Ingeniero Civil Mecánico / Este estudio se realizó en el Centro Avanzado de Manufactura [AMRC], Universidad de Sheffield con Boeing, Reino Unido, dentro de departamento Fábrica del Futuro (FoF), que busca generar estudios de avanzada en la manufactura de materiales de uso aeroespacial. El objetivo de este trabajo fue estudiar la influencia que presentan los parámetros de corte en torno sobre la vida a la fatiga en una muestra de Ti-6Al-4V, mediante la observación de la rugosidad superficial obtenida. Inicialmente se establece la base teórica que modela el fenómeno de fatiga y, paralelamente se estudian las variables de corte de mayor incidencia en la integridad superficial de una operación de torno. Se escogen las variables velocidad de corte, profundidad de corte, avance y estado de la herramienta como las variables manipuladas del experimento. Se trabajó con un diseño factorial fraccionado de ocho niveles con doble centro, lo cual se traduce en doce especificaciones centradas en 100 [m/s], 0,3 [mm] y 0,2 [mm/rev] respectivamente para cada variable. El tipo de estudio de fatiga escogido corresponde a un ensayo axial con R=0,1 y frecuencia de 10 [Hz], controlado en fuerza y probeta de sección transversal cuadrada. La manufactura necesaria para obtener mediante una operación de torno, las probetas de fatiga, se genera principalmente mediante el doble refrentado de un disco con el perfil de la norma ASTM: E606. Mediante electroerosión con hilo se cortan radialmente estas probetas, logrando que para las doce especificaciones del diseño experimental, se cuente con cuatro probetas por cada una. Las mediciones de rugosidad superficial mediante un método de contacto con rugosímetro Mitutoyo y un método óptico con el uso del microscopio confocal Alicona, se observa una clara influencia del avance como variable principal en este parámetro. La velocidad de corte pareciera incidir, pero con una menor influencia evidente. Estos dos métodos presentaron diferencias entre ellos, pero comparten datos dentro de cierto rango estadístico, dando cuenta de la variabilidad del parámetro medido, dependiendo del método escogido y la variabilidad intrínseca del parámetro. La vida a la fatiga aproximada inicial se establece en los 104 ciclos. Mediante criterios de fatiga Gerber y Sodeberg, se establece una carga máxima nominal de 40 [kN]. Se obtienen resultados de vida a la fatiga en torno a los 1,5∙〖10〗^4 ciclos. Seguidamente se aumenta la carga a 43 [kN], disminuyendo el número de ciclos. Con la unión de ambos resultados, se obtiene un gráfico SN que permite visualizar el comportamiento de fatiga de cada especificación. Al realizar una ampliación en rango de interés e interpolaciones a niveles de esfuerzo común, se diferencian las especificaciones de acuerdo a su avance y rugosidad, presentando una mayor influencia de la rugosidad en las zonas de bajo número de ciclo y una mayor heterogeneidad en mayores números de ciclos. Para mayores esfuerzos la rugosidad disminuye el número de ciclos esperado. Al disminuir la carga, aumenta el número de ciclos esperado y la influencia de la rugosidad tiende a atenuarse. / Este trabajo ha sido financiado parcialmente por la Universidad de Chile y por el Advanced Manufacturing Research Centre with Boeing, The University of Sheffield

Ce travail porte sur l’étude du risque d’amorçage de fissure en fretting/fatigue du contact aubes/disque de soufflante en alliage de titane Ti-6Al-4V d’un turboréacteur civil. De part les vibrations du moteur et le passage du flux d’air, le contact aube/disque est sujet à de microdéplacements: le fretting. Ce problème complexe concerne des zones en contact de faibles dimensions subissant des pressions de contact importantes et des micro-déplacements associées à des structures soumises à des chargements eux-mêmes complexes. Des essais de fretting simple, fretting précontraint et fretting fatigue sont réalisés en vue d’identifier les conditions d’amorçage de fissure pour plusieurs géométries présentant des gradients de contraintes différents. Les résultats expérimentaux mettent en évidence l’effet du gradient de contrainte sur l’amorçage. Ainsi, via des essais présentant une gamme étendue de gradient, il a été confirmé que les gradients de contraintes retardent l’initiation de fissure. Une approche non-locale couplée à un critère de fatigue multiaxiale et identifiée sur une unique condition expérimentale de fretting simple a permis la prédiction de l’ensemble des résultats expérimentaux. Ainsi, une méthodologie prédictive des durées de vie à amorçage a été proposée. Cette approche numérique intègre la multiaxialité du chargement, l’effet du gradient des contraintes, la réponse élastoplastique de l’interface et les limites de fatigue en