Aircraft fuselage structural elements production from a tempered rolled, spun or forged aluminum-silicon-magnesium alloy

An aircraft fuselage structural element is made from a rolled, spun or forged product in an alloy with a composition (weight %) 0.7 - 1.1 Si, 0.6 - 0.9 Mg, 0.5 - 0.7 Cu, 0.3 - 0.8 Mn, less than 0.2 Zr, less than 0.2 Fe, less than 0.5 Zn, less than 0.25 Cr, other elements less than 0.05 each and 0.15 in total, and Al the balance. In addition, the ratio Mg/Si is less than 1, and Si + 2Mg is 2.0-2.6 weight %.. The alloy is aged between 540-570 deg C and hardened. The fuselage element is formed and, optionally, welded. Tempering of the element is carried out in one or more stages at 175 deg C for an equivalent total time in hours of between (-160 + 57 psi ) and (-184 + 69 psi ), where psi is the sum of the contents in weight percentage of Si + 2Mg +2Cu. 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, etéventuellement soudage,- le revenu de l'élément de structure, en un ou plusieurs paliers, pour lequel letemps équivalent total à 175degreC exprimé en heures est compris entre (-160 + 57gamma)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.