. L'homogénéisation est un traitement thermique qui a pour but d'homogénéiser et d'améliorer la structure de l'alliage brut de coulée. Un traitement d'homogénéisation permet de réduire ou d'éliminer, au moins en partie, les imperfections du produit brut de coulée, comme les phases à bas point de fusion, en rendant plus homogène la distribution des divers éléments (Mg, Si et Cu pour les alliages AA 6xxx). De préférence, ce traitement d'homogénéisation comporte une étape de chauffage ou montée en température, une étape de maintien en palier de température et une étape de refroidissement ou descente en température jusqu'à la température ambiante, ou au moins jusqu'à une température inférieure à 100 C. La régulation du profil de chauffage est très importante pour l'élimination des phases à bas point de fusion par dissolution ou transformation de ces phases à une température inférieure à leur point de fusion. La température et la durée de l'étape de maintien en palier sont importantes pour l'obtention d'une distribution homogène des éléments, qui ont en effet besoin d'un laps de temps suffisant pour pouvoir diffuser dans la matrice. Le prétraitement thermique consiste à chauffer le lingot de manière à ce que le lingot ou bloc de coulée se trouve tout entier à une température homogène. Ce prétraitement thermique comporte une étape de montée en température et une étape de maintien en palier de température, cette dernière étape étant indispensable pour que la température devienne bien homogène dans tout le lingot. Mais on a eu la surprise de constater que, selon l'invention, l'étape de prétraitement thermique est importante car elle permet de réduire la valeur de da/dN, c'est-à-dire de renforcer la résistance à la propagation de fissures de fatigue "RPFF". Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, le prétraitement thermique et l'homogénéisation sont combinés. Dans l'étape de refroidissement du cycle d'homogénéisation, on refroidit le lingot jusqu'à la température de prétraitement thermique ou la température de laminage à chaud, puis on le lamine immédiatement. Selon la présente invention, l'alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance contient des composés intermétalliques à bas point de fusion en une quantité telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED est inférieure à 1,5 J/g, de préférence inférieure à 1,0 J/g, et mieux encore, inférieure à 0,65 J/g. L'équilibre de certaines des propriétés de l'alliage d'aluminium soudable de la présente invention, à savoir sa grande aptitude au formage, ses bonnes caractéristiques de ténacité à la rupture et de propagation des fissures de fatigue, sa résistance mécanique élevée et sa bonne résistance à la corrosion, dépend de la composition chimique de l'alliage, qui doit être bien ajustée entre certaines limites particulières qui sont indiquées ci-dessous de façon plus détaillée. Selon l'invention, on a constaté qu'on peut encore optimiser l'équilibre de propriétés décrit en traitant le produit en alliage de la façon décrite. Dans les indications de composition données dans ce qui suit, tous les pourcentages sont des pourcentages pondéraux. Il est préférable que le silicium se trouve en une proportion de 0,8 à 1,1 %, pour optimiser, en combinaison avec le magnésium, la résistance mécanique du produit en alliage. Une teneur trop élevée en silicium nuit en particulier à l'allongement dans l'état T6 de traitement thermique, ainsi qu'à la résistance à la corrosion du produit en alliage. Mais s'il y a trop peu de silicium dans l'alliage, celui-ci n'a pas une résistance suffisante. II est particulièrement préférable que le silicium se trouve en une proportion de 0,79 à 0,92 %. Le magnésium, en combinaison avec le silicium, apporte au produit en alliage une certaine résistance mécanique. Il est préférable que le magnésium se trouve en une proportion de 0,60 à 0,90 %. Il faut au moins 0,45 % de magnésium pour que la résistance mécanique soit suffisante, alors que s'il y en a plus de 0,95 %, cela rend difficile la dissolution de solutés en quantité suffisante pour donner, lors du durcissement par vieillis- sement, des précipités en quantité suffisante pour conférer à l'alliage dans l'état T6 une forte résistance à la traction. Il est particulièrement préférable que le magnésium se trouve en une proportion de 0,70 à 0,80 %. Le cuivre est un élément important qui