FR2807449A1 - Procede de fabrication d'elements de structure d'avions en alliage d'aluminium al-si-mg - Google Patents

Abstract

L'invention a pour objet un procédé de fabrication d'un élément de structure d'avion, notamment un élément de fuselage, à partir de produits laminés, filés ou forgés en alliage d'aluminium de composition (% en poids) :Si : 0, 7 - 1, 3 Mg : 0, 6 - 1, 1 Cu : 0, 5 - 1, 1 Mn : 0, 3 - 0, 8 Zn < 1 Fe < 0, 30 Zr < 0, 20 Cr < 0, 25 autres éléments < 0,05 chacun et < 0, 15 au total, reste aluminium, comportant :- une mise en solution du produit entre 540 et 570degreC, - une trempe- la réalisation de l'élément de structure par mise en forme du produit, et éventuellement soudage,- le revenu de l'élément de structure, en un ou plusieurs paliers, pour lequel le temps équivalent total à 175degreC exprimé en heures est compris entre (-160 + 57y) et (-184 + 69gamma), gamma étant la somme des teneurs en % en poids Si + 2Mg + 2Cu. L'invention conduit à une amélioration de la tolérance aux dommages sans perte sur les autres propriétés d'emploi.

Description

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Procédé de fabrication d'éléments de structure d'avions en alliage d'aluminium Al-Si-Mg
Domaine de l'invention
L'invention concerne le domaine des produits laminés, filés ou forgés en alliage d'aluminium Al-Si-Mg de la série 6000 selon les désignations d'alliages de l'Aluminum Association, destinés à la fabrication d'éléments de structure d'avions, notamment d'éléments de fuselage.

Etat de la technique Les fuselages des avions commerciaux sont réalisés pour la plupart à partir de tôles en alliage 2024 à l'état T3 ou T351, plaquées sur les deux faces d'un alliage d'aluminium peu chargé, par exemple un alliage 1050 ou 1070, dans le but d'améliorer la résistance à la corrosion. L'épaisseur du placage peut représenter, selon l'épaisseur de la tôle d'âme, entre 2 et 12% de l'épaisseur totale.

Depuis plusieurs années, on a proposé d'utiliser pour les panneaux de fuselage, à la place de l'alliage 2024 ou des alliages voisins, des alliages Al-Si-Mg de la série 6000. Ces alliages, également à traitement thermique, présentent de bonnes caractéristiques mécaniques à l'état traité, un module d'élasticité élevé et une densité plus faible que celle du 2024. Il s'agit de plus d'alliages facilement soudables, ce qui permettrait de réduire le nombre des assemblages rivetés , qui sont une source de surcoût, et également des sites de concentration de contraintes et d'initiation de corrosion.

Le brevet US 4589932 (Alcoa) décrit l'utilisation, pour des éléments de structure d'avions, d'un alliage, enregistré ultérieurement sous la désignation 6013, de composition (% en poids) :

Si : 0,4 - 1,2 Mg : O5 -- 1,3 Cu : 0,6 - LI Mn : 0. 1 - 1 re < 0,6 Le brevet LP 0173632. au nom de la demanderesse, décrit un alliage, enregistré ultérieurement sous la désignation 6056, de composition :

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Si : 0,9-1.2 Mg : 0,7 - I .I Cu : 0,3 - 1,1 Mn : 0.25 -- 0,75 Zen:0.1 - 0.7 Zr : 0.07 - 0.2 Fe < 0,3
Le brevet EP 0787217, également au nom de la demanderesse, concerne un traitement de revenu particulier, conduisant à un état T78, pour un alliage du type
6056. de manière à le désensibiliser à la corrosion intercristalline, et à permettre ainsi son utilisation sans placage pour le fuselage des avions. Ce revenu se définit par une durée totale, mesurée en temps équivalent à 175 C, comprise entre 30 et 300 h, et de préférence entre 70 et 120 h. Ce développement a fait l'objet d'une communication de R. Dif, D. Béchet. T. Warner et H. Ribes : 6056 T78 : A corrosion résistant copper-rich 6xxx alloy for aerospace applications au congrès ICAA-6 (juillet 1998) à Toyohashi (Japon), et publié dans les Proceedings du congrès, pages 1991-1996.

