FR 2902442 A1 20071221 FR 0755594 A 20070608 2 ALLIAGE DE LA SERIE AA6xxx, A GRANDE TOLERANCE AUX DOMMAGES, POUR L'INDUSTRIE AEROSPATIALE La présente invention est relative à des alliages d'aluminium pour l'industrie aérospatiale. Plus particulièrement, la présente invention est relative à des alliages d'aluminium de la série AA6xxx (ou série AA6000) qui conviennent pour le soudage, tout en présentant une amélioration de leurs propriétés de comportement, en particulier les propriétés de résistance à la corrosion et de tolérance aux dommages. Comme on le comprendra ci-après, sauf indication contraire, les désignations d'alliages et les désignations de revenus sont conformes aux désignations de l'Aluminium Association figurant dans les Aluminum Standards and data et dans les Registration Records, publiés par l'Aluminum Association. Sauf indication contraire, pour toute description de composition d'alliage ou de compositions d'alliages préférables, toutes les mentions de pourcentages concernent des pourcentages de poids. Dans la technique, on sait utiliser des alliages d'aluminium se prêtant à un traitement thermique dans un certain nombre d'applications impliquant une résistance mécanique relativement grande, notamment les fuselages d'avions, les pièces de véhicules et autres applications. Les alliages d'aluminium6061 et 6063 sont des alliages d'aluminium bien connus pouvant subir un traitement thermique. Ces alliages ont des propriétés utiles de résistance mécanique et de ténacité dans les deux états de revenu T4 et T6. Comme on le sait, l'état T4 désigne un état de traitement thermique de mise en solution et de trempe d'un alliage vieilli naturellement jusqu'à l'obtention d'un niveau de propriétés sensiblement stable, tandis que les trempes T6 désignent un état de plus forte résistance mécanique obtenu par vieillissement artificiel. Cependant, ces alliages selon la technique antérieure n'ont pas une résistance mécanique suffisante pour la plupart des applications en construction aérospatiale. Plusieurs autres alliages de la série 6000 de l'Aluminium Association ("AA") sont généralement impropres pour la conception d'avions commerciaux nécessitant différentes séries de propriétés pour différents types de structures. Selon les critères de conception pour une pièce d'avion particulière, des améliorations portant sur la résistance mécanique, la ténacité à la rupture et la résistance à la fatigue permettent des gains de poids, qui se traduisent en économies de carburant au 3 cours de la vie de l'avion, et/ou un plus grand niveau de sûreté. Pour satisfaire ces exigences, plusieurs alliages de la série 6000 ont été élaborés. Le brevet des E.U.A. n 4 589 932 (Alcoa) décrit un alliage d'aluminium pour la construction automobile, ferroviaire, navale ou aéronautique, ayant la composition suivante, en pourcentages de poids : le reste étant de l'aluminium et des éléments et impuretés occasionnels. Cet alliage d'aluminium a ensuite été classé en mars 1983 par l'Aluminum Association sous l'appellation AA6013. Les compositions enregistrées pour AA6013 sont, en intervalles de pourcentages de poids : Si 0,6 ù 1,0 Fe maxi 0,50 Cu 0,6 ù 1,1 Mn 0,2 ù 0,8 Mg 0,8 ù 1,2 Cr maxi 0,10 Zn maxi 0, 25 Ti maxi 0,10 autres, chacun 0,05 maxi, total 0,15 le reste étant de l'aluminium. L'alliage AA6013 a d'intéressantes propriétés mécaniques pour une utilisation, entre autres, comme revêtement de fuselage et, en outre, cet alliage peut se souder. Cependant, au moins deux facteurs limitent l'emploi de cet alliage AA6013. Le premier est que l'alliage AA6013 est sujet à une attaque de corrosion intergranulaire (CIG), laquelle risque d'accroître les concentrations locales de contrainte lorsqu'un produit en alliage est soumis à des conditions de contrainte telles qu'une pressurisation et dépressurisation répétée d'un fuselage d'avion pendant son