FR2852609A1 - Procede de production d'une structure en aluminium monolithique complete et produit en aluminium fabrique a partir de cette structure - Google Patents

Abstract

La présente invention concerne un procédé de production d'une structure en aluminium monolithique complète, qui comprend les étapes suivantes : on prépare à partir d'un alliage d'aluminium une plaque en alliage d'aluminium ayant une épaisseur fixée à l'avance ; on façonne ou met en forme ladite plaque en alliage pour obtenir une structure ayant une forme fixée à l'avance ; on soumet ladite structure façonnée à un traitement thermique ; et on usine, par exemple par usinage à grande vitesse, ladite structure façonnée, pour obtenir une structure en aluminium monolithique complète.

Description

Procédé de production d'une structure en aluminium monolithique complète

et produit en aluminium fabriqué à partir de cette

structure.

La présente invention concerne un procédé de production d'une structure en aluminium complète à partir d'un alliage d'aluminium, et un produit en aluminium fabriqué à partir de cette structure en aluminium complète.

Plus précisément, la présente invention concerne un procédé de 10 production d'éléments structuraux pour l'aéronautique à partir d'alliages d'aluminium de résistance mécanique élevée, de ténacité élevée et résistant à la corrosion, appartenant à la série AA7000 de la nomenclature internationale de Aluminum Association (" AA ") pour des applications aux structures aéronautiques. Encore plus 15 précisément, la présente invention concerne de nouveaux procédés pour produire des structures en aluminium complètes pour des applications aéronautiques, qui combinent des éléments en forme de feuille et de plaque au sein d'une structure monolithique complète, ce qui permet d'éviter des déformations dues aux processus de 20 vieillissement artificiel avantageux.

Il est connu, dans la technique, d'utiliser des alliages d'aluminium que l'on peut traiter à chaud, dans un certain nombre d'applications o l'on exige une résistance mécanique relativement élevée, une ténacité élevée et une bonne résistance à la corrosion, 25 telles que les fuselages d'avions, les éléments de voitures et d'autres applications. Les alliages d'aluminium AA7050 et AA7150 de trempes type T6 présentent une résistance mécanique élevée (voir par exemple le brevet US-A-6 315 842). Les alliages AA7x75 et AA7x55 durcis par précipitation présentent également une résistance mécanique élevée à 30 l'état trempe T6. Il est connu que la trempe T6 augmente la résistance mécanique des alliages et elle trouve donc des applications, en particulier dans l'industrie aéronautique. Il est aussi connu de faire vieillir artificiellement les structures préassemblées d'un avion pour augmenter la résistance à la corrosion, car les applications typiques entraînent l'exposition à des conditions climatiques très variables, ce qui nécessite un réglage précis des conditions d'élaboration et de vieillissement pour obtenir 5 une résistance mécanique et une résistance à la corrosion adéquates, en particulier une bonne résistance à la corrosion sous tension et à l'exfoliation.

Il est donc connu de faire " survieillir artificiellement ces alliages d'aluminium de la série AA7000. Lorsqu'ils sont vieillis 10 artificiellement à une trempe type T79, T76, T74 ou T73, leur résistance à la corrosion sous tension, à la corrosion avec exfoliation et leur résistance à la fracture augmentent dans l'ordre indiqué (la trempe T73 étant la meilleure de ces trempes et T79 étant proche de T6). Un état de trempe acceptable est la trempe type T74 ou T73, qui 15 permet d'obtenir des niveaux bien équilibrés de résistance à la traction, de résistance à la corrosion sous tension, de résistance à la corrosion avec exfoliation et de résistance à la fracture.

Lors de la production de parties structurales d'un avion, telles qu'un fuselage d'avion, qui est constitué de longerons, par exemple 20 des longerons de cabine ou des longerons de fuselage, ou de poutrelles, et d'une enveloppe, enveloppe de fuselage ou enveloppe de cabine, il est connu dans la technique de relier les longerons ou les poutrelles à une feuille en alliage d'aluminium qui constitue par exemple l'enveloppe du fuselage, au moyen de rivets ou par soudage. 25 On recourbe une feuille en alliage d'aluminium et lui donne par exemple la forme du fuselage d'un avion, puis on la relie aux longerons et aux poutrelles ou aux nervures par soudage et/ou au moyen de rivets. Le rôle des longerons et des nervures est de supporter et de renforcer la structure finie.