La mise en forme des pièces se fait de préférence à l'état T4. dans lequel l'alliage 6056 présente une excellente formabilité. Le revenu est effectué sur les pièces formées et éventuellement soudées. L'utilisation du 6056 à l'état T78 conduit à une désensibilisation complète à la corrosion intercristalline du joint soudé ou du produit de base, et à des caractéristiques mécaniques statiques équivalentes à celles du 2024 T3 ou T351 plaqué. Cependant, il est apparu souhaitable d'améliorer les résultats obtenus en ce qui concerne la tolérance aux dommages, tout en conservant les propriétés mécaniques statiques et la désensibilisation à la corrosion intercristalline.

Objet de l'invention L'invention a pour objet un procédé de fabrication d'un élément de structure d'avion à partir de produits laminés, filés ou forgés en alliage d'aluminium de composition (% en poids) :

Si : 0,7 - 1,3 Mg : 0,6 - 1,1 Cu : 0.5 - 1,1 Mn : 0,3 - 0,8 Zn < 1 Fe < 0,30 Zr < 0,20 Cr < 0,25 autres éléments < 0,05 chacun et < 0,15 au total, reste aluminium. comportant : - une mise en solution du produit entre 540 et 570 C. une trempe la réalisation de l'élément de structure par mise en forme du produit, et éventuellement soudage.

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le revenu de J'élément de structure, en un ou plusieurs paliers, pour lequel le temps équivalent total à 175 C exprimé en heures est compris entre (-160 - 57y) et (-184 + 69y). y étant la somme des teneurs en % en poids Si + 2Mg + 2Cu.

L'invention a également pour objet un procédé de fabrication d'un élément de structure d'avion. dans lequel la composition des produits appartient à un domaine de composition préférentiel (% en poids) :
Si : 0,7 - 1,1 Mg : 0.6 - 0.9 Cu : 0,5 - 0,7 Mn : 0.3 - 0,8 Zr < 0,2
Fe < 0,2 Zn < 0,5 Cr < 0,25 Mg/Si < 1 , Si + 2Mg : 2 - 2.6 autres éléments < 0,05 chacun et 0,15 au total, reste aluminium, et le revenu a une durée comprise entre 40 et 65 h de temps équivalent total à 175 C.

Elle a aussi pour objet un élément de fuselage d'avion réalisé à partir de produits de la composition préférentielle indiquée ci-dessus.

Description de l'invention L'invention repose sur la constatation qu'à l'intérieur du domaine de composition et de revenu décrits dans le brevet EP 0787217, il existe un domaine restreint reliant les éléments majeurs de la composition (Si, Mg et Cu) et le temps équivalent total à 175 C du revenu, tel que ce paramètre est défini dans EP 0787217, domaine pour lequel on obtient, par rapport aux résultats divulgués dans les exemples de ce brevet européen, une amélioration des caractéristiques mécaniques statiques et de la tolérance aux dommages, sans influence néfaste sur la sensibilité à la corrosion intercristalline. On peut ainsi relier à chaque composition d'alliage un facteur y égal à la somme des teneurs (en % en poids) Si + 2Mg + 2Cu. et à ce facteur y une plage de temps équivalent à 175 C pour le revenu comprise (en heures) entre (-160 + 57[gamma]) et (-184 + 69y), et de préférence entre (-150 + 57y) et (-184 + 69y).

Plus particulièrement, les inventeurs ont mis en évidence qu'en déchargeant l'alliage par rapport aux compositions des exemples du brevet européen, c'est-à-dire en se plaçant plutôt dans la partie basse des plages de teneurs pour ces 3 éléments. tout en s'efforçant que ces éléments soient mis en solution aussi complètement que possible, l'alliage devenait moins sensible à la corrosion intercristalline à sur-revenu donné, et que par conséquent, on pouvait le désensibiliser avec un sur-revenu moins poussé.

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Ainsi. dans le domaine de composition préférentiel mentionné plus haut, avec notamment Cu < 0. 7% et Si + 2Mg < 2.6%. le temps équivalent à 175 C du revenu pour atteindre l'état T78 avec désensibilisation totale se situe entre 40 et 65 h. soit en dessous de la plage préférentielle (70 à 120 h) indiquée dans le brevet EP 0787217.

Cependant, pour obtenir une résistance mécanique suffisante, il est nécessaire de maintenir Cu > 0.5% et Si + 2Mg > 2,0 et de préférence > 2. 3%.