utilisation, cf. par exemple l'article de T.D. Burleigh "Microscopie Investigation of the Intergranular Corrosion of 6013-T6", ICAA3, Trondheim, 1992, p. 435. Par ailleurs, le deuxième inconvénient est que l'alliage AA6013 a des propriétés de tolérance aux dommages nettement inférieures à celles de son équivalent AA2x24. Si 0,4 ù 1,2 Mg 0,5 ù 1,3 Cu 0,6 ù 1,1 Mn 0,1 ù 1 Fe maxi 0,6 L'alliage de la série AA6056 est un autre alliage de la série AA6xxx se prêtant à une application dans l'aérospatiale. Les intervalles de composition enregistrés, en pourcentages de poids, pour AA6056, sont les suivants : 10 autres, chacun 0,05 maxi, total 0,15 le reste étant de l'aluminium. Cependant, il a été signalé que cet alliage AA6056 est lui aussi sujet à la 15 corrosion intergranulaire. La résistance à la corrosion intergranulaire de l'alliage AA6056 a été améliorée par survieillissement (c'est-à-dire par vieillissement artificiel dans des conditions qui amènent le métal à dépasser sa résistance mécanique maximale au point de devenir moins résistant). Afin d'obtenir la résistance à la corrosion améliorée, il est également essentiel, pour le processus de survieillissement 20 décrit, que dans l'alliage d'aluminium le rapport Mg/Si soit inférieur à 1. Ce survieillissement est une pratique spécifique décrite dans US-5 858 134, mais il a entre autres l'inconvénient de réduire fortement la résistance mécanique en comparaison de revenus à vieillissement maximal. Un autre procédé pour maîtriser la résistance à la corrosion intergranulaire 25 de l'alliage AA6056 consiste à le doter d'un placage de AA7072 dilué contenant 0,25 à 0,7% en poids de Zn, comme décrit dans EP-1 170 118. Encore un autre procédé pour améliorer les propriétés de l'alliage AA6056 pour son utilisation comme élément de structure d'avion est décrit dans US-2002/0 014 290-Al. Ce document décrit un processus de vieillissement servant à améliorer 30 les caractéristiques mécaniques statiques et la tolérance aux dommages. Pour bénéficier complètement des économies potentielles sur les coûts offertes par le soudage de panneaux de revêtement de fuselage constituant une alternative peu coûteuse à leur fixation par des rivets, il serait donc souhaitable d'élaborer un alliage d'aluminium soudable convenant dans l'industrie aérospatiale, 35 ayant une résistance mécanique suffisante combinée à une amélioration des Si 0,7 ù 1,3 Fe maxi 0,50 Cu 0,5 ù 1,1 Mn 0,4 ù 1,0 Mg 0,6 ù 1,2 Cr maxi 0,25 Zn 0,1 ù 0,7 Ti+Zr maxi 0,20 propriétés de tolérance aux dommages et une amélioration de la résistance à la corrosion intergranulaire. La présente invention vise principalement à réaliser un alliage perfectionné 5 de la série AA6xxx qui soit soudable tout en présentant une amélioration des propriétés de résistance à la corrosion. La présente invention vise à réaliser un produit en alliage soudable de la série du type AA6xxx, ayant une résistance améliorée à la corrosion intergranulaire en comparaison de son équivalent AA6013. L'invention vise également à réaliser un produit en alliage soudable de la série du type AA6xxx, ayant une amélioration des propriétés de tolérance aux dommages en comparaison de son équivalent AA6013. Un autre objectif consiste à réaliser un produit en alliage soudable de la série du type AA6xxx ayant un meilleur équilibre de la résistance à la corrosion intergranulaire et des propriétés de tolérance aux dommages en comparaison de son équivalent AA6013. Ces objectifs et d'autres, ainsi que des avantages supplémentaires, sont atteints ou dépassés par la présente invention concernant un produit corroyé en alliage d'aluminium essentiellement composé, en pourcentages de poids, de : Si environ 0,2 à 1,15 Mg environ 0,4 à 1,5 Cu environ 0,1 à 1,3 Mn au maximum 0,7 Fe environ 0,02 à 0,3 Zn au maximum environ 0,9 Cr au maximum environ 0,25 Ti environ 0,06 à 0,19 Zr au maximum environ 0,2 Ag au maximum environ 0,5, et dans lequel 0,1 6 AA6013. En outre, dans l'état de vieillissement maximal, l'alliage d'aluminium selon la présente invention offre un meilleur rapport de l'UEp par rapport à la résistance à la fraction. On entend par équivalent AA6013 un produit corroyé en alliage d'aluminium ayant une composition définie plus haut pour AA6013 et transformé et traité thermiquement et ayant les mêmes dimensions de longueur, largeur et épaisseur que le produit corroyé selon la présente invention avec lequel il est comparé. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : la Fig. 1 représente schématiquement l'UEp (axe vertical) par rapport à la limite élastique conventionnelle (axe horizontal) des cinq alliages testés ; et la Fig. 2 représente schématiquement la profondeur maximale de CIG des cinq alliages testés. La présente invention propose un produit corroyé en alliage d'aluminium soudable ayant une grande résistance mécanique et une résistance améliorée à la corrosion intergranulaire, l'alliage étant essentiellement composé, en pourcentages de poids, de : Si environ 0,2 à 1,3, de préférence environ 0,6 à 0,15, et de préférence encore environ 0,65 à 1,10 Mg environ 0,4 à 1,5, de préférence environ 0,7 à 1,25, et de préférence encore environ 0,7 à 1,05 Cu environ 0,1 à 1,1, de préférence environ 0,5 à 1,1, et de préférence encore environ 0,6 à 1,0 Mn maximum environ 0,7, de préférence environ 0,15 à 0,7 et, de préférence encore, environ 0,2 à 0,6 Fe environ 0,02 à 0,3, de préférence environ 0,02 à 0,2, et de préférence encore environ 0,02 à 0,15 Zn maximum environ 0,9 Cr maximum environ 0,25 Ti environ 0,06 à 0,19 Zr maximum environ 0,2 7 Ag maximum environ 0,5, de préférence maximum environ 0,2, et 0,1 Lorsqu'on évoque un élément, le terme "maximum" inclut le zéro, sauf que, lorsqu'un élément est indiqué comme étant présent, cette mention exclut le zéro puisque l'élément est indiqué comme étant présent. Dans le produit en alliage selon l'invention, il est préférable de maîtriser les proportions de Mg et Si de façon que Mg+l,lSi 8 L'apport combiné de Ti plus Cr doit être d'environ 0,12 à 0,3%, et de préférence d'environ 0,15 à 0,28%. L'apport combiné de Ti et Cr a lui aussi un effet très favorable sur les niveaux de résistance mécanique et sur l'unité d'énergie de propagation ("UEp") qui font du produit en alliage un candidat très intéressant à des applications dans l'industrie aérospatiale. Les intervalles pour les proportions de Ti et Cr sont très critiques. Par exemple, on a constaté que l'apport de plus de 0,2% de Ti risque de provoquer la formation de grosses phases primaires qui, entre autres, réduisent notablement la résistance à la déchirure ("RD") et l'UEp. Zr peut être ajouté dans l'alliage d'aluminium selon la présente invention à un maximum de 0,2%. Si on l'ajoute volontairement dans l'alliage, sa proportion est de préférence d'environ 0,06 à 0,18%. Le fait d'ajouter Zr dans l'alliage a pour effet de maintenir des valeurs favorables de l'UEp tout en offrant une plus grande limite d'élasticité. La résistance à la corrosion intergranulaire est légèrement amoindrie en comparaison de la variante d'alliage contenant uniquement l'apport combiné de Ti plus Cr. Cependant, le bilan global de la résistance mécanique, de la tolérance aux dommages et de la tolérance à la corrosion reste favorable en comparaison de son équivalent AA6013. Dans une autre forme de réalisation, la proportion de Zr est inférieure à 0,05% et, de préférence encore, l'alliage d'aluminium ne contient sensiblement pas de Zr, dans le but d'obtenir une microstructure entièrement recristallisée. Dans une forme de réalisation de l'alliage d'aluminium selon la présente invention, il n'y a pas d'apport volontaire de Zn, mais celui-ci est tolérable comme impureté. Dans cette forme de réalisation, la