Comportement en fissuration par fatigue de l'alliage aéronautique 2099-T83 Al-Li

En service, où les conditions climatiques varient, les aéronefs sont constamment sollicités par des chargements dynamiques qui sont susceptibles d’endommager la structure par la propagation de fissures de fatigue. Aussi, à l’heure où l’allégement des structures aéronautiques constitue un défi environnemental et économique majeur que les manufacturiers des aéronefs sont tenus de relever, l’utilisation d’un alliage léger et ayant des propriétés mécaniques attrayantes est envisagée pour répondre à cette problématique. Parmi ces alliages, l’alliage d’aluminium lithium 2099-T83 a été sélectionné pour être utilisé dans la dernière génération des aéronefs. L’objectif global de ce travail de thèse était d’étudier le comportement en fissuration par fatigue de l’alliage d’aluminium-lithium 2099-T83, en tenant compte de l’historique de la mise en forme du matériau qui est fonction du facteur de forme (AR : extrusion aspect ratio en anglais). Dans cette optique, deux profilés ont été investigués (un panneau à raidisseur intégral et un profilé cylindrique), desquels les paramètres métallurgiques (la microstructure : la structure des grains, les particules de seconde phase/précipités et la texture cristallographique) de l’alliage ont d’abord été analysés. Dans le panneau à raidisseur intégral, des essais de fissuration par fatigue ont été conduits dans différents environnements [23°C avec ~ 50% d’humidité relative (HR) et PH20 = 1.5 kPa ; 23°C avec ~0% HR et PH20 = 6.3 Pa puis -30°C avec ~18% HR et PH20 = 8.7 Pa]. Les résultats de cette étude montrent que les vitesses de fissuration par fatigue (da/dN) corrèlent avec le rapport de forme (AR) ; c'est-à-dire que les da/dN diminuent lorsque AR tend vers 1, et ce, indépendamment de la température des essais. Aussi, la résistance à la fissuration augmente à mesure que la température diminue. L’effet de la température sur les vitesses de propagation de fissures de fatigue (da/dN) a été attribué à celui de l’environnement via la variation de la pression de vapeur d’eau. Toutefois, en comparant les vitesses de fissuration générées à 23°C (0% HR et PH2O ~ 6.3 Pa) à celles obtenues à -30°C (18% HR et PH2O ~ 8.7 Pa), nous avons estimé qu’il reste probablement un effet résiduel de la température, puisque les da/dN dans le premier environnement sont légèrement supérieures à celles dans le dernier environnement. Nous avons aussi trouvé que l’effet de la température varie en fonction de AR. Plus AR est grand, moins les surfaces de rupture sont rugueuses et plus elles favorisent la migration de l’hydrogène contenue dans la vapeur d’eau en pointe de fissure. Dans le profilé cylindrique, seuls les essais à température ambiante (23°C et ~50% HR) ont été effectués suivant les orientations LR (longitudinale) et CR (transversale) des spécimens, et les résultats obtenus indiquent une anisotropie des vitesses de propagation de fissures. Celles-ci sont plus faibles dans le sens LR que dans le sens CR. De plus, la morphologie des surfaces de rupture varie également avec l’orientation du plan de fissuration. Le mécanisme de fissuration qui a lieu est celui associé au changement du mode de propagation de fissures qui passe du mode de propagation intergranulaire dans l'orientation CR au mode de propagation transgranulaire dans l'orientation LR. En définitive, le comportement en fissuration par fatigue de l’alliage étudié est contrôlé par la structure de grains et la texture cristallographique, deux principaux paramètres qui sont influencés par AR.In service where climatic conditions vary, aircraft are constantly confronted to fluctuating loads that could damage the structure by fatigue crack growth (FCG). Also, as the weight savings of aircraft structures become a major environmental an economic challenge that aircraft manufacturers are required to meet, the use of light alloy combined with superior mechanical properties is required to meet this problematic. Among these alloys, the 2099-T83 aluminum lithium alloy was selected for use in the latest generation of aircrafts. The overall objective of this thesis was to study the fatigue crack growth (FCG) behavior of aluminum- lithium 2099 - T83, taking into account the material processing history that depends on the extrusion aspect ratio (AR). In this regard, two profiles were investigated (an integrally stiffened panel and a cylindrical profile) from which metallurgical parameters (microstructure: the grain structure, the second phase particles/precipitates and crystallographic texture) of the alloy were first analyzed. In the integrally stiffened panel, fatigue crack growth tests were conducted in different environments [23°C with ~ 50% relative humidity (RH) and PH20 = 1.5 kPa; 23°C with ~ 0% RH and PH20 = 6.3 Pa and then -30°C ~ 18% RH and PH20 = 8.7 Pa]. The results of this study show that FCG rates (da/dN) correlate with the local extrusion aspect ratio (AR), as a result of the combined effects of both the grain structure and the crystallographic texture, regardless of the test temperature. The resistance to FCG increased with decreasing temperature, this effect being attributed to a decrease in humidity content in the studied temperature range. However, comparing the FCG rates generated at 23°C (0% RH and PH2O ~ 6.3 Pa) to those obtained at -30°C (18% RH and PH2O ~ 8.7 Pa), we believe that a residual effect of the temperature is still present, since the da /dN in the first environment are slightly higher than those in the latter environment. We also found that the effect of the temperature varies as a function of AR. The higher is AR, the less the fracture surfaces are rough and the easier they promote the migration of hydrogen contained in water vapor at the crack tip. In the cylindrical profile, only the tests at room temperature (~ 23°C and 50% RH) were performed in the LR (longitudinal) and CR (transverse) oriented specimens, and the results indicate an anisotropy of the FCG rates. These are lower in the LR direction in than in the CR direction. Furthermore, the morphology of the fracture surfaces also varies with the orientation of the plane of cracking. The fatigue crack growth mechanism that takes place is that associated with the change in crack propagation mode. Fatigue cracking mode was found to be intergranular in the CR orientation while the transgranular mode was observed in the LR orientation. Finaly, the fatigue cracking behavior of the studied alloy is controlled by the grain structure and crystallographic texture, two main parameters that are influenced by AR