Dans ce domaine de composition préférentiel, associé à un revenu T78 à temps équivalent à 175 C compris entre 40 et 65 h. on peut obtenir. outre une désensibilisation complète à la corrosion intercristalline, le niveau de propriétés suivant en matière de caractéristiques mécaniques statiques, de ténacité et de vitesse de propagation de fissures : - une limite d'élasticité R0,2 (sens TL) > 330 MPa. une résistance à la rupture Rm (sens TL) > 360 MPa et un allongement A (sens TL) > 8%. une ténacité en contrainte plane, mesurée dans le sens selon la norme ASTM
E561, telle que l'une au moins des propriétés suivantes soit vérifiée :
KR (Aa = 20 mm) > 90 MPa#m

KR (as = 40 mm) > 1 1 mua-vu Kc0 > 80 MPam Kc > 1 10 0 MPaVm Les mesures sont effectuées sur une éprouvette CCT de largeur W = 760 mm et de longueur de fissure initiale 2a0 = 253 mm. L'essai permet de définir la courbe R du matériau, donnant la résistance à la déchirure KR en fonction de l'extension de la fissure Aa. On peut ensuite calculer à partir de cette courbe, et selon la procédure indiquée par L. Schwarmann dans Aluminium, 1991, voi.67, n 5. p. 479, les ténacités apparente Kc0 et effective Kc qui correspondent à la rupture d'une éprouvette virtuelle de type CCT de largeur W = 400 mm et de longueur de fissure initiale 2ao = 133 mm. une ténacité dans le sens L-T, mesurée dans les mêmes conditions que celle dans le sens telle que l'une au moins des propriétés suivantes soit vérifiée :
Kc0 > 90 MPa#m

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Kc > 130MPam. - une vitesse de propagation de fissures da/dn, mesurée dans le sens T-L selon la norme ASTM E647 pour R = 0,1 sur une éprouvette de type CCT de largeur W = 160 mm, inférieure à :
2 10-3 mm/cycle pour AK = 20 MPam
4 10-3 mm/cycle pour #K = 25 MPam

8 l 0-' mm/cycle pour 1K = 30 MPam
Cet ensemble de propriétés, associé au fait que l'alliage est soudable, le rend particulièrement apteà la fabrication d'éléments de structure d'avions, notamment de fuselage. Il est également possible d'utiliser l'alliage, dans la composition préférentielle de l'invention, à l'état T6.

Le niveau de propriétés obtenues à cet état T6 avec la composition préférentielle de l'invention, en matière de caractéristiques mécaniques statiques, de ténacité et de vitesse de propagation de fissures est le suivant : - une limite d'élasticité R0,2 (sens TL) > 350 MPa, une résistance à la rupture Rm (sens TL) > 380 MPa et un allongement A (sens TL) > 6%.

- une ténacité dans le sens T-L, mesurée dans les mêmes conditions que pour l'état T78 mentionné plus haut, telle que l'une au moins des propriétés suivantes soit vérifiée : KR (#a = 20 mm) > 95 MPam KR (#a = 40 mm) > 120 MPam
KcO > 85 MPaVm
Kc > 115 MPam - une ténacité mesurée dans le sens L-T dans les mêmes conditions. telle que l'une au moins des propriétés suivantes soit vérifiée :
Kc0 >100 MPam
Kc > 150 MPam.

- une vitesse de propagation de fissures da/dn, mesurée dans les mêmes conditions qu'à l'état T78, inférieure à :
2 10-3 mm/cycle pour #K = 20 MPam
4 10-3 mm/cycle pour #K = 25 MPaVm

8 10-' mm/cycle pour 1K = 30 MPaY'm

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Cet ensemble de propriétés, associé à la soudabilité de l'alliage. rend le produit particulièrement apte à la fabrication d'éléments de fuselage d'avions.

Exemples
Exemple 1
On a coulé une plaque de composition (% en poids) correspondant à l'exemple 3 du brevet EP 0787217, à savoir : Si : 0,92 Mg : 0.86 Cu : 0,87 Mn : 0,55 Fe : 0,19 Zn : 0,15 Zr : 0,10 soit Mg/Si = 0.93 et Si + 2Mg = 2,64 La plaque a été homogénéisée à 530 C, scalpée, laminée à chaud puis à froid jusqu'à l'épaisseur de 3,2 mm. Des échantillons de la tôle obtenue ont été mis en solution à 550 C, trempés à l'eau et soumis à un revenu. Pour les uns. le revenu a été de 8 h à
175 C pour obtenir l'état T6. c'est-à-dire l'état correspondant à la résistance mécanique maximale ; pour les autres, il a été de 6 h à 175 C puis 2 h à 220 C, soit un temps équivalent à 175 C de 95 h, pour obtenir l'état '1'78, comme indiqué dans l'exemple 3 du brevet EP 0787217.

