Tolérance au dommage avec prise en compte des interactions fatigue-fluage de l'alliage d'aluminium 2650 T6
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Abstract EN:
The present work was undertaken within the framework of the French National Program on a Supersonic Transport Aircraft. The fuselage structure will have to meet damage tolerance requirements. Therefore, crack growth mechanisms have to be characterized at elevated temperature under different loadings where creep-fatigue interactions can be expected. The fuselage skin will still be made of aluminium alloy and the alloy selected is the 2650 T6 alloy. The intrinsic fatigue crack propagation behaviour of this alloy is similar to the behaviour of the 2XXX aluminium alloys. The environmental effect, due to the adsorption of water vapour molecules, is slight at room temperature and is almost unaffected by temperature in the range 130-175°C. Temperature has a deleterious effect on the creep crack growth rates between 100°C and 175°C. Regardless of temperature, the fracture mode is predominantly intergranular at slow growth rates. The intergranular propagation is linked to a cavitation mechanism (with the formation and growth of small cavities situated on grain boundaries by vacancies diffusion). Creep-fatigue fracture is characterized by a time-dependant damage which occurs from a critical value of the loading period regardless of the environmental conditions. The environmental effect seems to take place through an effect cyclic loading on the time-dependant propagation that decreases the propagation velocity. Under vacuum, this interaction is very slight at the beginning of the propagation and rapidly disappears. Therefore, the time-dependent propagation can be considerer as the pure creep propagation.
Abstract FR:
Cette étude s'inscrit dans le cadre du développement d'un futur avion civil de transport supersonique. L'évolution des normes de certification imposant de dimensionner les éléments du fuselage en tolérance au dommage, il devient nécessaire de caractériser et d'identifier les mécanismes contrôlant la propagation à haute température (130-175°C) du matériau choisi pour le fuselage pour des chargements où des interactions fatigue-fluage sont possibles. Le matériau présélectionné pour le fuselage l'alliage d'aluminium 2650 T6. Celui-ci présente une résistance intrinsèque à la fatigue haute fréquence comparable à celle des alliages d'aluminium de la même famille. L'effet d'environnement, principalement lié à l'effet d'adsorption de vapeur d'eau, est peu important à température ambiante et reste sensiblement inchangé dans la gamme 130-175°C. La diminution de la résistance en fluage de l'alliage, lorsque la température augmente, est accompagnée d'une augmentation du taux de rupture intergranulaire, en début de propagation en liaison (avec l'activation de la diffusion de lacunes et la cavitation). La fissuration de fatigue-fluage se caractérise par un endommagement de type fluage dépendant du temps se produisant à partir d'une valeur critique de la période d'essai quel que soit l'environnement considéré. L'effet d'environnement est associé à un effet du chargement cyclique sur cet endommagement dépendant du temps qui est moins important que l'endommagement de fluage ce qui tend globalement à ralentir la fissuration. Sous vide, l'interaction fatigue-fluage est tout d'abord légèrement néfaste en début de propagation puis absente ce qui revient alors à assimiler la propagation dépendante du temps à la propagation de fluage pur.