Les aubes de turbine Haute Pression des moteurs d'avion, constituées du superalliage monocristallin AM1, sont refroidies par un circuit complexe de microcanalisations, situé en bord d'attaque et près du bord de fuite. Il peut constituer des sites privilégiés d'endommagement et d'amorçage de fissures, qu'il est indispensable de prendre en compte dans le dimensionnement en fatigue des aubes de turbines. Ce travail a consisté, dans un premier temps, à réaliser une étude expérimentale sur des éprouvettes perforées de trous de différents diamètres. Elle a permis de mettre en évidence qualitativement et quantitativement l'effet du gradient de contrainte sur l'amorçage de fissure. Cependant, la contrainte locale maximale (ou la déformation maximale) ne peut suffire dans un critère de rupture, car elle surestime le risque de rupture, ne prenant pas en compte les effets d'échelle ou de géométrie. Une méthode de moyenne volumique a alors été proposée pour prendre en compte le gradient de contrainte dans le calcul de durée de vie et a ainsi permis d'améliorer les prévisions de durée de vie.Parallèlement, un modèle d'endommagement de fatigue anisotrope, qui couple plasticité et endommagement, en s'attachant particulièrement à décrire la phase de micro-amorçage, a été développé. L'identification et la validation du modèle ont été réalisées à partir d'une base de données expérimentales conséquente sur l'AM1 et sur les essais sur éprouvettes perforées réalisés au cours de ce travail. Afin de prendre en compte les effets de gradient dans les zones à forte concentration de contrainte, la méthode de moyenne volumique a été appliquée avec ce modèle et a fourni des résultats encourageants.

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Les revêtements barrières thermiques sont de plus en plus employés dans l'industrie afm d'accroître lesperformances thermiques et de diminuer les émissions de NOx des turbines aéronautiques et de générationd'électricité. Au cours de cette étude, le système constitué d'un substrat en superalliage base nickelmono cristallin AMI, d'une sous-couche NiAlPt et d'une barrière thermique en zircone yttriée élaborée par voieEBPVD (Electron Bearn Phase Vapor Deposition) a été étudié. Le but de cette thèse était de caractériser lesmodes d'endommagements en conditions représentatives de celles rencontrées en service sur le profil des aubesde turbines hautes pressions. Pour pallier au manque de données dans la littérature ouverte, des essais à différentsniveaux de température et de chargement mécanique ont été réalisés avec pour objectif de découpler les diversmodes d'endommagement qui entrent en jeu dans la ruine des barrières thermiques. Ces essais mécaniques detype fluage isotherme, fluage cyclé thermiquement, fatigue oligocyclique et fatigue avec temps de maintien ontété réalisés dans la gamme de température 950°C-1200°C avec des moyens d'essais classiques de laboratoire. Ilsont permis de mettre en évidence l'impact du chargement mécanique sur la cinétique de croissance de la couched'alumine inter faciale à llOO°C(notamment en fluage) mais aussi le délaminage à l'interface sous-coucheinterne/sous-couche externe en conditions de forte vitesse de déformation viscoplastique du substrat et le rôlemajeur de l'interdiffusion entre sous-couche et substrat sur la durée de vie en fatigue oligocyclique à 950°C. Desessais technologiques ont aussi été réalisés sur le banc MAATRE. / Thermal barrier coatings are widely used in the industry to enhance thermal performances and to decrease NOxemissions of aeronautic gas and electricity generating turbines. During this study, the system consisting of asingle crystal nickel based superalloy AMI (substrate), of a NiAIPt bondcoat and an yttria-stabilized zirconiatopcoat made by columnar EBPVD (Electron Bearn Phase Vapor Deposition) was studied. The aim ofthis thesiswas to characterize the damage mechanisms in conditions representative of those encountered in service on theprofile of high pressure turbine blades. To overcome the lack of data in the open literature, tests at differentlevels oftemperature and mechanicalloading has been made with the aim to decouple the various damage modesthat are involved in degradation of thermal barrier coatings. Thermomechanical testings such as isothermal creeptests, thermally cycled creep tests, low cycle fatigue with or without holding time have been made in thetemperature range 950°C-1200°C with conventional laboratory testing methods. They allowed to demonstratethe impact of the mechanical loading on the oxidation kinetics of the thermally grown oxide at IIOO°C(particularly during creep tests) but also a new delamination mode in the bond coat (near process defaults) in caseof high viscoplastic deformation rate of the substrate and the major role of interdiffusion between bondcoat andsubstrate on the low cyclic fatigue lifetime at 950°C. Finally, technological testings have also been realized onthe MAA TRE test bench.