Afin d'accélérer la production de l'avion, et par suite de la nécessité de réduire les coûts et le temps de production, il est également connu de produire une plaque en alliage d'aluminium, ayant une épaisseur de 15 à 70 mm, et de recourber la plaque qui a une épaisseur égale ou supérieure à l'épaisseur de la feuille constituant l'enveloppe du fuselage de l'avion et la hauteur des longerons ou poutrelles. Après l'opération de courbure, on fabrique les lonoerons a partir de la plaque, en ôtant par fraisage l'aluminium des parties situées entre les longerons.

Ces techniques de l'art antérieur présentent au moins deux inconvénients majeurs. Tout d'abord, la plaque qui a été produite à partir d'un alliage d'aluminium qui a été artificiellement vieilli, comme on l'a mentionné précédemment, afin d'augmenter sa résistance à la corrosion, présente une déformation considérable après l'opération 10 de courbure et d'usinage et montre une distorsion verticale et horizontale qui rend l'assemblage du fuselage d'avion ou de l'aile d'avion pénible, car toutes les parties nécessitent des opérations supplémentaires de correction de courbure et de dimensions.

Deuxièmement, la structure recourbée et usinée, comprenant la feuille 15 et les longerons ou poutrelles, présente des tensions internes ou résiduelles, provenant de l'opération de courbure et créant des régions de la structure ayant une microstructure différente de celle d'autres régions, présentant moins ou plus de tensions résiduelles internes. Les régions présentant un degré élevé de tensions résiduelles internes ont 20 tendance à être beaucoup plus sensibles à la corrosion et à la propagation des fissures par fatigue.

La présente invention a donc pour but de fournir un procédé de production d'une structure en aluminium monolithique complète et un produit en aluminium fabriqué à partir de cette structure qui ne 25 présente pas les inconvénients mentionnés précédemment, en fournissant ainsi des éléments structuraux pour avions ou d'autres applications, qui sont plus faciles et moins chers à assembler, qui ne présentent pas de déformations après usinage ou qui en présentent moins, et qui ont en outre une microstructure plus uniforme, car on 30 évite la création de régions ayant des degrés différents de tension interne.

Plus précisément, la présente invention a pour but de fournir un procédé de production d'une structure en aluminium monolithique complète pour des applications dans l'aéronautique, qui peut être utilisé pour assembler un avion plus rapidement qu'avec les structures en aluminium de l'art antérieur et pour obtenir de meilleures propriétés, telles qu'une meilleure résistance mécanique, une meilleure rigidité et une meilleure résistance à la corrosion.

La présente invention atteint les buts précédemment cités grâce à un procédé de production d'une structure en aluminium monolithique complète, qui comprend les étapes suivantes: (a) on prépare à partir d'un alliage d'aluminium une plaque en alliage d'aluminium ayant une épaisseur (y) fixée à l'avance; (b) on façonne ou met en forme ladite 10 plaque en alliage pour obtenir une structure ayant une forme fixée à l'avance, présentant un certain rayon de courbure; (c) on soumet ladite structure façonnée à un traitement thermique; et (d) on usine éventuellement, par exemple par usinage à grande vitesse, ladite structure façonnée, afin d'obtenir une structure en aluminium 15 monolithique complète. Des modes de réalisation préférés sont décrits dans la suite et spécifiés dans les revendications dépendantes.

Selon un autre aspect, l'invention fournit un produit en aluminium qui est obtenu à partir d'une structure en aluminium complète, produite conformément au procédé de l'invention, la 20 structure façonnée étant usinée afin que l'on obtienne une structure en aluminium complète présentant une feuille de base et des composants.

Des modes de réalisation préférés sont décrits dans la suite et revendiqués dans les revendications dépendantes correspondantes.