apporte un surplus de résistance mécanique à l'alliage. Mais une teneur en cuivre trop élevée nuit à la soudabilité du produit en alliage et à sa résistance à la corrosion. Il est préférable que le cuivre se trouve en une proportion de 0,7 à 1,0 %, et mieux encore de 0,75 à 0,90 %, ce qui constitue un bon compromis entre la résistance mécanique, la ténacité, l'aptitude au formage et la résistance à la corrosion, tout en permettant de conserver une tolérance suffisante aux dommages. Il est préférable que le manganèse se trouve en une proportion de 0,20 à 0,60 %, et mieux encore de 0,30 à 0,40 %. Le manganèse favorise la régulation de la taille des grains ou y contribue, au cours des opérations qui peuvent provoquer une recristallisation au niveau de la microstructure de l'alliage. Ces valeurs préférées de la teneur en manganèse sont inférieures à celles que l'on rencontre dans l'alliage connu AA 6056, mais permettent d'obtenir encore une résistance mécanique satisfaisante et d'améliorer la tolérance aux dommages. Pour optimiser l'équilibre requis de propriétés, il est préférable que soient respectées, dans la composition du produit en alliage, les inégalités suivantes : [Cu] > l,8.[Mn], de préférence [Cu] > 2,25.[Mn], et/ou [Mg] > 2,0.[Mn], de préférence [Mg] > 2,2.[Mn]. La teneur en zinc de l'alliage de l'invention doit être inférieure à 0,35 %, et de préférence, inférieure à 0,2 %. Il a été rapporté que l'addition de zinc pouvait apporter un peu plus de résistance mécanique à un alliage d'aluminium, mais selon la présente invention, on a constaté qu'une teneur en zinc trop élevée exerce un effet nuisible sur la résistance du produit en alliage à la corrosion intergranulaire. De plus, l'addition de zinc a tendance à donner un produit en alliage dont la masse volumique est trop élevée, ce qui constitue un grave inconvénient pour des produits en alliage destinés à des applications aérospatiales. Toutefois, si le produit en alliage porte un revêtement, on peut mettre plus de zinc dans la couche de c#ur pour augmenter la résistance mécanique de l'ensemble. Le fer est un élément qui a une influence sur l'aptitude au formage du produit en alliage et sur sa ténacité à la rupture. Il faut que la teneur en fer vaille de 0,01 à 0,3 %, de préférence de 0,01 à 0,25 %, et mieux encore de 0,01à 0,20 %. Le titane est un élément important qui joue le rôle d'un agent d'affinage des grains au cours de la solidification des lingots, et il faut de préférence qu'il y en ait moins de 0,25 %. Mais selon la présente invention, on a constaté qu'on peut améliorer nettement la résistance à la corrosion, en particulier à la corrosion intergranulaire, en faisant en sorte que la teneur en titane vaille de 0,06 à 0,20 %, et de préférence de 0,07 à 0,16 %. On peut ajouter à l'alliage du zirconium, du chrome, du vanadium et/ou du hafnium, chacun en une proportion inférieure à 0,25 %, afin d'améliorer le comportement de recristallisation et/ou la résistance à la corrosion de l'alliage (CIG : corrosion intergranulaire). En ajoutant du zirconium ou du chrome, on peut obtenir des grains plus allongés. Le complément de l'alliage est constitué par de l'aluminium et des impuretés inévitables. Typiquement, chaque élément d'impureté se trouve présent en une proportion d'au plus 0,05 %, et les impuretés représentent au total au plus 0,20 % de l'alliage. On obtient les meilleurs résultats quand les produits en alliage possèdent, après laminage, une microstructure de recristallisation, ce qui signifie qu'au moins 70 % et de préférence au moins 80 % des grains sont recristallisés, dans l'état T4 ou T6 de traitement thermique. Un produit en alliage conforme à l'invention se caractérise par le fait qu'on a fait vieillir l'alliage jusqu'à le porter dans un état T6 de traitement thermique, en un cycle de vieillissement comprenant une exposition à des températures de 150 à 210 C durant 1 à 20 heures, ce qui donne un produit en alliage présentant une limite d'élasticité d'au moins 335 MPa et de préférence d'au moins 345 MPa, et une résistance à la traction d'au moins 355 MPa et de préférence d'au moins 365 MPa. De préférence, après trempe du produit travaillé, on fait vieillir artificiellement celui-ci jusqu'à un état T4 ou T6 de traitement thermique, à une température d'à peu près 160 à200 C pendant 1 à 16 heures, et mieux encore, jusqu'à un état T62 de traitement thermique, à environ 