proportion de Zn est d'un ordre de grandeur de moins d'environ 0,25%, de préférence moins d'environ 0,05% et de préférence encore moins d'environ 0,02%. Dans une autre forme de réalisation de l'alliage d'aluminium selon la présente invention, il y a un apport volontaire de Zn pour améliorer encore la résistance mécanique, Zn étant de préférence présent à raison d'environ 0,5 à 0,9%, et de préférence à raison d'environ 0,6 à 0,85%. Une proportion trop grande de Zn peut avoir un effet préjudiciable sur les performances de prévention de la corrosion intergranulaire. Dans une forme de réalisation préférée, l'alliage d'aluminium selon l'invention est sensiblement exempt de chacun des éléments V, Sr et Be. 9 Pour la présente invention, les expressions "sensiblement pas" et "sensiblement exempt" signifient qu'aucun apport volontaire de cet élément d'alliage n'a été fait dans la composition, mais qu'en raison d'impuretés et/ou d'infiltrations du fait d'un contact avec des équipements de fabrication, des traces de cet élément peuvent néanmoins s'insinuer dans le produit en alliage final. Les meilleurs résultats sont obtenus lorsque les produits en alliage laminés ont une microstructure recristallisée, ce qui signifie que 80% ou plus, et de préférence 90% ou plus des grains dans un état T4 ou de vieillissement artificiel sont recristallisés. l0 Une résistance accrue à la corrosion intergranulaire est particulièrement utile pour des applications qui exposent le métal à des environnements corrosifs, notamment la partie inférieure d'un fuselage d'avion. L'humidité et les substances chimiques corrosives ont tendance à s'accumuler dans ces zones d'un avion, car des solutions s'évacuent vers le bas du compartiment de fuselage. Dans une forme de 15 réalisation préférée, le produit en alliage selon la présente invention a, dans un état de revenu T6, une profondeur d'attaque de corrosion intergranulaire inférieure à 100 micromètres, mesurée conformément à l'essai MIL-H-6088, et de préférence inférieure à 90 micromètres, et dans les meilleurs exemples inférieure à 50 micromètres. 20 Le produit corroyé en alliage d'aluminium selon la présente invention se présente de préférence sous la forme d'un produit laminé tel qu'une tôle ou une plaque. Cependant, les avantages concernant l'amélioration des propriétés de résistance à la corrosion et de tolérance aux dommages peuvent être obtenus même si le produit corroyé se présente sous la forme d'un produit extrudé, et d'une manière 25 moins préférable sous la forme de produits forgés au moyen de procédés de fabrication de produits habituels. Il faut souligner que la composition de l'alliage selon la présente invention fonctionne bien pour résister à la corrosion intergranulaire aussi bien avec que sans placage. Pour certaines versions à placage, la couche d'alliage appliquée par-dessus 30 l'alliage selon l'invention est un placage d'acier de la série AAlxxx, de préférence encore un alliage de la série AA7072 ou le placage de AlZn décrit dans EP-1 170 118, ou le placage plus connu de la série AAlxxx comme l'aluminium AA1145. Dans une autre forme de réalisation, le produit en alliage selon l'invention est pourvu d'un placage de la série AA1000 sur une première face, et de la série 35 AA4000 sur l'autre face de celui-ci. Dans la présente forme de réalisation sont 10 combinées la protection contre la corrosion et la soudabilité. Dans la présente forme de réalisation, le produit peut donner satisfaction, par exemple, pour des panneaux pré-incurvés. Dans le cas du laminage d'un sandwich asymétrique, le produit (alliage de la série 1000 + alliage central + alliage de la série 4000) pose quelques problèmes tels qu'un lignage, on a également la possibilité de commencer par laminer un produit sous la forme d'un sandwich symétrique comportant les couches suivantes : alliage de la série 1000 + alliage