On a mesuré les caractéristiques mécaniques dans le sens TL, à savoir la résistance à la rupture Rm (en MPa). la limite d'élasticité conventionnelle à 0,2% d'allongement R0,2 (en MPa), et l'allongement à la rupture A (en %). ainsi que la sensibilité à la corrosion intercristalline (CI) selon la norme militaire américaine MIL-H-6088. On définit une désensibilisation complète par l'absence de ramifications de corrosion de plus de 5 m de long. Les résultats sont donnés au tableau 1 :
Tableau 1

Etat 1 Ru, (TL) j Rm (TL) l (fi) - rselisibilité CI ! 1 T6 1364 1408 17 pÔui I 78'304343"8 Non Pour l'état T78, on a mesure également la ténacité par la méthode de la courbe R.

selon la norme ASTM K 561. L'essai, effectué sur une éprouvette de type CCT de

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largeur W = 760 mm et de longueur de fissure centrale 2a0 = 253 mm. permetde déduire la courbe qui relie la résistance à la déchirure KR à l'accroissement de la fissure Aa. Pour le sens 1'-!,. on a reporté au tableau 2 la valeur de KR pour des accroissements de fissure #a = 20 mm et Aa = 40 mm.

La courbe R permet aussi, par exemple par la méthode de L. Schwarmann mentionnée plus haut, de déterminer par le calcul les ténacités en contrainte plane Kco (ténacité apparente) et Kc (ténacité effective), en MPa#m, qui correspondent aux facteurs d'intensité de contrainte critiques pour une éprouvette CCT, qui aurait pour largeur W = 400 mm et pour longueur de fissure initiale 2 ao = 133 mm. Les résultats dans les sens T-L et L-T sont également donnés au tableau 2 :
Tableau 2

Etat KR(T-L) K,,(T- 1.)-1 K,o (1' -L) r K, (T-L) Il Kea (L-T) 1 Kc (L- T) -1 1a--20nun 1a-40nun T78 89.5 tIQ7':S:= 75,2 1059 188.8 1'7,8 On a mesuré également à l'état T78 la vitesse de propagation de fissure de fatigue da/dn dans le sens T-L (en mm/cycle) pour R = 0,1 (rapport entre contrainte minimale et maximale) et pour différentes valeurs de #K (en MPaVm) selon la norme ASTM E 647. Les résultats, obtenus sur éprouvettes de type CCT de largeur W = 160 mm, sont indiqués au tableau 3 :
Tableau 3

[État |AK = 20MPaVm K = 2 IIPa/m AK-30MPa\m T78 10- 3 10- I b,3 10-' Exemple 2

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On a coulé une plaque de composition incluse dans la composition préférentielle de la présente invention : Si = 0.93 Mg - 0,75 Cu = = 0.60 Mn = 0.63 Fe 0,10 Zn = 0.16 ce qui correspond à Mg/Si = 0.81 et Si + 2Mg = 2,43 La plaque a été transformée dans les mêmes conditions que dans l'exemple 1, sauf en ce qui concerne le revenu à l'état T78. Une partie des échantillons a subi un revenu de 6 h à 175 C puis 5 h à 210 C, soit un temps équivalent total à 175 C de 105 h, conforme à l'enseignement préférentiel du brevet EP 0787217. Une autre partie a subi un revenu de 6 h à 175 C puis 13 h à 190 C. soit un temps équivalent total à 175 C de 55 h, conforme à la présente invention. On a procédé pour les états T6 et T78 105 h et 55 h aux mêmes mesures que dans l'exemple 1. Les résultats sont rassemblés aux tableaux 4,5 et 6.

Tableau 4

Etat ' RO.2 CI'W--JRm (TL) 1 (I'I.) Sensibilité CI f6- 360 397 17,5 Oui T78 (10 h) 30 337 10, Non T78 (5 h) 339 i 3G7 9,2 Non "1 On constate que le revenu à 55 h de temps équivalent améliore nettement la résistance mécanique par rapportà celui à 105 h de temps équivalent, tout en présentant la même désensibilisation à la corrosion intercristalline.