190 C pendant environ 4 heures. Le produit soudable de la présente invention est constitué d'un alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, présentant une résistance améliorée à la propagation de fissures de fatigue et contenant peu de composés intermétalliques, alliage dont la composition est donnée plus haut et chez lequel la vitesse de propagation des fissures de fatigue est inférieure à 9,0.10-4 à #K = 20 MPa.m1/2 et inférieure à 9,0.10-3 # #K=40 MPa.m1/2, la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante dans le produit en alliage travaillé final étant telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED soit inférieure à 1,5 J/g. Pour obtenir les valeurs des paramètres d'AED, on peut employer un appareil d'AED à compensation d'énergie Pyris 1. On place alors les échantillons dans un porte-échantillons en graphite et l'on effectue les mesures sous atmosphère d'azote. La vitesse de chauffage vaut alors 20 C/min, et la température maximale atteinte reste inférieure à la température de fusion de l'alliage et ne dépasse donc pas environ 550 C. On peut acquérir les données à l'aide d'un appareil de "gestion" d'analyse thermique Pyris, modèle V 3.81. Dans le produit en alliage de la présente invention, le rapport Mg/Si vaut de 0,8 à 1,375, et les teneurs en magnésium et silicium et la proportion de cuivre (en pourcentages pondéraux) s'équilibrent. On peut donc souder avec succès un tel produit en alliage, au moyen de techniques comme par exemple le soudage par faisceau laser, le soudage par friction et le soudage à l'arc TIG. Pour optimiser encore l'équilibre voulu de propriétés, il est préférable que la composition chimique de l'alliage respecte aussi les inégalités suivantes : [Si] > [Cu] > [Mg] ou [Si] Dans un mode préféré de réalisation de l'invention, le produit en alliage de l'invention peut être muni d'au moins un revêtement. Dans de tels produits revêtus, il y a un c#ur, constitué par un produit en alliage à base d'aluminium de l'invention, et un revêtement, habituellement plus pur, qui en particulier protège le c#ur contre la corrosion. Sans se limiter à cela, ce revêtement est constitué d'aluminium pratiquement non allié ou d'aluminium ne contenant pas plus de 0,1 ou 1,0 % de tous les autres élé- ments. On peut aussi se servir d'une couche sacrifiée d'alliage d'aluminium dont le potentiel électrochimique est inférieur à celui de la couche de c#ur, ou d'une couche protectrice d'alliage d'aluminium dont le potentiel électrochimique est supérieur à celui de la couche de c#ur. Les alliages d'aluminium appelés ici "séries lxxx" englobent tous les alliages ainsi dénommés d'après l'Aluminium Association (AA), y compris les sous-classes de types 1000,1100, 1200 et 1300. On peut donc choisir pour le revêtement présent sur le c#ur un alliage parmi ces divers alliages AA, tels les alliages 1060, 1045, 1100,1200, 1230,1135, 1235,1435, 1145,1345, 1285, 1188 et 1199. On peut en outre se servir, pour le revêtement, d'alliages de la série AA 7000, comme l'alliage 7072 qui contient de 0,8 à 1,3 % de zinc, ainsi que d'alliages de la série AA 6000, comme les alliages 6003 et 6253, qui contiennent typiquement plus de 1 % d'éléments alliés. On peut aussi se servir d'autres alliages pour le revêtement, pourvu qu'ils assurent à l'alliage de la couche de c#ur, en particulier, une protection suffisante vis-à-vis de la corrosion en général. On peut en outre se servir, pour le revêtement, des alliages de la série AA 4000, où le principal élément d'alliage est le silicium, typiquement présent en une proportion de 6 à 14 %. Dans ce mode de réalisation, c'est la couche de revêtement qui fournit le matériau de soudure pour les opérations de soudage, par exemple lors d'un soudage par faisceau laser, ce qui fait qu'on peut se dispenser d'employer en plus des fils de soudure lors d'une opération de soudage. Dans ce mode de réalisation, la proportion de silicium vaut de préférence de 10 à 12 %. Les couches de revêtement sont d'habitude beaucoup plus minces que le c#ur, et elles représentent chacune de 2 à 15 ou 20 ou même 25 % de l'épaisseur totale du composite. Plus typiquement, une couche de revêtement constitue à peu près de 2 à 12 % de l'épaisseur totale du composite. Dans un mode préféré de réalisation, le produit en alliage de l'invention est muni, sur une face, d'un revêtement en alliage de la série AA 1000, et sur