Comme on le verra ci-après, les désignations des alliages et des 25 trempes sont, sauf mention contraire, les désignations de Aluminum Association, qui figurent dans la publication " Aluminum Standards and Data and the Registration Records ", publiée par Aluminum Association.

Le terme " monolithique " est un terme connu dans la 30 technique, qui signifie comprenant un bloc pratiquement unique, qui peut être une pièce unique, formée ou créée sans joint ou soudures, et comprenant un tout pratiquement uniforme. Le produit monolithique obtenu par le procédé de la présente invention peut être nondifférencié, c'est-à-dire formé d'un matériau unique, et il peut comprendre des structures ou particularités d'un seul tenant, comme une enveloppe pratiquement continue, présentant une surface ou côté externe et une surface ou côté interne, et des éléments-supports, constitutifs, tels que des éléments d'ossature comprenant des nervures ou des parties épaissies, placés sur la surface interne de l'enveloppe.

On atteint un ou plusieurs des buts de l'invention précédemment mentionnés en préparant à partir d'un alliage d'aluminium une plaque en alliage d'aluminium ayant une épaisseur fixée à l'avance, en façonnant ladite plaque en alliage pour obtenir une 10 structure ayant une forme fixée à l'avance, de préférence en faisant vieillir ensuite, artificiellement ou naturellement, ou en soumettant à un recuit ladite structure façonnée, puis en fraisant ou usinant, par exemple par usinage à grande vitesse, ladite structure façonnée, afin d'obtenir une structure en aluminium monolithique complète, qui peut 15 être utilisée pour les buts mentionnés précédemment.

Comme l'étape de vieillissement ou de recuit est réalisée après l'étape de façonnage, il est possible d'obtenir des éléments structuraux présentant une déformation considérablement réduite, ou même pratiquement exempts de déformation, ce qui rend les produits 20 résultants particulièrement appropriés pour les fuselages ou ailes d'avions ou pour une enveloppe verticale avec des poutrelles verticales pour la queue d'un avion. On pense que ladite structure façonnée, qui présente les inconvénients mentionnés précédemment, dus à l'étape de façonnage, libère ses tensions internes ou résiduelles 25 grâce à l'étape de vieillissement artificiel ou naturel, qui est réalisée après l'étape de façonnage de la plaque en alliage.

Selon un mode de réalisation préféré du procédé de l'invention, après l'opération de façonnage de la plaque en alliage d'aluminium, en une structure ayant une forme fixée à l'avance, on soumet la structure 30 ayant la forme fixée à l'avance, avant toute opération d'usinage, par exemple par usinage à grande vitesse, à un vieillissement artificiel, ce qui entraîne une amélioration de la stabilité dimensionnelle lors des opérations ultérieures d'usinage. De préférence, on soumet la structure façonnée à un vieillissement artificiel jusqu'à obtenir un état de trempe choisi parmi les états de trempe T6, T79, T78, T77, T76, T74, T73 et T8. Par exemple, une trempe T73 appropriée serait la trempe T7351, et une trempe T74 appropriée serait la trempe T7451.

Selon un mode de réalisation du procédé, l'opération de 5 façonnage ou de mise en forme pour obtenir une structure ayant une forme fixée à l'avance, comprend une opération de formage à froid, par exemple une opération de courbure qui donne un produit présentant un certain rayon de courbure.

Selon un mode de réalisation du procédé de l'invention, avant 10 l'opération de façonnage ou de mise en forme, on étire la plaque en alliage d'aluminium après la trempe à partir de la température de traitement thermique de solution. De préférence, l'opération d'étirage provoque un allongement qui ne dépasse pas 8% de la longueur juste avant l'opération d'étirage, et qui est de préférence de 1 à 5%. 15 Normalement, on réalise cela en amenant la plaque en alliage d'aluminium à une trempe T4, T73, T74 ou T76, par exemple une trempe T451 ou une trempe T7351.

La structure façonnée a de préférence une épaisseur avant usinage qui est égale ou supérieure aux épaisseurs combinées d'une 20 feuille de base ou enveloppe et des composants additionnels, par exemple des longerons, ladite feuille de base et lesdits composants additionnels formant ladite structure en aluminium monolithique complète.