L'amélioration du rendement d'un moteur d'avion est reliée à l'élévation de la température de combustion. Les progrès de l'industrie aéronautique de ces 30 dernières années ont permis l'augmentation de cette température. Les aubes de turbine qui en subissent directement les effets ont vu leur métallurgie et leur géométrie évoluer avec le temps. Aujourd'hui, elles sont en superalliage monocristallin à base de nickel. Les barrières thermiques, constituées d'une sous-couche métallique et d'un dépôt céramique ont été développées pour protéger la surface de l'aube de la température et de l'environnement agressif (oxydation, corrosion à chaud). Parallèlement à l'évolution des matériaux, la géométrie de l'aube a également été adaptée. Un circuit de refroidissement interne permet la circulation puis l'éjection d'air par des micro-trous créant ainsi une fine couche protectrice à la surface de l'aube. Depuis des années, ces trous (diamètre de 0,45mm pour une profondeur comprise entre 1,5 et 3 mm) sont percés par laser impulsionnel ou par électroérosion favorisant ainsi le temps d'usinage. <br/>Ce travail porte sur l'étude du perçage laser impulsionnel milliseconde qui chauffe le matériau irradié, le fond puis vaporise une couche superficielle de liquide. La pression résultant, dite pression de recul, est la force motrice du perçage. L'objectif de cette étude est de définir et caractériser l'endommagement subi par le matériau après perçage laser. Les phénomènes d'éjection de la matière sont modélisés par éléments finis par l'adaptation d'un code initialement développé pour le soudage laser. Ce modèle est comparé à des mesures expérimentales de vitesse d'éjection liquide, de pression de recul ainsi qu'à des observations micrographiques fines qui montrent une couche de matière resolidifiée dont la microstructure est différente de celle du superalliage. Aujourd'hui, les modèles numériques utilisés pour prédire la durée de vie des pièces perforées ne prennent en compte que la dimension des trous donc le gradient de contrainte résultant. Les essais de fatigue à haute température réalisés dans cette étude avec deux types de perçage laser (une source femtoseconde et une source milliseconde) permettent de mettre en évidence l'influence de la modification de la matière induite par le procédé de perçage sur le comportement mécanique d'éprouvettes percées. Une étude de la vitesse de fissuration combinée à l'étude des faciès de rupture permet de comprendre les phénomènes d'amorçage et de propagation de fissure courte. Elle montre que l'engouement actuel pour les sources lasers ultrarapides (c'est-à-dire pico/femtoseconde), qui ne modifie pas la microstructure du perçage de la même façon qu'un laser classique (milliseconde) n'est pas obligatoirement justifié pour ce type d'application.

Les superalliages à base de nickel sont utilisés dans l'industrie aéronautique pour leur bonne tenue mécanique à haute température (1100°C). Les particules durcissantes de phase γ' présentent une évolution morphologique de cuboïdes à plaquettes au cours d'un test de fluage. C'est la mise en radeaux. Nous présentons ici les résultats d'investigation par diffusion de neutrons aux petits angles, diffraction à haute résolution de rayonnement synchrotron et microscopie électronique permettant d'établir le lien entre le développement de la plasticité et l'évolution microstructurale des superalliages. L'utilisation de la diffusion de neutrons aux petits angles au cours d'un recuit in situ d'un échantillon déformé permet de caractériser la cinétique de mise en radeaux des précipités γ'. Par ailleurs, l'analyse in situ de l'évolution des contraintes internes au cours de la transformation microstructurale permet de caractériser les micromécanismes mis en jeu. Des observations en microscopie électronique en transmission des structures de dislocations avant et après la mise en radeaux confirment ces résultats. De plus, un modèle basé sur la théorie des inclusions d'anisotropie élastique est présenté, permettant de corréler l'ensemble des résultats expérimentaux au comportement en fluage de ces matériaux. L'ensemble des résultats montre que la relaxation anisotrope du désaccord paramétrique induit par la déformation plastique introduite dans la matrice γ est la force motrice des phénomènes de diffusion intervenant lors de la mise en radeaux des précipités γ'.