traction/compression et torsion alternée du matériau. L’interface aube/disque grenaillée du moteur subit une alternance de sollicitations de faibles amplitudes générant l’amorçage de fissure, et de grandes amplitudes favorisant l’usure des zones en contact. Le phénomène de compétition usure/fissure a alors été étudié via les courbes en cloches (durée de vie en fonction de l’amplitude de déplacement) ainsi que l’influence des contraintes résiduelles de grenaillage. Une première conclusion sur l’effet bénéfique de l’usure a pu être apportée dans le cas d’un matériau sans traitement de surface. Si les contraintes résiduelles de grenaillage permettent d’apporter un gain notable sur les durées de vie pour des sollicitations de glissement partiel, à l’inverse, il a été observé que le matériau avec le traitement de surface de grenaillage présente des durées de vie plus faibles pour des sollicitations favorisant l’usure. À travers d’essais inédits avec un dispositif expérimental à trois vérins, le chargement complexe de l’interface aube/disque du moteur a pu être reproduit à l’échelle du laboratoire. Ainsi, la durabilité globale du contact représentatif de l’interface aube/disque de soufflante a été étudiée. Une synergie des sollicitations oligocycliques et polycycliques à l’interface a été constatée provoquant des phénomènes de réorganisation de contraintes résiduelles et l’accélération des cinétiques d’usure. Cette étude a montré l’importance de prendre en compte les sollicitations polycycliques dans le dimensionnement des structures aubes/disque. Ces sollicitations couplent les aspects de fatigue « fissuration » aux phénomènes de cumul de dommage et de cinétique d’usure des interfaces. / This work aims at studying the crack initiation risk of a blade/disk contact under fretting/fatigue loading. The fan stage of a civil engine is studied and the material used is a titanium alloy: Ti-6Al-4V. This complex issue concerns small contacts which are subjected to high contact pressures and micro-displacements. Thus, a complex multiaxial loading occurs on the structure. Fretting, static stressed fretting and fretting fatigue testing are performed in order to quantify the crack nucleation thresholds. In addition, several geometries which present different stress gradient values are used. The experimental results show a stress gradient effect on the crack initiation. Thus, using a wide range of stress gradient, it has been confirmed that stress gradient delays crack nucleation. A multiaxial fatigue criterion is used to determine the equivalent stress field under the contact. Then, a non-local approach, identified thanks to one fretting experimental condition, is employed in order to consider the stress gradient effect. This approach provides the prediction of the whole experimental results. In this way, a predictive method of the initiation fatigue life has been introduced. This numerical approach takes into account the multiaxial loading, the stress gradient effect, the plastic-elastic behavior of the interface and the fatigue strength limits of the material. The blade/disk contacts of the engine are shot-peened. During the flight, interfaces are subjected to low displacement amplitudes leading to crack initiation. On the other hand, during landing and take-off, contacts are submitted to high displacement amplitudes leading to the interface wear. As a consequence, competition between wear kinetic and nucleation one is studied and “bell curves” are plotted (i.e. fatigue life time versus displacement amplitude).Moreover, the effect of the shot-peening residual stresses on fatigue life time is observed. In case of un-treated material, a beneficial impact on the fatigue life time is observed due to wear process. Compressive residual stresses of shot-peening increase the fatigue life when fretting/fatigue on partial slip regime occurs. Nevertheless, a decrease of the fatigue life time is observed when wear process is activated by the gross slip condition. Finally, the complex loading of the engine blade/disk contact has been reproduced in the laboratory. To achieve this, a new testing, using an experimental machine composed of three hydraulic actuators is developed. Thus, the global life time of the representative interface of the fan stage is studied. Oligocyclic (low frequency) and polycyclic (high frequency) solicitations interact themselves and lead, firstly, to a rearrangement of the residual stresses, and secondly, to an increase of the wear kinetics. This research work highlights the interest to consider the polycyclic loadings to design the blade/disk structure. These solicitations reproduce the “cracking” fatigue phenomenon, the cumulative damages and the wear kinetics of the interface.