La distorsion dans la direction longitudinale du produit obtenu 25 est normalement inférieure à 0,13 mm, de préférence inférieure à 0,10 mm, cette distorsion étant mesurée selon la norme BMS 7-323D, section 8.7.

Selon un mode de réalisation, l'épaisseur (y) avant usinage de la structure façonnée est comprise dans l'intervalle allant de 10 à 220 30 mm, de préférence dans l'intervalle allant de 15 à 150 mm, encore mieux dans l'intervalle allant de 20 à 100 mm, et en particulier dans l'intervalle allant de 30 à 60 mm.

La plaque en alliage d'aluminium est de préférence faite d'un alliage d'aluminium choisi parmi les alliages d'aluminium des séries AA5xxx, AA7xxx, AA6xxx et AA2xxx. Des exemples particuliers sont les alliages d'aluminium des séries AA7x50, AA7x55, AA7x75 et AA6x13, et des représentants typiques de ces séries sont les alliages AA7075, AA7475, AA7010, AA7050, AA7150 et AA6013.

Selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, on prépare la plaque en alliage d'aluminium à partir d'un alliage d'aluminium qui a été étiré après la trempe. Un exemple est donné ciapres: Un procédé préféré de production d'une plaque en alliage 10 d'aluminium de la série AA7xxx pour les applications dans le domaine de l'aéronautique, présentant des propriétés équilibrées de ténacité élevée et de bonne résistance à la corrosion, comprend les étapes consistant à travailler un corps ayant la composition suivante en pourcentages en poids: Zn 5,0-8,5 Cu 1,0-2,6 Mg 1,0-2,9 Fe < 0,3, de préférence < 0,15 Si < 0,3, de préférence < 0,15 éventuellement un ou plusieurs éléments choisis parmi Cr 0,03-0,25 Zr 0, 03-0,25 Mn 0,03-0,4 V 0,03-0,2 Hf 0,03-0,5 Ti 0,01-0,15, le total desdits éléments optionnels ne dépassant pas 0,6% en poids, et le complément étant constitué d'aluminium et d'impuretés accidentelles, chaque impureté figurant à une teneur < 0,05% et le 30 total des impuretés représentant moins de 0,20%, à effectuer un traitement thermique de solution et à tremper le produit, à étirer le produit trempé de 1% à 5%, de préférence de 1,5% à 3%, pour atteindre une trempe T451, puis à façonner le produit, par exemple par cintrage, pré-incurvation ou fraisage, afin d'obtenir la structure ayant la forme fixée à l'avance.

La structure ayant la forme fixée à l'avance est ensuite de préférence vieillie artificiellement par chauffage du produit jusqu'à 5 trois fois dans une rampe, à une ou plusieurs températures allant de 790C à 1650C, ou par chauffage de la structure ayant la forme fixée à l'avance, d'abord à une ou plusieurs températures de 790C à 1450C pendant 2 heures ou plus, puis chauffage de la structure façonnée à une ou plusieurs températures de 1480C à 1750C. Après cela, la 10 structure façonnée ne présente pas de déformation notable et, en même temps, la structure façonnée présente une meilleure résistance à la corrosion avec exfoliation, cette résistance mesurée selon la norme ASTM G34-97 correspondant à la note " EB " ou mieux, et une résistance mécanique à la limite d'élasticité supérieure de 15% environ 15 à celle de pièces analogues de taille semblable en alliage AA7x5O ayant un état de trempe T76.

Selon AMS 2772C, un processus de vieillissement typique pour atteindre la trempe T7651 pour l'alliage AA7050 comprend 3 à 6 heures à 121'C, puis 12 à 15 heures à 1630C, alors que, pour le même 20 alliage, le vieillissement pour atteindre la trempe T7451 comprend 3 à 6 heures à 121'C, puis 20 à 30 heures à 1630C. Un processus de vieillissement typique pour atteindre la trempe T7351 pour l'alliage AA7475 comprend 6 à 8 heures à 121'C, puis 24 à 30 heures à 1630C.