Les aubes de la turbine haute pression des turboréacteurs ou des turbines terrestres sont des composants importants soumis à des chargements thermomécaniques sévères. Ces aubes sont fréquemment réalisées en superalliage à base de nickel monocristallin. Les modèles de durée de vie actuels décrivent l'amorçage de microfissures, alors que plusieurs études ont montré la nécessité de tenir compte de leur propagation. L'objet de cette thèse était donc de la modéliser par l'approche locale de la rupture en fatigue et en fatigue-fluage. Nous avons d'abord identifié une loi de comportement cristallographique dans des conditions de sollicitation variées. Cette loi a été utilisée pour simuler l'activation des systèmes de glissement en pointe de fissure à haute température sous sollicitations cycliques. Des essais de fissuration à haute température ont alors été réalisés pour comprendre l'influence de plusieurs paramètres. On montre notamment que les effets de l'orientation cristallographique ou de l'environnement sont peu marqués. Deux modèles complémentaires de propagation de fissure sont proposés. Le premier permet d'estimer rapidement la vitesse de propagation en fonction des conditions de chargement. Il s'agit d'un post-traitement de calculs cycliques par éléments finis, utilisable à moyen terme en milieu industriel. Le deuxième modèle permet de simuler le chemin de fissuration, notamment la bifurcation de fissure. C'est un modèle d'endommagement continu. Ces outils ont été validés dans plusieurs conditions de chargement. Ils offrent des perspectives prometteuses d'amélioration des prédictions de durée de vie. L'extension des modèles au cas anisotherme, la modélisation non locale de l'endommagement et la diminution des temps de calcul sont des points sur lesquels des progrès sont possibles.

Les pales de turbine Haute Pression (HP) sont soumises à des sollicitations cycliques, thermiques et mécaniques complèxes. L'objectif de ce travail est de caractériser l'influence du cyclage thermique sur les comportements des systèmes revêtements MCrAIY/superalliage à base de nickel, en surface et à coeur, et d'étudier la complexité des intéractions entre le substrat et le revêtement. Nos efforts ont été concentrés sur l'étude couplée de dégradations environnementales (oxydation, corrosion) et mécaniques (fluage) à haute température, qui sont représentatives de l'application pale de turbine. Les essais d'analyse thermogravimétrique cycliques menés à 1150°C ont permis de mettre en évidence et de quantifier l'écaillage important des couches d'oxydes sur le MC2 lors du refroidissement, et le faible écaillage des couches sur les matériaux revêtus pour les durées considérées (30h à 1150°C). Les résultats des essais d'oxydation et corrosion permettent de définir le comportement global des revêtements pour les températures et les dégradations rencontrées en service. Ces essais ont permis d'évaluer le pouvoir protecteur des revêtements en fonction de leur épaisseur et on mis en évidence l'importance de la notion de réservoir en aluminium et en chrome. Des diagrammes d'occurence de phases représentatifs de l'état de dégradation de ces revêtements ont été construits. La modification de la composition du revêtement NiCoCrAIYTa par un ajout de platine en surface a amélioré la résistance des révêtements aux phénomènes d'oxydation cyclique et de corrosion. La mise en place d'essais de fuage novateurs, caractérisés par le cyclage thermique des échantillons sous chargement constant à 1150°C/80MPa, a révélé la grande influence de ce cyclage sur la vitesse de déformation et sur la durée de vie en température des matériaux. Les différents paramètres qui caractérisent le cycle thermique (durée du palier en température, vitesses de chauffage et de refroidissement) ont un effet significatif sur la durée de vie à rupture. La répétition des cycles thermiques accélère l'endommagement de la structure à coeur.