l'autre face, d'un revêtement en alliage de la série AA 4000. C'est principalement pour renforcer la résistance du produit entier à la corrosion qu'on emploie un revêtement. Il existe en général deux types possibles de revêtement : a) soit le revêtement est plus noble que le c#ur (et donc protecteur), et son potentiel électrochimique est plus élevé (moins négatif) que celui du c#ur ; b) soit le revêtement est moins noble que le c#ur (et donc sacrifié), et son potentiel électrochimique est inférieur à celui du c#ur. C'est le cas (b) que l'on préfère. Il est certes préférable que le revêtement lui-même se comporte bien vis-à-vis de la corrosion, car cela prolonge la durée de vie du produit, mais ce n'est pas indispensable. Si le revêtement est attaqué par corrosion ou autrement endommagé, il reste présent comme couche sacrifiée par-dessus le c#ur, lequel demeure encore bien protégé. Dans les deux cas, il doit exister une différence de potentiel de corrosion entre le c#ur et le revêtement. D'après ce que l'on sait en général , cette différence doit valoir à peu près de 60 à 130 mV , et de préférence, 100 mV ou plus. On sait aussi comment faire varier le potentiel de corrosion d'un alliage en y ajoutant certains éléments (par exemple, l'addition de cuivre rend un alliage plus noble, alors que l'addition de zinc le rend moins noble). Il est possible, pour certains produits en alliage de l'invention, d'appliquer un revêtement différent sur chaque côté, ou de n'appliquer un revêtement que sur un seul côté. Pour le revêtement des produits de l'invention, on peut envisager les divers cas suivants : 1)une tôle portant un revêtement sur ses deux côtés ; 2) une tôle portant un revêtement sur au moins un côté ; 3) une tôle portant sur ses deux côtés un revêtement, mais chacun en un alliage différent ; 4) une tôle portant un revêtement en alliage d'aluminium ; 5) une tôle où l'on emploie plus d'un ou plusieurs alliages pour revêtir un côté ou les deux côtés (multi-revêtement pour l'aérospatiale) ; 6) une tôle où la différence de potentiel de corrosion entre le c#ur et le revêtement vaut au moins 30 mV, et de préférence, 50 mV ou plus ; 7) une tôle où la différence de potentiel de corrosion entre le c#ur et le revêtement vaut de 30 à 180 mV, et de préférence, de 50 à 120 mV ; 8) une tôle dont le ou les revêtement (s) en un alliage des séries AA lxxx, 2xxx, 3xxx, 4xxx, 5xxx, 6xxx, 7xxx et 8xxx ; 9) une tôle où l'alliage du revêtement est un alliage classé AA, mais dont au moins un élément se trouve en dehors de son intervalle AA ou auquel on a ajouté des éléments supplémentaires pour en amélio- rer encore la résistance à la corrosion (par exemple zinc, manganèse, cuivre, silicium), de préférence de manière à ce que la différence de potentiel de corrosion vaille de 30 à 180 mV, et de préférence, de 50 à 120 mV ; 10) une tôle où, sur un côté, le revêtement sert à renforcer la résistance à la corrosion, et sur l'autre côté, le revêtement sert à améliorer l'ap- titude au soudage ou les performances après soudage. Par ailleurs, la présente invention concerne un matériau de revêtement pour avion, fait d'un alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, obtenu selon un procédé du type décrit plus haut. On a eu la surprise de constater que l'étape de prétraitement thermique (c) a pour résultat de conférer au produit laminé en alliage une meilleure résistance à la propagation de fissures de fatigue, par comparaison avec le traitement classique d'homogénéisation combiné avec un prétraitement thermique préalable à l'opération de laminage à chaud. On a en outre constaté qu'un traitement d'homogénéisation à une température inférieure ou égale à 530 C, avec maintien en palier de température durant 6 heures ou moins, entraîne une amélioration de la résistance à la corrosion intergranulaire, de la limite d'élasticité et de la ténacité à l'entaille. Le matériau de revêtement pour avion est donc de préférence approprié en tant que matériau de revêtement de fuselage d'avion, et son épaisseur peut valoir jusqu'à 15 mm, et vaut de préférence de 12 à 15 mm. L'effet de l'homogénéisation sur les propriétés de l'alliage est différent de celui du prétraitement thermique. Selon la présente invention, les résultats présentés en détail ci-dessous montrent que le prétraitement thermique à haute température est nécessaire pour l'obtention de valeurs acceptables de