de la série 4000 + alliage central selon la présente invention + alliage de la série 4000 + alliage de la série 1000, après quoi une ou plusieurs couches extérieures sont éliminées, par exemple par usinage chimique. Les applications de la présente invention dans l'industrie aérospatiale peuvent combiner de nombreuses formes de produits en alliage, notamment, mais d'une manière nullement limitative, le soudage TIG, le soudage laser et/ou mécanique (c'est-à-dire le soudage par friction-malaxage) : produit à base de tôle contre une tôle ou une plaque ; produit à base de plaque contre une tôle ou une plaque ; ou une ou plusieurs extrusions subies par ces produits à base de tôles ou de plaques. Une forme de réalisation particulière envisage le remplacement de la fabrication de pièces actuelles de fuselage d'avion à partir de grands morceaux de matière dont d'amples parties sont supprimées par usinage. A l'aide de la composition d'alliage présentée plus haut, il est possible d'usiner mécaniquement ou chimiquement des panneaux pour enlever du métal et réduire l'épaisseur dans des zones de feuillards choisies pour laisser des nervures dressées entre les zones usinées mécaniquement ou chimiquement. Ces nervures dressées constituent des endroits adéquats pour y souder des lisses de renforcement. Ces lisses peuvent être réalisées à l'aide d'une composition d'alliage identique ou similaire, ou d'une autre composition d'alliage de la série AA6xxx, dans la mesure où les constituants combinés présentent encore une bonne résistance à l'attaque par corrosion intergranulaire. Selon un autre aspect de l'invention, il est proposé un procédé de fabrication du produit en alliage selon la présente invention, le procédé comprenant les étapes consistant à : a. couler un lingot ayant la composition chimique suivante, en pourcentages de poids : Si environ 0,2 à 1,15 Mg environ 0,4 à 1,5 Cu environ 0,1 à 1, 3 Mn maximum 0,7 11 Fe environ 0,02 à 0,3 Zn maximum d'environ 0,9 Cr maximum d'environ 0,25 Ti maximum d'environ 0,19, et de préférence d'environ 0,06 à 0,19 Zr maximum d'environ 0,2 Ag maximum d'environ 0,5, et de préférence où 0,1 L'alliage d'aluminium décrit ici peut être réalisé, lors de l'étape (a) du procédé sous la forme d'un lingot ou d'une brame destiné à être transformé en un produit écroui approprié par des techniques de coulée actuellement employées dans la technique pour des pièces moulées, par exemple la coulée semi-continue, la coulée électromagnétique, la coulée à brassage électromagnétique. On peut également 12 utiliser des brames issues d'une coulée continue, par exemple à l'aide d'installations de coulées entre courroies ou de coulées entre rouleaux. Ordinairement, avant le laminage à chaud, les faces à laminer des produits à placage et sans placage sont écroûtées afin de supprimer des zones de ségrégation à proximité de la surface coulée du lingot. Le lingot ou la brame coulé peut être homogénéisé avant d'être transformé à chaud, de préférence par laminage et/ou il peut être préchauffé et directement suivi d'une transformation à chaud. L'homogénéisation et/ou le prétraitement de l'alliage avant transformation à chaud doivent être effectués à une température de 490 à 580 C, en une seule ou en plusieurs passes. Dans les deux cas, la ségrégation des éléments d'alliage présents dans la matière issue de fonderie est réduite et les éléments solubles sont dissous. Si le traitement est effectué à moins de 490 C, l'effet d'homogénéisation obtenu ne convient pas. Si la température est supérieure à 580 C, une fusion eutectique risque de produire et d'occasionner la formation non souhaitable de pores. La durée du traitement thermique ci-dessus est de préférence de 2 à 30 heures. Des durées plus longues ne sont normalement pas préjudiciables. En général, l'homogénéisation est effectuée à une température supérieure à 540 