Les aubes de turbine haute pression en superalliage monocristallin sont refroidies, à la fois par un réseau de canaux internes, ainsi que par des perforations débouchantes. Soumises à des cycles thermo-mécaniques complexes, elles subissent des endommagements de type fatigue, fluage et oxydation. Pour valider les chaînes de prévision de durée de vie en conditions réelles d'utilisation, il a été nécessaire d'étudier des configurations d'essais technologiques reproduisant les conditions d'un cycle moteur en laboratoire. Pour cela, une installation d'essai de fatigue à gradient thermique de paroi est développée. Le gradient thermique est généré par chauffage de la surface externe et refroidissement interne par une circulation d'air. L'installation a ainsi permis la réalisation d'essais selon une complexité croissante, allant de l'essai isotherme jusqu'au cycle thermo-mécanique complexe, sur éprouvette tubulaire lisse ou multi-perforée. Afin d'analyser finement ces essais, deux méthodes de mesures sont étudiées. La méthode du potentiel électrique pour la détection et le suivi de fissure appliquée à des géométries complexes et la corrélation d'images, dont l'utilisation est étendue à la haute température. Le point-clé de la modélisation de ces essais est l'estimation du champ thermique. L'impossibilité de le mesurer sur éprouvette, a conduit à le déterminer numériquement, notamment par des simulations couplées aéro-thermiques. La chaîne de prévision de durée de vie intégrant l'aspect non-local, a ainsi pu être confrontée aux mesures expérimentales en termes de réponse mécanique, localisation de l'endommagement et durée de vie à amorçage.

Les pales de turbine Haute Pression des turbines d'hélicoptères sont soumises à des sollicitations cycliques, thermiques et mécaniques, complexes. L'objectif de ce travail est de caractériser l'influence du cyclage thermique sur le comportement et l'endommagement en fluage de systèmes MCrAlY/superalliage à base de nickel et d'étudier les interactions entre le substrat et le revêtement à haute température. Dans un premier temps, des essais de vieillissement et de fluage isothermes ont été menés afin d'évaluer les dégradations environnementales et mécaniques de systèmes superalliage monocristallin CMSX-4/revêtement NiCoCrAlYTa, déposé selon différents procédés (codéposition électrolytique, projection HVOF). Ces essais de vieillissement isotherme et l'analyse microstructurale qui a été réalisée ont notamment permis d'évaluer le pouvoir protecteur des revêtements entre 950 et 1150°C. Des diagrammes d’occurrence de phases représentatifs de l'état de dégradation de ces revêtements ont été construits et ont montré une équivalence des deux procédés vis-à-vis de la protection du superalliage. Les essais de fluage isotherme ont ensuite confirmé cette équivalence et ont constitué une référence pour les essais de fluage cyclés thermiquement. La comparaison des essais de vieillissement et fluage isothermes a également montré que l’épaisseur de la zone d’interdiffusion entre le superalliage et le revêtement était indépendante de l’application d’une contrainte. Dans un second temps, une étude approfondie de l'influence du cyclage thermique sur le comportement en fluage à 1150°C des superalliages a été menée tout d'abord sur le superalliage MC2, pour évaluer l'effet des paramètres qui caractérisent les cycles thermiques (durée du palier à haute température, vitesses de refroidissement, effet de la température basse du cycle). L'effet du cyclage sur la vitesse de déformation et sur la durée de vie à rupture a été confirmé, et le rôle de la répétition des cycles thermiques sur l'accélération prématurée de l'endommagement de la structure du substrat et la déformation accrue a été mis en évidence. Enfin, le comportement en fluage cyclé thermiquement du système CMSX-4/NiCoCrAlYTa déposé par codéposition électrolytique a été caractérisé aux températures 1050 et 1150°C. Pour ces différentes conditions, particulièrement à 1150°C, il a de nouveau été montré sur ce matériau que les séquences rapides et successives de dissolution - re-précipitation de la phase γ' induisaient une accélération et une généralisation dans le substrat de la déstabilisation de la morphologie en radeaux. Dans une moindre mesure, il a également été montré que le cyclage thermique affecte la zone d'interdiffusion plus en profondeur dans le substrat. / Turbine blades of helicopters are subjected to complex thermal and mechanical cycles. The purpose of this work is to characterize the influence of the thermal cycling on high temperature creep behaviour and damage of MCrAlY coating / single crystal nickel-based superalloys systems, and to study the interactions between the superalloy and the coating. Firstly oxidation and isothermal creep tests have been performed to measure the environmental and mechanical resistance of systems made of CMSX-4 superalloy / NiCoCrAlYTa coating deposited by several processes (Tribomet process and HVOF spraying). Microstructure and chemical composition of both coatings were