résistance mécanique, c'est-à-dire supérieures à 350 MPa pour la limite d'élasticité. On a constaté que le mieux est d'effectuer ce prétraitement thermique autour de 550 C durant 8 à 10 heures. On a en outre constaté que l'étape d'homogénéisation ne doit pas être trop longue, et que lors de cette étape, la température ne doit pas être trop élevée, et doit en particulier rester inférieure à 530 C. Si le prétraitement thermique est effectué à température trop basse, ou si l'homogénéisation dure trop longtemps ou est effectuée à température trop élevée, les caractéristiques de l'alliage se dégradent jusqu'à devenir inacceptables. Exemples On comprendra mieux les caractéristiques et avantages exposés dans ce qui précède, ainsi que d'autres, des alliages de l'invention à la lecture de la description détaillée suivante des modes préférés de réalisation de l'invention. Ceux-ci sont illustrés par les figures 1 à 4, qui sont toutes des vues agrandies d'alliages d'aluminium du tableau 1, après qu'ils ont subi un test de corrosion intergranulaire. On a coulé des lingots, à l'échelle industrielle, en quatre alliages d'aluminium différents dont les compositions chimiques sont indiquées dans le tableau 1 suivant. Tableau 1 Composition chimique d'alliages d'aluminium de coulée semi-continue, en pourcentages pondéraux (avec 0,01 % de Zn et 0,03 % de Ti, et en complément, aluminium et impuretés inévitables) Alliage Element d'alliage Si Fe Cu Mg Mn Cu/Mn Mg/Mn 1 0,91 0,12 0,82 0,77 0,34 2,41 2,26 2 0,79 0,11 0,86 0,93 0,34 2,53 2,74 3 0,92 0,15 0,90 0,88 0,54 1,67 1,63 4 0,79 0,17 0,86 0,95 0,44 1,95 2,16 Dans ces lingots en plaques, on scie des morceaux de 10 x 10 cm, on les lamine à chaud jusqu'à ce que leur épaisseur vaille 9,0 mm, puis on les lamine à froid jusqu'à une épaisseur finale de 2,0 mm. Pour le traitement thermique de mise en solution, on les chauffe à 550 C pendant 15 minutes, puis on les soumet à une trempe et on les fait vieillir à 190 C pendant 4 heures, ce qui les amène à l'état T62 de traitement thermique. On soumet tous les alliages mentionnés dans le tableau 1 à une homogénéisation et à un prétraitement thermique, selon divers modes opératoires. Les exemples concernant les alliages 1 et 2 sont donnés cidessous dans les tableaux 2 et 3. Tableau 2 Homogénéisation et prétraitement thermique appliqués à l'alliage 1 (durée, en heures, et température, en C, du palier) Code Homogénéisation Prétraitement thermique #H d'échantillon (durée/température) (durée/température) (J/g) 1A 6 h / 550 C 6 h / 550 C 0,24 1B 18h/550 C 6h/550 C, 0,55 1C sans 6 h / 550 C 0,62 1D sans 12 h / 550 C 0,36 lE sans 18 h / 550 C 0,38 1F sans 6 h / 510 C 1,60 1G 6 h / 510 C 6h/550 C 0 Tableau 3 Homogénéisation et prétraitement thermique appliqués à l'alliage 2 (durée, en heures, et température, en C, du palier) Code Homogénéisation Prétraitement thermique AH d'échantillon (durée/température) (durée/température) (J/g) 2A 6 h / 550 C 6 h / 550 C 0,64 2B 18 h / 550 C 6 h / 550 C 0,57 2C sans 6 h / 550 C 0,75 2D sans 12 h/ 550 C 0,57 2E sans 18 h / 550 C 0,49 2F sans 6 h / 510 C 1,00 2G 6 h / 510 C 6 h / 550 C 0,11 On a déterminé les propriétés de résistance à la traction dans la direction L des produits en alliage laminés non revêtus, à l'état T62 de traitement thermique, en employant de petits échantillons "Euro-norm" .Les résultats obtenus pour les deux alliages 1 et 2 sont présentés respectivement dans les tableaux 4 et 5, dans lesquels Rp représente la limite d'élasticité, Rm représente la résistance à la rupture en traction et Ag représente l'allongement. Tableau 4 Caractéristiques de traction et corrosion intergranulaire de l'alliage 1 dans l'état T62 en fonction des traitements thermiques effectués avant le laminage à chaud Code Caractéristiques de traction Corrosion intergranulaire d'échantillon Rp (MPa) Rm (MPa) Ag (%) Prof. ( m) Type lA 371 392 8,2 129 P(i) 1B 363 374 8,9 121 1 1C 361 400 8,7 92 P(i) 1D 362 380 9,5 102 P(i) lE 366 383 9,1 108 P(i) 1F 346 370 9,3 103 1 1G 347 371 9,3 121 P(i) Tableau 5 Caractéristiques de traction et corrosion intergranulaire de l'alliage 2 dans l'état T62 en fonction des traitements thermiques effectués avant le laminage à chaud Code Caractéristiques de traction Corrosion intergranulaire d'échantillon Rp (MPa) Rm (MPa) Ag (%) Prof. ( m) Type 2A 357 382 8,4 82 P(i) 2B 361 382 7,7 114 1 2C 358 384 8,2 112 P(i) 2D 358 