Un processus de vieillissement typique pour atteindre la trempe T651 25 pour l'alliage AA7150 comprend 24 heures à 121'C, ou bien 24 heures à 121'C suivi de 12 heures à 160'C.

Selon un mode de réalisation préféré du produit selon l'invention, ladite feuille de base est une enveloppe de fuselage d'un avion et lesdits composants sont au moins des parties de longerons 30 constitutifs ou d'autres renforcements constitutifs du fuselage de l'avion, le fuselage présentant un certain rayon de courbure.

Selon un autre mode de réalisation, ladite feuille de base est l'enveloppe de base d'une structure complète, telle qu'une porte complète, et lesdits composants sont au moins des parties des renforcements constitutifs de la structure complète de l'avion, la structure complète présentant un certain rayon de courbure.

Selon un autre mode de réalisation, ladite feuille de base est une enveloppe d'aile d'un avion et lesdits composants sont au moins 5 des parties de nervures constitutives et/ou d'autres renforcements constitutifs, tels que des longerons, d'une aile d'avion.

Ce qui précède et d'autres traits et avantages du procédé et des produits en alliage d'aluminium selon la présente invention apparaîtront facilement à la lecture de la description détaillée suivante 10 d'un mode de réalisation, qui est décrit en outre à l'aide des dessins annexés, dans lesquels: -la figure 1 représente une structure en aluminium complète -la figure 2 montre les déformations de la structure en aluminium complète de la figure 1; -la figure 3a représente un mode de réalisation de la technique antérieure; -la figure 3b représente un mode de réalisation de la présente invention; et -la figure 3c représente une structure façonnée (5), vieillie 20 artificiellement ou naturellement conformément à la présente invention.

La figure 1 montre une structure en aluminium complète qui comprend une feuille de base 1 et des composants additionnels 2, tels que des longerons ou des poutrelles, et qui est destinée à des 25 applications dans l'aéronautique. La structure en aluminium complète (6) comprend une feuille de base 1 incurvée au préalable, qui est façonnée pour avoir la forme de par exemple un fuselage d'avion, la section transversale de l'enveloppe 1 du fuselage étant représentée sur la figure. Les composants additionnels 2 sont par exemple des 30 longerons fixés à la feuille de base 1 selon les techniques de l'art antérieur, par exemple à l'aide de rivets et/ou par soudage.

La figure 2 montre les déformations d'une structure en aluminium complète qui a été produite selon un procédé de la technique antérieure. Lorsque les composants additionnels 2 sont fixés à la feuille de base 1 et que la structure globale est finie après les étapes d'usinage et de rivetage ou de soudage, il apparaît habituellement une déformation horizontale dl et/ou une déformation verticale d2 qui proviennent de la diminution des contraintes présentes 5 dans la plaque ou feuille incurvée au préalable, qui a été recourbée avant la fixation des composants additionnels 2 à la feuille de base 1 ou avant l'usinage des composants 2 à partir d'une plaque ayant une épaisseur correspondante.

La figure 3a montre une structure ou élément monolithique 10 complet, fabriqué également selon la technique antérieure. On produit un bloc 3 en alliage d'aluminium par coulée, homogénéisation, travail à chaud par laminage, forgeage ou extrusion et/ou travail à froid, traitement thermique de solution, trempe et étirage, en obtenant ainsi un bloc épais 3 d'alliage d'aluminium, qui est " façonné " pour obtenir 15 une structure 5 ayant une forme fixée à l'avance. L'étape de façonnage est une étape d'usinage ou de fraisage mécanique, dans laquelle on fraise le bloc 3 en alliage d'aluminium et obtient une structure 5 de forme fixée à l'avance, ayant une épaisseur y fixée à l'avance, comme le montre la figure 3c. L'épaisseur y fixée à l'avance est supérieure ou 20 égale à la somme de l'épaisseur de feuille x de la feuille de base 1 et du prolongement formé par les composants additionnels 2 qui sont formés par usinage, en une ou plusieurs étapes de fraisage, à partir de la structure façonnée 5 après l'étape de vieillissement. Un inconvénient de cette façon d'opérer réside dans le fait qu'il peut 25 subsister des tensions résiduelles importantes dans le produit, et cela peut conduire entre autres choses à augmenter la section transversale des éléments d'ossature ou de l'enveloppe elle-même pour que les tolérances requises et les exigences en matière de sécurité soient respectées.