C. Une température de préchauffage typique est de 540 à 570 C avec une durée de maintien en température de 4 à 16 heures. Après l'écrouissage du produit en alliage, de préférence après un laminage à froid, ou si le produit n'est pas laminé à froid après écrouissage, le produit en alliage subit un traitement thermique de mise en solution à une température de 480 à 590 C, de préférence de 530 à 570 C, pendant une durée suffisante pour que les effets de mise en solution approchent de l'équilibre, avec des durées de maintien de température de 10 s à 120 minutes. Avec des produits à placage, il faut veiller à éviter de trop longues durées de maintien en température afin d'empêcher la diffusion d'éléments d'alliage depuis le coeur vers la cage, au détriment de la protection anticorrosion apportée par le placage. Après le traitement thermique de mise en solution, il importe que le produit en alliage soit refroidi jusqu'à une température de 175 C ou moins, de préférence jusqu'à la température ambiante, afin d'empêcher ou de limiter fortement une précipitation non maîtrisée de phases secondaires, par exemple Mg2Si. D'autre part, les vitesses de refroidissement ne doivent pas être trop grandes afin de permettre une planéité suffisante et un faible degré de contraintes résiduelles dans le produit en 25 13 alliage. Des vitesses de refroidissement appropriées peuvent être obtenues en utilisant de l'eau, par exemple une immersion dans l'eau ou des projections d'eau. Bien que l'invention se prête particulièrement à des revêtements de fuselages, elle peut également trouver d'autres applications, par exemple dans des tôles d'automobiles, des tôles de wagons de chemin de fer et autres. On va maintenant illustrer l'invention en référence à des formes de réalisation nullement limitatives selon l'invention. EXEMPLE Cinq alliages différents ont été transformés en lingots par coulée continue, puis écroûtés, préchauffés pendant environ 6 heures à 560 C (vitesse de montée en température d'environ 30 C/h), laminés à chaud jusqu'à acquérir une épaisseur de 8 mm, à la suite de quoi la température à l'entrée du laminoir à chaud a été d'environ 480 C, laminés à froid jusqu'à l'obtention d'une épaisseur finale de 2 mm, soumis à un traitement thermique de mise en solution pendant 10 minutes à 560 C, trempés à l'eau, étirés à 2%, vieillis jusqu'à un état de revenu T6 pendant 4 heures à 190 C, puis refroidis à l'air jusqu'à la température ambiante. Le Tableau 1 donne la composition chimique des cinq alliages coulés. La composition de l'alliage A est celle d'un alliage 6013 classique, à titre de référence. L'alliage n B est l'alliage 6013 à plus forte concentration de Cr, et constitue lui-aussi un alliage de référence. Les alliages n C à E sont des alliages selon la présente invention. Tableau 1. Compositions chimiques des alliages moulés en lingot. Tous les pourcentages sont en poids, le reste étant de l'aluminium et des impuretés inévitables. n Alliage Si Mg Fe Cu Mn Cr Ti Zr A 6013 (ref.) 0,73 0,77 0,12 0,84 0,35 - 0,01 - B Ref. 0,74 0,77 0,12 0,84 0,36 0,1 0, 01 - C inv. 0,71 0,74 0,12 0,86 0,35 - 0,12 - D inv. 0,72 0,76 0,13 0,84 0, 36 0,09 0,12 - E inv. 0,74 0,79 0,12 0,84 0,35 0,1 0,12 0,11 Les essais en traction ont été effectués sur la tôle nue dans l'état de revenu T6, dotée d'une microstructure entièrement recristallisée. Pour les essais en traction dans la direction L-T, on a utilisé de petites éprouvettes conformément à l'Euronorm, la moyenne des résultats pour les trois éprouvettes est indiquée, et "Rp" désigne la 14 limite élastique, "Rm" désigne la résistance à la traction et El l'allongement (A50). Les résultats des essais en traction ont été détaillés sur le Tableau 2. Le rapport UEp/limite d'élasticité est également indiqué schématiquement sur la Fig. 1. Sur le même Tableau 2,"RD" désigne la résistance à la déchirure, qui a