377 8,8 110 P(i) 2E 354 368 9,1 93 P(i) 2F 356 386 9,2 108 1 2G 330 363 8,1 125 P(i) Les résultats concernant AH, présentés dans les tableaux 2 et 3, sont meilleurs que ceux fournis par les alliages de la technique antérieure. En particulier, la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante est telle que AH vaut moins de 1,0 J/g. Pour obtenir les valeurs des paramètres d'AED, on emploie un appareil d'AED à compensation d'énergie Pyris 1. On place les échantillons dans un porte- échantillons en graphite et l'on effectue les mesures sous atmosphère d'azote. La vitesse de chauffage vaut 20 C/min. On acquiert les données à l'aide d'un appareil de "gestion" d'analyse thermique Pyris, modèle V 3.81. On évalue la corrosion intergranulaire en suivant la norme MIL H-6088, et en respectant des conditions supplémentaires indiquées dans le document AIMS 03-04-00. Dans les tableaux 4 et 5, P indique une simple corrosion en piqûres, P(i) indique une corrosion en piqûres accompagnée d'une légère corrosion intergranulaire au fond des piqûres, 1 indique une corrosion intergranulaire localisée et I(+) indique une grave corrosion intergranulaire. Pour déterminer la vitesse de propagation des fissures de fatigue (VPFF), on soumet des échantillons des alliages 1C, 1D, 1G, 2A, 2C et 2G à des essais effectués selon la norme ASTM E-647. Ces échantillons sont des panneaux de 80 mm de large (échantillons CCT ou M(T), 80 mm de largeur, 2ai (départ de fissure) = 4,0 mm, R = 0,1, pas de mesure anti-gauchissement, humidité relative supérieure à 40 %, mesures effectuées à la température ambiante et à la fréquence de 5 Hz, longueur de fissure mesurée par la méthode dite "DCPD" ("Direct Current Potential Drop", soit "chute de potentiel en courant continu") à impulsions, avec étalonnage optique). Les résultats obtenus sont présentés dans le tableau 6. Tableau 6 Vitesse de propagation des fissures de fatigue, en MPa.m1/2, pour diverses valeurs de AK, chez des exemples d'alliages 1 et 2 ("-" signifie "non mesurée") Code VPFF VPFF VPFF VPFF VPFF VPFF d'échantillon àAK=15 à AK = 20 à K = 25 àAK=30 àAK=35 à #K = 40 1C 0 0 1,56.10-3 2,17.10-3 3,60.10-3 4,76.10-3 1D 4,54.10-4 7,71.10-4 1,17.10-3 1,78.10-3 2,96.10-3 5,12.10-3 1G 4,15.10-4 8,56.10-4 1,24.10-3 1,62.10-3 2,37.10-3 3,32.10-3 2A - 6,90.10-4 - 2,00.10-3 - - 2C - 8,10.10-4 - 1,80.10-3 - - 2G 4,14.10-4 8,33.10-4 1,28.10-3 1,83.10-3 3,04.10-3 8,88.10-3 Comme on peut le constater d'après le tableau 6, les valeurs de la vitesse de propagation des fissures de fatigue sont inférieures à 9,0.10 quand AK vaut 20, et inférieures à 9,0.10-3 quand AK vaut 40. Ces alliages présentent aussi de bonnes caractéristiques de résistance mécanique et de ténacité, subissent une corrosion intergranulaire de type P (i) en piqûres accompagnée d'une légère corrosion intergranulaire au fond des piqûres), et contiennent des composés intermétalliques (phases à bas point de fusion) en une quantité telle que AH vaut moins de 0,65 J/g. Les figures 1 à 4 montrent la corrosion intergranulaire subie par les quatre alliages indiqués dans le tableau 1. La figure 1 montre la corrosion intergranulaire subie par l'alliage 1, atteignant une profondeur d'environ 90 m, d'après le tableau 4. Ceci a été obtenu pour l'alliage portant le code d'échantillon 1C, qui n'a pas subi de traitement d'homogénéisation, mais a subi un prétraitement thermique de 6 heures à 550 C. La figure 2 montre la corrosion intergranulaire subie par l'alliage 2, atteignant une profondeur d'environ 110 m, d'après le tableau 5. Ceci a été obtenu pour l'alliage portant le code d'échantillon 2D, qui n'a pas subi de traitement d'homogénéisation, mais a subi un prétraitement thermique de 12 heures à 550 C. La figure 3 montre la corrosion intergranulaire subie par l'alliage 3, atteignant une profondeur d'environ 180 m, tandis que la figure 4 montre la corrosion intergranulaire subie par l'alliage 4, atteignant une profondeur d'environ 140 m. Comme on peut le constater sur ces exemples, les alliages 1 et 2 résistent mieux que les alliages 3 et 4 à la corrosion intergranulaire. Dans ce cas, la teneur en cuivre est plus de deux fois plus élevée que la teneur en manganèse, et la teneur en magnésium est elle aussi plus de deux fois plus élevée que la teneur en manganèse. Les résultats présentés dans les tableaux 4 et 5 permettent de constater que chez les alliages 1 et 2, les attaques