Tableau 5

'Etat KR(T-lJ ~~KR(T-L) Tkc0 (T-IP K, (1'- Kc0 (L-T) TkL-T) Etat Aa-20mm Aa=40mm (H) ! KoCH) Kco (L-T)I T6 IIOIT-f1262 187,9 -F2T:7--044 -lC551- IT8~1 ()5h J944=-12 6 - ~-Ü'l- -- D 175 =- -6 ==1 1379 =] iT7855h 1 9675 |T25 l69~ \ Ï25J 1

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On constate d'une part qu'à revenu identique, la variation de composition entre l'exemple 1 et J'exempte 2 conduit à une amélioration de la ténacité, quelque soit le paramètre de mesure utilisé, et que d'autre part, à composition identique, le revenu à 55 h de temps équivalent améliore également la ténacité.

Tableau 6

,'Htat ~TÂK = 20 MPaVm TaK = 25 MPaVm [AK = 30 MPaVm |T6 uTo"1 TK?" 5 10--' lrG bzz01 3IOJ~-~'j510: ~T78(105h) 10"3 ~ " 2 10"3 " TuT 78 (55 h) L12 1 cr' 13 1 0-3~~~~~~--J----J On constate qu'avec le revenu et la composition préférentielle selon l'invention, il n'y a pas de dégradation de da/dn entre l'état T6 et l'état T78.

Exemple 3 On a coulé 3 plaques en alliages A, B et C. dont les compositions (en poids %). incluses dans le domaine de composition préférentiel de l'invention, et les épaisseurs finales de laminage e, sont indiquées au tableau 7 :
Tableau 7

alliage I e (mm) I Si Mg Cu Mn Fc FZn' |Si+2Mg| (mils) ML', CLI Mil fe 1-i- rf42'''0''"'i'OJ''5'"'0(r".63 0.10 0,16 ! ?,4 > X fïTÏI~~T0J5 I 1T60 | ["Ô.63 L f Ô". 10 f 01 6 1T,43 ! j Li3 4-8 0,91 0,7 6 --tà64 0,59 0.13 0.17 2.43 C ,5-6 0.94 T0,80 0,64 0,6 OJO'(U3! 2.54'"' Les plaques ont été transformées de manière identique à celles des exemptes précédents jusqu'au revenu, à ceci près que. pour les épaisseurs supérieures ou égales à 4,5 mm. indiquées au tableau 7. il n'y a pas eu de laminage à froid. On a effectué

pour tous les échantillons le même revenu 6 h à 175 C - L 13 h à 190 C, soit un temps

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équivalent total à 175 C de 55 h. On a effectué les mêmes mesures que dans les exemples précédents : caractéristiques mécaniques statiques (sens TL), sensibilité à la corrosion intercristalline. ténacité (sens T-L). et vitesse de propagation de fissures (sens T-L). Les résultats sont indiqués aux tableaux 8, 9 et 10.

Tableau 8

Allia(je -ep- Ro2(TL) Rm(TL) A(TIJ' Sensibilité CI Ali iageép. R02 (TL) (TL) CfL) --1 Sens; lA 1.4 mm 337 363 8,3 Non X 3,2 mm "339" "367 92 Non ~B~Tmm 340 369 9.t Non ::- - 1 - - - I :: ---l:: c 4,5mm 337 367 9.4 Non le 6mm ~J31 -- 379 14-~-- Non Tableau 9

Alliage-ép. Kp(T-L) Ki(T-L) ~Tk~(T-L) ' [KâïT) Aa20mm Aa-40mm A 1,4 i-nni 90 122,5 ""85'"""" "p29V il A 1 A mm 190 125 ~86~ 25J B 8 mm 110 134 ~J~:------ ~4.5 mm 98.5 - - ---- ~JI 21 ,5~~~~- J-'- --- - -~u--~J Tableau 10

Alliage-ép. 6.K = 20 MPa--Jm 6.K = 25 MPa--Jm JAK = 30MPaVm 'X 1.4mmÏ3 !0'''20" 5IT07-1 ,,) 2,5 15,- t!\ 3,2 mm 1.1 1 -:- 3T0" '"" 8'KT" ilJ- 8 ,;, ---8 6T - 12,)IOT ""'"10""" - -1 le 4,5 ;"m ---r+O' n - UIF |T3T(r

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On constate que, pour toutes les épaisseurs, et qu'il y ait eu ou non un laminage à froid, les valeurs mesurées pour les caractéristiques mécaniques statiques et les ténacités sont supérieures aux valeurs minimales indiquées plus haut pour l'état T78, et les vitesses de propagation de fissures da/dn sont inférieures aux valeurs maximales indiquées plus haut pour ce même état.