La figure 3b montre un mode de réalisation de la présente invention, dans lequel l'étape de façonnage est une étape de courbure mécanique o l'on recourbe une plaque 4 en alliage pour obtenir une structure 5 recourbée ou pré-incurvée, présentant un certain rayon de courbure, comme le montre la figure 3c. En utilisant le procédé selon l'invention, on peut également fabriquer des structures à double courbure, ayant par exemple une forme parabolique. Un avantage de ce mode de réalisation de la présente invention par rapport à la technique antérieure représentée sur la figure 3a est, entre autres choses, que 5 l'on utilise moins d'aluminium pour l'usinage ou le fraisage car l'épaisseur y fixée à l'avance de la plaque en alliage 4 est beaucoup plus faible que l'épaisseur fixée à l'avance du bloc global 3 en aluminium. En outre, grâce à une étape de vieillissement après façonnage, on peut obtenir des éléments structuraux sensiblement 10 exempts de déformation, qui conviennent par exemple pour les fuselages et les ailes d'avions. Un autre avantage du procédé et du produit selon l'invention est qu'il fournit un produit ou structure monolithique final plus mince, qui présente des avantages quant au poids et à la résistance mécanique par rapport aux produits plus épais 15 obtenus par les procédés classiques. Cela signifie que des modèles aux parois plus minces et plus légers peuvent être fournis et admis pour l'utilisation. Un autre avantage encore du procédé et des produits de l'invention est la réduction de poids de la partie monolithique. Le poids est également encore réduit grâce à l'élimination possible 20 d'attaches. Cela est en rapport avec des avantages quant à la précision de l'opération d'usinage du fait de la déformation réduite, et la justesse inhérente de l'usinage final après mise en forme.

EXEMPLE

On a préparé à l'échelle industrielle des plaques épaisses en alliage AA7475 (matériau de qualité " aérospatiale "), ayant comme dimensions finales 40 mm d'épaisseur, 1900 mm de largeur et 2000 mm de longueur. On a amené d'une manière connue en soi différentes 30 plaques à l'état de trempe T451 ou à l'état de trempe T7351.

Dans un premier procédé de fabrication de structures monolithiques complètes, on a recourbé une plaque à l'état de trempe T451 dans sa direction L, pour obtenir une structure ayant un rayon de courbure de 1000 mm, puis on a effectué un vieillissement artificiel pour atteindre la trempe T7351. La déformation dans la direction longitudinale était de 0,07 à 0,09 mm, ce qui correspond, comme on peut le calculer de manière connue, à une tension résiduelle dans la direction longitudinale de 16 à 22 MPa.

Dans un autre procédé de fabrication de structures complètes, on a recourbé dans sa direction L une plaque à l'état de trempe T7351 pour obtenir une structure ayant un rayon de courbure de 1000 mm, et on n'a pas employé de traitement de vieillissement ultérieur. La déformation dans la direction longitudinale était de 0,15 à 0,22 mm, ce 10 qui correspond, comme on peut le calculer d'une manière connue, à une tension résiduelle dans la direction longitudinale de 49 à 54 MPa.

Pour les deux procédés, la déformation après usinage a été mesurée selon la norme BMS 7-323D, section 8.7, version révisée du 21 janvier 2003.

Cet exemple montre entre autres l'effet bénéfique du traitement de vieillissement après formation d'un panneau recourbé et avant usinage en une structure complète, sur la déformation après usinage et donc sur les tensions résiduelles présentes dans le matériau.

L'invention ayant été maintenant bien décrite, il apparaîtra aux 20 spécialistes en la matière que de nombreux changements et modifications peuvent être apportés sans sortir du cadre de l'invention, telle que décrite ici. v -

Claims (17)

REVENDICATIONS

1-Procédé de production d'une structure en aluminium monolithique complète, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes: a) on prépare à partir d'un alliage d'aluminium une plaque (4) en alliage d'aluminium, ayant une épaisseur (y) fixée à l'avance, b) on façonne ou met en forme ladite plaque (4) en alliage pour obtenir une structure (5) ayant une forme fixée à l'avance, c) on soumet ladite structure façonnée (5) à un traitement thermique, et d) on usine éventuellement ladite structure façonnée (5) pour obtenir une structure en aluminium monolithique complète (6).