de corrosion intergranulaire sont significativement moins profondes, en raison de l'optimisation de leur composition chimique (figures 1 et 2). On peut en outre constater que les échantillons qui ont subi, avant le laminage à chaud, non pas un traitement d'homogénéisation, mais un prétraitement thermique, ont tendance à subir des attaques moins profondes de corrosion intergranulaire. De plus, les alliages de l'invention présentent une résistance améliorée à la propagation de fissures de fatigue et contiennent peu de composés intermétalliques, ce qui fait qu'ils présentent des caractéristiques bien équilibrées de haute tolérance aux dommages et de bonne résistance à la corrosion. Les spécialistes ordinaires en la matière reconnaîtront que l'on peut apporter aux modes de réalisation décrits dans ce document de nombreuses variantes et modifications, sans pour autant sortir du cadre de l'invention qui est complètement décrite dans le présent mémoire. REVENDICATIONS 1. Procédé de fabrication d'un produit en un alliage AI-Mg-Si équilibré à haute résistance, en particulier d'un matériau de revêtement pour fuselage d'avion, présentant une résistance améliorée à la propagation de fissures de fatigue et contenant peu de composés intermétalliques, lequel procédé est caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes : a) coulée d'un lingot dont la composition est la suivante, en pourcentages pondéraux : Si : 0,75 - 1,3 % Cu : 0,6 - 1,1 % Mn : 0,2 - 0,8 % Mg : 0,45 - 0,95 % Fe : 0,01 - 0,3 % Zr : moins de 0,25 % Cr : moins de 0,25 % Zn : moins de 0,35 % Ti : moins de 0,25 % V : moins de 0,25 % Hf : moins de 0,25 % le complément étant constitué par l'aluminium et des impuretés, présentes chacune en une proportion inférieure à 0,05 %, et au total, en une proportion inférieure à 0,20 % ; b) éventuellement, homogénéisation du lingot de coulée ; c) prétraitement thermique du lingot de coulée durant 4 à 30 heures, à des températures supérieures à 520 C ; d) travail à chaud du lingot, de préférence par laminage, et éventuellement, travail à froid du lingot, de préférence par laminage ; e) traitement thermique de mise en solution ; f) et trempe du produit travaillé, la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante dans le produit en alliage travaillé final étant telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED est inférieure à 1,5 J/g. 2. Procédé conforme à la revendication 1, caractérisé en ce que l'on effectue le prétraitement thermique à une température de 530 à 560 C pendant 6 à 18 heures. 3. Procédé conforme à la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le lingot subit, après la coulée et avant le prétraitement thermique, une homogénéisation à une température inférieure à 530 C. 4. Procédé conforme à l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante dans le produit en alliage travaillé final est telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED est inférieure à 1,0 J/g, et de préférence, inférieure à 0,65 J/g. 5. Procédé conforme à l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport Mg/Si vaut de 0,8 à 1,375. 6. Procédé conforme à l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,8 à 1,1 % en poids de silicium et de 0,60 à 0,90 % en poids de magnésium. 7. Procédé conforme à la revendication 6, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,79 à 0,92 % en poids de silicium. 8. Procédé conforme à l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,7 à 1,0 % en poids et de préférence de 0,75 à 0,90 % en poids de cuivre. 9. Procédé conforme à l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,2 à 0,6 % en poids et de préférence de 0,30 à 0,40 % en poids de manganèse. 10. Procédé conforme à l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, après l'étape (f) de trempe du produit travaillé, on fait vieillir celui-ci jusqu'à un état T4 ou T6 de traitement thermique, à une température d'à peu près 160 à 200 C pendant 1 à 16 heures. 11. Procédé conforme à l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'il s'agit d'un procédé de fabrication d'un matériau de revêtement pour avion, et de préférence, d'un matériau de revêtement de fuselage d'avion. 