examined after oxidation and creep testing and quite similar observations were made for both coating processes. The combination of phases and chemical analysis after oxidation testing allowed the establishment of an occurrence diagram of phases for both coating processes, according to temperature and duration of exposure. The obtained diagrams seemed similar for both processes. Finally both processes appeared to be equivalent for the protection of CMSX-4 superalloy in isothermal oxidation and creep conditions. Moreover the growth of the inderdiffusion zone between coating and superalloy is independent of the stress. Secondly the influence of thermal cycling parameters on creep properties of the MC2 single crystal nickel-based superalloy has been studied at 1150°C and 80MPa.We have demonstrated that thermal cycling creep was more damaging than isothermal creep in terms of creep lifetime and rates. Furthermore, the number of low temperature incursions and low cooling and heating rates have severe detrimental effect on creep resistance, whereas the low temperature value of the thermal cycle is not significant. These results specify the role of re-precipitation and dissolution of γ’ particles during thermal cycling creep. Finally the effect of thermal cycling on high temperature creep of thin-walled and coated CMSX-4 single crystal superalloy was evaluated by performing thermal cycling and isothermal creep tests at 1050°C and 1150°C. The deleterious effect of thermal cycling on the creep behavior and lifetime has been confirmed, particularly for the condition at 1150°C and 80 MPa. Furthermore, the number of low temperature incursions has severe detrimental effect on creep resistance on account of the rafted microstructure destabilization induced by these sequences. These results confirm the role of re-precipitation and dissolution of γ’ particles during thermal cycling creep. Thermal cycling infers also on destabilization of subcoating zone in the superalloy but this effect seems to be secondary.

Les aubes de turbine haute pression en superalliage monocristallin sont refroidies, à la fois par un réseau de canaux internes, ainsi que par des perforations débouchantes. Soumises à des cycles thermo-mécaniques complexes, elles subissent des endommagements de type fatigue, fluage et oxydation. Pour valider les chaînes de prévision de durée de vie en conditions réelles d'utilisation, il a été nécessaire d’étudier des configurations d’essais technologiques reproduisant les conditions d'un cycle moteur en laboratoire. Pour cela, une installation d'essai de fatigue à gradient thermique de paroi est développée. Le gradient thermique est généré par chauffage de la surface externe et refroidissement interne par une circulation d’air. L’installation a ainsi permis la réalisation d'essais selon une complexité croissante, allant de l’essai isotherme jusqu'au cycle thermo-mécanique complexe, sur éprouvette tubulaire lisse ou multi-perforée. Afin d’analyser finement ces essais, deux méthodes de mesures sont étudiées. La méthode du potentiel électrique pour la détection et le suivi de fissure appliquée à des géométries complexes et la corrélation d’images, dont l’utilisation est étendue à la haute température. Le point-clé de la modélisation de ces essais est l'estimation du champ thermique. L'impossibilité de le mesurer sur éprouvette, a conduit à le déterminer numériquement, notamment par des simulations couplées aéro-thermiques. La chaîne de prévision de durée de vie intégrant l'aspect non-local, a ainsi pu être confrontée aux mesures expérimentales en termes de réponse mécanique, localisation de l'endommagement et durée de vie à amorçage. / Monocrystalline high pressure turbine blades are booth cooled by an internal channel network and side-wall crossing holes. As they undergo complex thermo-mechanical cycles they suffer fatigue, creep and oxidation damages. In order to validate lifetime prediction chain under real conditions of use, the study of technological test configurations reproducing turbine cycle conditions was necessary. For that, a thermal gradient mechanical fatigue facility is developed. Thermal gradient is generated through an external surface heating and an internal air cooling. As a result, tests could be conducted following a growing complexity on smooth and multi-perforated tubular specimens going from isothermal test up to thermo-mechanical complex cycle. The need of in-depth analysis of these tests led to the study of two measurement methods. The electrical potential drop method for crack detection and crack following applied to complex shapes and digital image correlation which use was extended to high temperatures. Simulation key issue is the thermal field estimation. Measurement complexity led us to numerically determine it by various methods including aero-thermal coupled calculations. Finally lifetime prediction chain including non-local coverage was confronted with experimental measurements in terms of mechanical response, damage localisation and crack initiation lifetime.