2-Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit traitement thermique de l'étape c) comprend un vieillissement naturel, un vieillissement artificiel ou un traitement de recuit.

3-Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ladite structure façonnée (5) est vieillie artificiellement jusqu'à un 20 état de trempe T6, T79, T78, T77, T76, T74, T73 ou T8.

4-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le processus de façonnage ou de mise en forme de l'étape b) comprend un formage à froid.

5-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, 25 caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium a été étirée après la trempe et avant l'étape de façonnage ou de mise en forme.

6-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium a été 30 étirée de 8% au plus après la trempe et avant l'étape de façonnage ou de mise en forme.

7-Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium a été étirée de 1 à 5% après la trempe et avant l'étape de façonnage ou de mise en forme.

8-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, 5 caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium a été amenée à une trempe choisie parmi les trempes T4, T73, T74 et T76, avant l'étape de façonnage ou de mise en forme.

9-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium est 10 produite à partir d'un alliage d'aluminium qui est choisi dans les séries AA2xxx, AA5xxx, AA6xxx et AA7xxx.

10-Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium est produite à partir d'un alliage d'aluminium qui est choisi parmi les alliages des séries 15 AA7x50, AA7x55, AA7x75 et AA6x13.

11-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ladite plaque (4) en alliage d'aluminium est produite à partir d'un alliage d'aluminium ayant la composition suivante en pourcentages en poids 20 Zn 5,0-8,5 Cu 1,0-2,6 Mg 1,0-2,9 Fe < 0,3, de préférence < 0,15 Si < 0,3, de préférence < 0,15 éventuellement un ou plusieurs éléments choisis parmi Cr 0,03-0,25 Zr 0, 03-0,25 Mn 0,03-0,4 V 0,03-0,2 Hf 0,03-0,5 Ti 0,01-0,15, le total desdits éléments optionnels ne dépassant pas 0,6% et le complément étant constitué d'aluminium et d'impuretés accidentelles, chacune des impuretés figurant à une teneur inférieure à 0,05% et le total des impuretés représentant moins de 0,20%.

12-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que ladite structure façonnée (5) a une épaisseur (y) 5 avant usinage qui est comprise dans l'intervalle allant de 10 à 220 mm, de préférence dans l'intervalle allant de 15 à 150 mm, et encore mieux dans l'intervalle allant de 30 à 60 mm.

13-Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la structure en aluminium monolithique complète 10 est une partie d'une enveloppe d'aile d'avion ou une portion d'ossature d'un avion.

14-Produit en aluminium obtenu à partir d'une structure en aluminium monolithique complète (6) produite par le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que 15 ladite structure façonnée (5) est usinée pour donner une structure en aluminium complète (6), comportant une feuille de base (1) et des composants constitutifs (2) .

15-Produit en aluminium selon la revendication 14, caractérisé en ce que ladite feuille de base (1) est une enveloppe de fuselage d'un 20 avion et lesdits composants (2) sont au moins des parties de longerons constitutifs ou d'autres renforcements constitutifs du fuselage de l'avion, ledit produit présentant un certain rayon de courbure.

16-Produit en aluminium selon la revendication 14, caractérisé en ce que ladite feuille de base (1) est l'enveloppe de base d'une 25 structure monolithique complète telle qu'une porte complète, et lesdits composants constitutifs (2) sont au moins des parties des renforcements constitutifs de la structure complète d'un avion, ledit produit présentant un certain rayon de courbure.

17-Produit en aluminium selon la revendication 14, caractérisé 30 en ce que ladite feuille de base (1) est une enveloppe d'aile d'avion et lesdits composants (2) sont au moins des parties de nervures constitutives ou d'autres renforcements constitutifs d'une aile d'avion.