été mesurée dans la direction L-T conformément à ASTM-B871-96. "UEp" désigne l'unité d'énergie de propagation, et a été mesurée conformément à ASTM-B871-96, et constitue une mesure de ténacité, en particulier pour la propagation des fissures, tandis que RD est en particulier une mesure de l'amorçage de fissures. Plus l'UEp est élevée, plus la vitesse de propagation des fissures par fatigue est faible. La résistance à la corrosion intergranulaire ("CIG") a été testée sur deux éprouvettes de 50x60 mm conformément à ASTM G110, MIL-H-6088 (AMS-H6088) et QVA-Z-59-3. La profondeur maximale en micromètres a été indiquée sur le Tableau 3 et reportée schématiquement sur la Fig. 2, sachant que, sur le Tableau 3, "Type 1" représente seulement une corrosion par piqûres, "Type 2" une piqûre et une légère CIG, et "Type 3" une CIG localisée. Tableau 2. Propriétés mécaniques mesurées dans les directions LT. n o Rp Rm El UEp RD RD/R p [MPa] [MPa] [%] [kJ/m2] [MPa] A 356 382 12,3 345 655 1,8 B 362 387 11,2 398 658 1,8 C 358 384 13,1 472 704 2,0 D 361 389 12,4 370 648 1,8 E 362 390 12,3 383 650 1,8 Tableau 3. Résultats concernant la corrosion CIG dans l'état de revenu T6. CIG no Profondeur maxi (gm) Type A 170 3 B 122 3 C 76 1 D 26 1 E 68 120 15 D'après les résultats du Tableau 2 et de la Fig. 1, on peut constater que l'apport de Ti ou de Ti avec Cr ou de Ti avec Cr et Zr aboutit à une augmentation favorable de l'UEp en combinaison avec une augmentation de la limite élastique. L'apport de Ti seul donne une forte augmentation de la résistance à la déchirure. L'apport combiné de Ti plus Cr ou de Ti plus Cr et Zr donne une résistance à la déchirure comparable à l'alliage classique 6013, mais en contrepartie il y a une forte augmentation des performances anti-CIG. D'après les résultats du Tableau 3 et de la Fig. 2, on peut constater que l'apport de Ti provoque une forte amélioration de la résistance à la corrosion, et en particulier de la résistance à la corrosion intergranulaire en comparaison de son équivalent AA6013, tandis que l'apport de Cr seul n'a qu'une influence marginale sur les performances anti-CIG. Seules des piqûres ont été constatées avec un apport de Ti, et une corrosion laminaire survient à la place de la CIG. En outre, l'apport combiné de Ti et Cr améliore encore plus les propriétés anti-CIG. L'apport combiné de Ti, Cr et Zr a pour effet d'améliorer encore les performances anti-CIG en comparaison de l'équivalent 6013, s'accompagnant d'une faible nouvelle augmentation de la résistance mécanique. Comme on peut le voir d'après la Fig. 1, l'alliage avec l'apport combiné de Ti, Cr et Zr a encore un rapport UEp/Rp favorable en comparaison de l'alliage classique AA6013. Au cours d'une autre expérience, l'effet de la température d'homogénéisation et de préchauffage avant transformation à chaud a été étudié sur l'alliage AA6013 du Tableau 1 ci-dessus. Après la coulée, les lingots ont été écroûtés, homogénéisés pendant 6 heures à différentes températures, laminés à chaud jusqu'à l'obtention d'une épaisseur de 8 mm, la température à l'entrée du laminoir à chaud étant d'environ 480 C, écrouis jusqu'à l'obtention d'une épaisseur finale de 2 mm, soumis à un traitement thermique de mise en solution pendant 15 minutes à 565 C, revenus à l'eau, étirés de 2%, vieillis jusqu'à l'obtention d'un revenu T6 par maintien pendant 4 heures à 190 C, puis refroidis à l'air jusqu'à la température ambiante. Les résultats concernant les propriétés mécaniques sont détaillés sur le Tableau 4. D'après les résultats du Tableau 4, on constate que l'UEp et la résistance à la déchirure augmentent systématiquement à mesure qu'augmente la température d'homogénéisation tandis que la limite élastique ne change pas. Bien que l'exemple de l'illustration concerne l'alliage AA6013, on peut constater la même tendance dans le produit en alliage selon la présente