Thesis (MEng)--Stellenbosch University, 2014. / ENGLISH ABSTRACT: There is a strong focus on the use of titanium and its alloys in the aerospace industry due to the high ultimate tensile strength and high strength-to-weight ratio of the material. The high performance nature of the material also makes it difficult and costly to machine. South Africa has the second most abundant titanium resources in the world in the form of rutile and ilmenite but no value chain to produce titanium parts from the ore. Currently, the ore is sold overseas at low prices. There exists an initiative to create a full titanium value chain in South Africa by the Department of Science and Technology. This project forms part of this initiative, where local industry is equipped with knowledge and skills to produce and machine titanium parts. The focus of this study is to determine whether it is possible to machine titanium aerospace parts at a local industry partner and equip the industry partner with knowledge and skills in order to facilitate effective and economical machining of these parts. Daliff Precision Engineering was selected as the local industry partner and specific demonstrator parts were selected on which to base the study. The process the industry partner currently uses to machine aerospace parts from difficult-to-machine alloys was studied and evaluated. It was found that about 70% of the machining time was spent on a single roughing process, hence the decision to study the roughing process in an attempt to establish whether improvement was possible. Pilot tests were done at the facilities of the industry partner and time savings of 95% were realised on the roughing process. A 2-level 3-factor Design of Experiments methodology was followed for experimentation and analysis of titanium machining at the industry partner. The roughing process of the demonstrator part was simulated on the CNC machining centre and the depth of cut, cutting speed and feed per tooth were selected as the factors, and the response was tool wear. A statistical analysis was done using Modde 9.1 design of experiments software and an optimisation model was created in order to determine a feasible set of cutting parameters, maximise material removal rate and have a target amount of tool wear. The findings show that it is possible to economically machine titanium aerospace parts with a selected geometry at the industry partner without the need for significant capital investments. The industry partner can use the knowledge generated in this project to validate their titanium machining capabilities and form part of the titanium value chain that is being developed in South Africa. / AFRIKAANSE OPSOMMING: Daar is ‘n groot fokus op die gebruik van titaan allooie in die lugvaart nywerheid, as gevolg van die material se hoë trek-sterkte en hoë sterkte-tot-gewig verhouding. Die eienskappe wat die material so aantreklik maak, is ook die rede wat dit moeilik en duur maak om te masjineer. Suid-Afrika het die tweede grootste titaan reserwes in die wêreld in die vorm van rutiel en ilmeniet erts, maar geen waarde ketting om titaan onderdele te vervaardig van die erts af nie. Die erts word tans oorsee verkoop teen lae pryse. Daar is tans ‘n inisiatief om ‘n titaan waardeketting in Suid-Afrika te skep deur die Departement van Wetenskap en Tegnologie. Hierdie projek vorm deel van hierdie inisiatief om die plaaslike nywerheid toe te rus met kennis en vaardighede om titaan produkte te vervaardig. The fokus van hierdie studie is om te bepaal of dit moontlik is om titaan lugvaart onderdele te masjineer by ‘n plaaslike industrie-vennoot en om hierdie vennoot met kennis en vaardighede toe te rus om hierdie onderdele effektief en ekonomies te vervaardig. Daliff Precision Engineering is gekies as die plaaslike industrie-vennoot en spesifieke demonstrator onderdele is gekies om die studie op te baseer. Die proses wat die industrie-vennoot tans gebruik om moeilik-om-te-masjineer allooie te masjineer is bestudeer en ge-evalueer. Daar was bevind dat 70% van die masjineringstyd bestee word aan ‘n enkele uitrof-proses. Daar is besluit om vas te stel of die uitrof-proses verbeter kan word. Loods-eksperimente is gedoen by die industrie-vennoot se fasiliteite en ‘n tydsbesparing van 95% is gevind op die uitrof-proses. ‘n 2-Vlak 3-faktor eksperimentele ontwerp metodologie is gevolg om eksperimente by die industrie-vennoot op titaan uit te voer en te analiseer. Die uitrof-proses van die demonstrator onderdeel is gesimuleer op die CNC masjineringsentrum en die diepte van snit, snyspoed en voer per tand is gekies as die faktore en beitel-slytasie is gekies as die respons. ‘n Statistiese analise is gedoen deur Modde 9.1 eksperimentele ontwerp sagteware te gebruik om ‘n moontlike stel van sny-parameters te identifiseer om die materiaal-verwyderingstempo te maksimeer en die teiken waarde vir beitel-slytasie te bereik. Daar is gevind dat dit moontlik is on titaan lugvaart onderdele met ‘n spesifieke geometrie ekonomies te masjineer by die industrie-vennoot, sonder om enige beduidende kapitaal uitgawes aan te gaan. Die industrie-vennoot kan die kennis gebruik wat geskep is deur die projek om hulle titaan masjineringsvaardighede te valideer en om deel te vorm van die titaan waardeketting wat besig is om in Suid-Afrika ontwikkel te word.