12. Procédé conforme à l'une des revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'il s'agit d'un procédé de fabrication d'un matériau de revêtement pour avion dont l'épaisseur vaut jusqu'à 15 mm. 13. Produit soudable en alliage AI-Mg-Si équilibré à haute résistance, présentant une résistance améliorée à la propagation de fissures de fatigue et contenant peu de composés intermétalliques, caractérisé en ce que sa composition est la suivante, en pourcentages pondéraux : Si : 0,75 - 1,3 % Cu : 0,6 - 1,1 % Mn : 0,2 - 0,8 % Mg : 0,45 - 0,95 % Fe : 0,01 - 0,3 % Zr : moins de 0,25 % Cr : moins de 0,25 % Zn : moins de 0,35 % Ti : moins de 0,25 % V : moins de 0,25 % Hf : moins de 0,25 % le complément étant constitué par l'aluminium et des impuretés, présentes chacune en une proportion inférieure à 0,05 %, et au total, en une proportion inférieure à 0,20 %, en ce que la vitesse de propagation des fissures de fatigue est inférieure à 9,0.10-4 à AK = 20 MPa.m 1/2 et inférieure à 9,0.10-3 à AK = 40 MPa.m 1/2 , et en ce que la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante dans le produit en alliage travaillé final est telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED est inférieure à 1,5 J/g. 14. Produit conforme à la revendication 13, caractérisé en ce que la quantité de composés intermétalliques ou de phases à bas point de fusion commençante dans le produit en alliage travaillé final est telle que la valeur mesurée de l'énergie spécifique AH associée au signal d'AED est inférieure à 1,0 J/g, et de préférence inférieure à 0,65 J/g. 15. Produit conforme à la revendication 13 ou 14, caractérisé en ce que le rapport Mg/Si vaut de 0,8 à 1,375. 16. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 15, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,8 à 1,1 % en poids de silicium et de 0,60 à 0,90 % en poids de magnésium. 17. Produit conforme à la revendication 16, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,79 à 0,92 % en poids de silicium. 18. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 17, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,7 à 1,0 % en poids et de préférence de 0,75 à 0,90 % en poids de cuivre. 19. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 18, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,2 à 0,6 % en poids et de préférence de 0,30 à 0,40 % en poids de manganèse. 20. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 19, caractérisé en ce que les teneurs en cuivre et en magnésium sont ajustées d'après la teneur en manganèse (teneurs exprimées en pourcentages pondéraux), de manière à ce que soient respectées les inégalités suivantes : [Cu] > 1,8.[Mn], de préférence [Cu] > 2,25.[Mn], et/ou [Mg] > 2,0.[Mn], de préférence [Mg] > 2,2.[Mn]. 21. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 20, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,01 à 0,25 % en poids et de préférence de 0,01 à 0,20 % en poids de fer. 22. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 21, caractérisé en ce que l'alliage contient de 0,06 à 0,20 % en poids et de préférence de 0,07 à 0,16 % en poids de titane. 23. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 22, caractérisé en ce que ce produit soudable est un produit laminé. 24. Produit conforme à l'une des revendications 13 à 23, caractérisé en ce qu'il porte un revêtement, au moins sur un côté. 25. Produit conforme à la revendication 24, caractérisé en ce qu'il porte un revêtement choisi parmi les suivants : a) une couche sacrifiée d'alliage d'aluminium dont le potentiel électrochimique est inférieur à celui de la couche de c#ur ; b) une couche protectrice d'alliage d'aluminium dont le potentiel électrochimique est supérieur à celui de la couche de c#ur ; c) une couche d'un alliage de la série AA 1000 définie par l'Aluminium Association ; d) une couche d'un alliage de la série AA 4000 définie par l'Aluminium Association ; e) une couche d'un alliage de la série AA 6000 définie par l'Aluminium Association ; f) une couche d'un alliage de la série AA 7000 définie par l'Aluminium Association. 26. Matériau de revêtement pour avion, en alliage Al-Mg-Si équilibré à haute résistance, caractérisé en ce qu'il a été obtenu selon un procédé conforme à l'une des revendications 1 à 12 ou à partir d'un produit conforme à l'une des revendications 13 à 25. 27. Matériau de revêtement pour avion, conforme à la revendication 26, caractérisé en ce qu'il s'agit d'un matériau de revêtement pour fuselage d'avion. 28. Matériau de revêtement pour avion, conforme à la revendication 26 ou 27, caractérisé en ce que son épaisseur vaut jusqu'à 15 mm.