Claims (11)

1. Si: 0,7 - 1,3 Mg: 0,6 -1,1 Cu: 0,5 - 1.1 >1111 : 0,3 - 0,8 Zn < 1 Fe < 0,30 Zr < 0,20 Cr < 0.25 autres éléments < 0.05 chacun et < 0.15 au total, reste aluminium, comportant : une mise en solution du produit entre 540 et 570 C, une trempe la réalisation de J'élément de structure par mise en forme du produit, et éventuellement soudage, le revenu de l'élément de structure, en un ou plusieurs paliers, pour lequel le temps équivalent total à 175 C exprimé en heures est compris entre (-160 + 57y) et (-184 + 69y), y étant la somme des teneurs en % en poids Si + 2Mg + 2Cu.

   

   Revendications 1. Procédé de fabrication d'un élément de structure d'avion à partir de produits laminés, filés ou forgés en alliage d'aluminium de composition (% en poids) :
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le temps équivalent total à

   175 C (en h) est compris entre (-150 + 57y) et (-184 + 69[gamma]).
3. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la composition des produits est la suivante (% en poids) :

   

   Si : 0,7 - 1,1 Mg : 0,6 - 0,9 Cu : 0.5-0.7 iVln : 0.3-0,8 Zr < 0,2 Fe < 0,2 Zn < 0,5 Cr < 0.25 Mg/Si < 1, Si + 2Mg :

   2,0 - 2,6 autres éléments < 0,05 chacun et 0,15 au total, reste aluminium.
4. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que Si + 2Mg est compris entre 2,3 et 2,6.
5. 5. Procédé selon l'une des revendications 3 ou 4, caractérisé en ce que le temps équivalent total de revenu à @ 75 C est compris entre 40 et 65 h.

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6. 6. Elément de fuselage d'avion, caractérisé en ce qu'il est réalisé à partir d'un produit laminé, filé ou forgé en alliage de composition (% en poids) :

   Si : 0,7 - 1,1 Mg : 0,6 - 0,9 Cu : 0,5 - 0,7 Mn : 0,3 - 0,8 Zr < 0,2

   Fe < 0,2 Zn < 0,5 Cr < 0,25 Mg/Si < 1, Si + 2Mg : 2,0 - 2,6 autres éléments < 0,05 chacun et 0,15au total, reste aluminium, mis en solution, trempé, formé et revenu à l'état T78 avec un temps équivalent total à 175 C compris entre 40 et 65 h.
7. 7. Elément de fuselage selon la revendication 6, caractérisé en ce que Si + 2Mg est compris entre 2,3 et 2,6.
8. 8. Elément de fuselage selon l'une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce qu'il présente dans le sens TL, une limite d'élasticité R0,2 > 330 MPa, une résistance à la rupture Rm > 360 MPa et un allongement A > 8%.
9. 9. Elément de fuselage selon l'une des revendications 6 à 8, caractérisé en ce qu'il présente une ténacité en contrainte plane dans le sens T-L telle que l'une au moins des propriétés suivantes soit vérifiée : KR (Aa = 20 mm) > 90 MPa#m

   KR (Aa = 40 mm) > 115 MPam

   Kc0 > 80 MPam Kc> 110 MPa#m
10. 10. Elément de fuselage selon l'une des revendications 6 à 9, caractérisé en ce qu'il présente une ténacité en contrainte plane dans le sens L-T telle que :

    Kc0 > 90 MPam ou Kc > 130MPam.
11. 11. Elément de fuselage selon l'une des revendications 6 à 10, caractérisé en ce qu'il présente une vitesse de propagation de fissures da/dn, mesurée dans le sens T-L pour R = 0,1, inférieure à :

    2 10-3 mm/cycle pour AK = 20 MPam

    4 10-3 mm/cycle pour AK = 25 MPam

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    8 10-' mm/cycle pour AK = 30 MPam