L’optimisation du dimensionnement des structures passe par une meilleure connaissance de leur mode d’endommagement. Cette étude se focalise donc sur la caractérisation de l’endommagement du contact aube/disque des moteurs aéronautique. Cet assemblage mécanique est soumis a une combinaison d’un effort normal (force centrifuge) et tangentiel (dynamique de l’aube). La portée du disque en Ti-6Al-4V subi donc un chargement complexe de type fretting fatigue. Ce type de sollicitation entraine, entre autre dégradation, de la fissuration dont la modélisation expérimentale et numérique est rendue difficile par les limitations des moyens et des connaissances actuelles. Le premier objectif de ce travail de thèse est de développer un moyen d’essai et une instrumentation associée afin d’étudier de façon qualitative et quantitative la fissuration d’un contact Ti-6Al-4V/Ti-6Al-4V. Le second but est d’utiliser les données issues de ce moyen expérimental afin de proposer un modèle de prédiction des durées de vie de cet assemblage. Un montage inédit de fretting fatigue double vérin mono-contact a été mis en place avec une instrumentation nouvelle pour ce type d’essai : suivi de fissuration par suivi de potentiel et par émission acoustique. Une attention particulière a été apportée aux calibrations et aux méthodologies expérimentales. Ce banc d’essai permet notamment de simuler des efforts de fretting applique en phase ou alors de telle manière a simuler un vrai cycle de vol. Cet outil a permis de décrire quantitativement les premières courbes de Wohler en fretting à amorçage (Effort de fretting vs Nombre de cycles à amorçage) pour deux configurations de contact (cylindre/plan et plan/plan). Les impacts des différents paramètres de fretting sur l’amorcage ont pu être quantifies. Les paramètres influant sont : la configuration du contact, les niveaux des efforts appliques et leur mode de combinaison (cycles en phase ou cycles de type vol). De plus des courbes de cinétique de propagation des fissures ont pu être extraites des différents essais, montrant un fort impact du fretting sur les vitesses de propagation des fissures. Une analyse qualitative via l’émission acoustique a montré un mécanisme d’amorçage et de propagation en 3 étapes suivant la perte d’influence du contact. Un modèle de prédiction de l’amorçage et de simulation de la propagation des fissures a été mis en place. Bien que limite dans la prise en compte des effets gradients (approches non locales), ce modèle se montre très performant surtout dans sa capacité à utiliser les données expérimentales dans l’identification des lois d’amorçage ou de propagation. Ce travail a donc permis d’importantes avancées dans la compréhension des mécanismes de fissuration et dans leur modélisation ouvrant ainsi la porte vers une prédiction fiable de l’endommagement des contacts aube/disque. / Optimization of structures design requires a better understanding of their damage process. This study focuses on the characterisation of the blade/disk contact damaging process on aircraft engines. That mechanical structure is subjected to a normal load (centrifugal forces) combined with a tangential force (blade dynamic). Thus the Ti-6Al-4V disk seat sees a complex fretting fatigue loading. This type of solicitation can generate a series of degradations like cracking. Experimental and numerical simulation of this damaging is very difficult considering the present state of arts. The first aim of this work is to develop a new experimental set-up with the appropriate instrumentation in order to conduct a qualitative and a quantitative analysis of the cracking in a Ti-6Al-4V/Ti6-Al-4V contact. The second goal is to build a life prediction numerical model that would be able to use the data obtain with the new experimental tests. The new dual-actuator fretting-fatigue set-up is now operational. It allows to run single contact test under different loading combinations: fretting and fatigue loads can be applied in phase or in a way to simulate the real ‘in flight’ conditions. New instrumentations have been added in order to follow the crack initiation and propagation: potential-drop technique and acoustic