invention. Par ailleurs, à la différence de travaux de recherches antérieurs (cf. par exemple, l'article de V.G. Davydov et al., 16 "Influence of SSTT, Ageing Regime ans Stretching on IGC, Complex of Properties and Precipitation Behavior of 6013 alloy", Materials Science Forum Vols. 331-337, (2000), pp. 1315-1320), le fait d'accroître la température de préchauffage ou d'homogénéisation n'a aucun effet préjudiciable sur la résistance à la CGI lors de la réalisation du produit en alliage selon la présente invention. Tableau 4. Propriétés mécaniques en fonction de la température d'homogénéisation dans l'alliage AA6013. Température Rp Rm UEp RD d'homogénéisation [MPa] [MPa] [kJ/m2] [MPa] [ C] 560 356 382 345 655 540 355 386 315 652 520 358 384 293 616 480 360 388 247 622 430 362 391 237 617 15 REVENDICATIONS 1. Produit corroyé en alliage d'aluminium soudable à grande résistance mécanique et à résistance améliorée à la corrosion intergranulaire, l'alliage étant essentiellement composé, en pourcentages de poids, de Si 0,2 ù 1,3 Mg 0,4 ù 1,5 Cu 0,1 ù 1,1 Mn maximum 0,7 Fe 0, 02 ù 0,3 Zn maximum 0,9 Cr maximum 0,25 Ti 0,06 ù 0,19 Zr maximum 0,2 Ag maximum 0,5, et où 0,1 2. Produit en alliage d'aluminium selon la revendication 1, caractérisé en ce que la proportion de Cr est de 0,05 à 0,25%, et de préférence de 0,08 à 0,19%. 3. Produit en alliage d'aluminium selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la proportion de Ti est de 0,09 à 0,19%. 4. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que 0,12 5. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la proportion de Zr est de 0,06 à 0,18%. 6. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la proportion de Zr est de 7. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la proportion de Zn est de 0, 5 à 0,85%, et de préférence de 0,6 à 0,85%. 17 18 8. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la concentration de Zn est de 9. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la proportion de Si est de 0, 6 à 1,15%, et de préférence de 0,65 à 1,10%. 10. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la proportion de Mg est de 0, 7 à 1,25%, et de préférence de 0,7 à 1,05%. l0 11. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que la proportion de Cu est de 0,5 à 1,1%, et de préférence de 0,6 à 1,0%. 12. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que la proportion de Mn est de 0,15 à 0,7%, 15 et de préférence de 0,2 à 0,6%. 13. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la proportion de Fe est de 0,02 à 0,2%. 14. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que Mg+l,lSi 15. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que le produit en alliage a, dans l'état de revenu T6, une profondeur d'attaque par corrosion intergranulaire inférieure à 100 micromètres, mesurée conformément à l'essai 1000-H-6088, et de préférence 25 inférieure à 90 micromètres. 16. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 15, caractérisé en ce que le produit corroyé se présente sous la forme d'une tôle ou d'une plaque. 17. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des 30 revendications 1 à 16, caractérisé en ce que le produit corroyé est pourvu d'une couche de placage choisie dans le groupe comprenant des alliages des séries AAlxxx et AAlxxx. 18. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 15, caractérisé en ce que le produit corroyé se présente sous une 35 forme extrudée.8. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la concentration de Zn est de 19. Produit en alliage d'aluminium selon l'une quelconque des 35 revendications 1 à 18, caractérisé en ce que le produit en alliage est une pièce defuselage d'avion choisie dans le groupe comprenant le revêtement de fuselage, des lisses extrudées et des combinaisons de ceux-ci, soudés les uns aux autres par soudage laser et/ou mécanique.5