emission. Thanks to this new test procedure, the first fretting Wöhler curve to crack nucleation have been described (fretting load vs number of cycles to crack nucleation) for two contact geometries (cylinder on flat and flat on flat). The separate influences of fatigue and fretting parameters have been determined. The mains parameters are: the contact characteristics, the stress level and the force combination modes (‘in phase’ cycles or ‘in-flight’ cycles). Moreover, the very first crack propagation kinetics have been drowned. Also, a major influence of the fretting on the crack propagation has been exposed. The qualitative analysis conducted with the acoustic emission has revealed a three steps crack propagation process. The crack propagation process evolves with the decrease of the contact influence. A model has been developed in order to predict crack initiation and propagation lives. Even if the model suffers from a major limitation due to the difficult considerations of the stress gradient effects, it has shown very good results through its ability to directly include experimental data. This work has led to major breakthroughs in the understanding of the cracking mechanisms and their simulation. This forms solid foundations for future predictions of the blade/disk interface durability.

L'optimisation du dimensionnement des structures passe par une meilleure connaissance de leur mode d'endommagement. Cette étude se focalise donc sur la caractérisation de l'endommagement du contact aube/disque des moteurs aéronautique. Cet assemblage mécanique est soumis a une combinaison d'un effort normal (force centrifuge) et tangentiel (dynamique de l'aube). La portée du disque en Ti-6Al-4V subi donc un chargement complexe de type fretting fatigue. Ce type de sollicitation entraine, entre autre dégradation, de la fissuration dont la modélisation expérimentale et numérique est rendue difficile par les limitations des moyens et des connaissances actuelles. Le premier objectif de ce travail de thèse est de développer un moyen d'essai et une instrumentation associée afin d'étudier de façon qualitative et quantitative la fissuration d'un contact Ti-6Al-4V/Ti-6Al-4V. Le second but est d'utiliser les données issues de ce moyen expérimental afin de proposer un modèle de prédiction des durées de vie de cet assemblage. Un montage inédit de fretting fatigue double vérin mono-contact a été mis en place avec une instrumentation nouvelle pour ce type d'essai : suivi de fissuration par suivi de potentiel et par émission acoustique. Une attention particulière a été apportée aux calibrations et aux méthodologies expérimentales. Ce banc d'essai permet notamment de simuler des efforts de fretting applique en phase ou alors de telle manière a simuler un vrai cycle de vol. Cet outil a permis de décrire quantitativement les premières courbes de Wohler en fretting à amorçage (Effort de fretting vs Nombre de cycles à amorçage) pour deux configurations de contact (cylindre/plan et plan/plan). Les impacts des différents paramètres de fretting sur l'amorcage ont pu être quantifies. Les paramètres influant sont : la configuration du contact, les niveaux des efforts appliques et leur mode de combinaison (cycles en phase ou cycles de type vol). De plus des courbes de cinétique de propagation des fissures ont pu être extraites des différents essais, montrant un fort impact du fretting sur les vitesses de propagation des fissures. Une analyse qualitative via l'émission acoustique a montré un mécanisme d'amorçage et de propagation en 3 étapes suivant la perte d'influence du contact. Un modèle de prédiction de l'amorçage et de simulation de la propagation des fissures a été mis en place. Bien que limite dans la prise en compte des effets gradients (approches non locales), ce modèle se montre très performant surtout dans sa capacité à utiliser les données expérimentales dans l'identification des lois d'amorçage ou de propagation. Ce travail a donc permis d'importantes avancées dans la compréhension des mécanismes de fissuration et dans leur modélisation ouvrant ainsi la porte vers une prédiction fiable de l'endommagement des contacts aube/disque.