REFROIDISSEMENT DOMAINE DE L'INVENTION

L’invention concerne une pièce d’aéronef, telle qu’une aube de turbine ou une ailette de distributeur.

ETAT DE LA TECHNIQUE Dans un turboréacteur, les gaz d’échappement générés par la chambre de combustion peuvent atteindre des températures élevées, par exemple supérieure à 1200° C, voire 1600° C. Les pièces du turboréacteur, en contact avec ces gaz d’échappement, telles que les aubes de turbine par exemple, doivent ainsi être capables de conserver leurs propriétés mécaniques à ces températures élevées.

A cet effet, il est connu de fabriquer certaines pièces du turboréacteur en « superalliage ». Les superalliages constituent une famille d ’alliages métalliques à haute résistance pouvant travailler à des températures relativement proches de leurs points de fusion (typiquement 0,7 à 0,8 fois leurs températures de fusion).

Toutefois, une pièce en superalliage présente toujours une température limite de fonctionnement au-dessus de laquelle le fluage de la pièce est trop important pour que la pièce puisse être utilisée.

A cet effet, il est connu de fabriquer des pièces d ’aéronef comprenant un ou plusieurs canaux de refroidissement. Un fluide, tel qu’un gaz sortant du compresseur basse pression, peut-être introduit dans le ou les canaux de refroidissement. Sa circulation permet alors de refroidir la pièce. Toutefois, les parois du ou des canaux de refroidissement sont sensibles à l’environnement. En particulier, ces parois peuvent être oxydées et ou corrodées lors de l’utilisation de la pièce, ce qui diminue son temps d’utilisation.

EXPOSE DE L'INVENTION

Un but de l’invention est de proposer une solution pour fabriquer une pièce de turbine comprenant un canal de refroidissement moins sensible à l’oxydation et ou à la corrosion que les canaux de refroidissement de l’art antérieur.

Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une pièce comprenant un substrat en superalliage base nickel, le substrat présentant une première fraction massique moyenne d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome, le substrat comprenant au moins une cavité ouverte dans la pièce et préférentiellement un canal de refroidissement, le substrat comprenant une couche superficielle formant au moins en partie la cavité, la couche superficielle présentant une deuxième fraction massique moyenne du ou des premiers éléments strictement supérieure à la première fraction massique moyenne.

L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles :

- la pièce comprend en outre un revêtement recouvrant la couche superficielle, le revêtement présentant une fraction massique du ou des premiers éléments supérieure à 50 %, et préférentiellement supérieure à 90 ¾,

- l’épaisseur I2 du revêtement de protection étant au moins supérieure à 50 nm, - le premier élément est du hafnium et la deuxième fraction massique est comprise entre 0,4 % et 4,5 %,

- le premier élément est du silicium, et la deuxième fraction massique est comprise entre 4 % et 10 %,

- le premier élément est du chrome et la deuxième fraction massique est comprise entre 0,2 % et 5 %,

- le substrat comprend du rhénium et/ou du ruthénium et la fraction massique moyenne en rhénium et/ou en ruthénium du substrat est supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement supérieure ou égale à 4 %,

- la pièce est une pièce de turbine.

Un autre aspect de l’invention est une turbine d’aéronef comprenant une pièce conforme à l’invention.

Un autre aspect de l’invention est un aéronef comprenant une pièce conforme à l’invention.

Un autre aspect de l’invention est un procédé de fabrication d’une pièce d’aéronef conforme à l’invention, comprenant au moins les étapes suivante :

- fourniture d’une pièce comprenant un substrat en superalliage base nickel, le substrat comprenant au moins une cavité ouverte dans la pièce,

- dépôt sur au moins une partie de la cavité d’au moins une couche d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome,

- traitement thermique du substrat et de la couche de sorte à faire diffuser le ou les premiers éléments de la couche dans le substrat.

L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles :

- le traitement thermique est mis en oeuvre dans une enceinte sous vide ou dans une enceinte comprenant un ou des gaz inertes, préférentiellement au moins un gaz choisi parmi l’argon et l’hélium,

- l’étape de traitement thermique est mise en oeuvre pendant une à huit heures, dans une enceinte dans laquelle la température est contrôlée entre 700°C et 1300°C et préférentiellement entre 900°C et 1250°C. Un autre aspect de l’invention est un procédé de refroidissement d’une pièce d’aéronef, dans lequel la pièce est conforme à l’invention, le procédé comprenant une étape d’injection d’un fluide de refroidissement dans la cavité.

DESCRIPTION DES FIGURES

D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :

[Fig. 1 ] - la figure 1 illustre schématiquement une section d’une pièce d’aéronef, par exemple une aube de turbine, ou une ailette de distributeur, comprenant un canal de refroidissement,

[Fig. 2] - la figure 2 illustre schématiquement un procédé de fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,

[Fig. 3] - la figure 3 illustre schématiquement la paroi d’un canal de refroidissement lors de la fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,

[Fig. 4] - la figure 4 illustre schématiquement la paroi d’un canal de refroidissement lors de la fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,

[Fig. 5] - la figure 5 illustre schématiquement la paroi d’un canal de refroidissement d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,

[Fig. 6] - la figure 6 est une microphotographie d’une paroi d’un canal de refroidissement lors de la fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,

[Fig. 7] - la figure 7 est une microphotographie d’une paroi d’un canal de refroidissement d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention.

Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DEFINITIONS

On désigne par le terme « superalliage » un alliage présentant, à haute température et à haute pression, une très bonne résistance à l'oxydation, à la corrosion, au fluage et à des contraintes cycliques (notamment mécaniques ou thermiques). Les superalliages trouvent une application particulière dans la fabrication de pièces utilisées dans l'aéronautique, par exemple des aubes de turbine, car ils constituent une famille d’alliages à haute résistance pouvant travailler à des températures relativement proches de leurs points de fusion (typiquement 0,7 à 0,8 fois leurs températures de fusion).

Un superalliage peut présenter une microstructure biphasique comprenant une première phase (appelée « phase y ») formant une matrice, et une deuxième phase (appelée « phase y’ ») formant des précipités durcissant dans la matrice. La coexistence de ces deux phases est désignée par « phase y-y’ ».

La « base » du superalliage désigne le composant métallique principal de la matrice. Dans la majorité des cas, les superalliages comprennent une base fer, cobalt, ou nickel, mais également parfois une base titane ou aluminium. La base du superalliage est préférentiellement une base nickel.

Les « superalliages base nickel » présentent l’avantage d’offrir un bon compromis entre résistance à l’oxydation, résistance à la rupture à haute température et poids, ce qui justifie leur emploi dans les parties les plus chaudes des turboréacteurs.

Les superalliages base nickel sont constitués d’une phase y (ou matrice) de type austénitique cubique à face centrée y-Ni, contenant éventuellement des additifs en solution solide de substitution a (Co, Cr, W, Mo), et d’une phase y’ (ou précipités) de type y’-N X, avec X = Al, Ti ou Ta. La phase y’ possède une structure L12 ordonnée, dérivée de la structure cubique à face centrée, cohérente avec la matrice, c’est-à-dire ayant une maille atomique très proche de celle-ci. De par son caractère ordonné, la phase g’ présente la propriété remarquable d’avoir une résistance mécanique qui augmente avec la température jusqu’à 800° C environ. La cohérence très forte entre les phases g et g’ confère une tenue mécanique à chaud très élevée des superalliages à base nickel, qui dépend elle-même du ratio g/g’ et de la taille des précipités durcissant.

Un superalliage est préférentiellement riche en rhénium et ou en ruthénium, c’est-à-dire que la fraction massique moyenne en rhénium et en ruthénium du superalliage est supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement à 4 %, permettant d ’augmenter la résistance au fluage des pièces en superalliage comparativement aux pièces en superalliage sans rhénium.

Un superalliage est préférentiellement pauvre en chrome en moyenne, c’est-à-dire que la fraction massique moyenne dans l’ensemble du superalliage en chrome est inférieure à 5 %, préférentiellement inférieure à 3 %. En effet, l’appauvrissement en chrome lors d’un enrichissement en rhénium et/ou en ruthénium du superalliage permet de manière garder une structure allotropique stable du superalliage, en particulier une phase g- Y’·

Les termes « fraction massique » désignent le rapport de la masse d’un élément ou d’un groupe d’éléments sur la masse totale.

On entend par « revêtement de protection » une couche recouvrant le substrat et permettant de le protéger chimiquement et/ou mécaniquement. Le revêtement de protection permet préférentiellement d’éviter la corrosion et/ou l’oxydation du substrat. Le revêtement de protection peut être préférentiellement une couche de liaison entre le substrat et une couche de protection thermique.

On entend par « cavité ouverte » d’une pièce une cavité reliée à l’extérieur de la pièce.

On entend par « vide secondaire » un vide dans lequel l’atmosphère est contrôlée à une pression comprise entre 10 ⁷ millibars et 10 ³ millibars exclu. On entend par « vide primaire » un vide dans lequel l’atmosphère est contrôlée à une pression comprise entre 10 ³ et 1 millibars.

DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Substrat 2

En référence à la figure 1 , une pièce 1 d’aéronef comprend un substrat 2 en superalliage monocristallin. La pièce d’aéronef est préférentiellement une pièce de turbine. Le superalliage monocristallin est préférentiellement un superalliage base nickel, mais peut être également un superalliage base cobalt, par exemple obtenu par un procédé de coulée equiaxe ou par solidification dirigée. Le substrat 2 présente préférentiellement majoritairement une phase g-g’. Le substrat 2 peut également comprendre du rhénium et/ou du ruthénium, la fraction massique moyenne du rhénium et/ou du ruthénium étant supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement supérieure ou égale à 4 %, permettant d’augmenter la résistance au fluage de la pièce en superalliage comparativement aux pièces en superalliage sans rhénium et/ou ruthénium.

Le substrat 2 présente préférentiellement une première fraction massique moyenne en chrome dans l’ensemble du substrat faible, c’est-à-dire inférieure à 5 ¾. Ainsi, le substrat présente des propriétés mécaniques de résistance au fluage à haute température supérieures à un substrat présentant une première fraction massique en chrome supérieure à 5 %. Le tableau 1 décrit des exemples de composition du substrat 2, en fraction massique moyenne de chaque élément dans l’ensemble du substrat 2.

[Table 1]

Tableau 1 En référence à la figure 1 , le substrat 2 forme au moins une cavité 12 dans la pièce 1. Préférentiellement, la cavité 12 est un canal de refroidissement 13 de la pièce 1. Le canal de refroidissement 13 peut présenter une entrée de fluide de refroidissement et une sortie de fluide de refroidissement. Il est ainsi possible d’introduire un fluide de refroidissement, tel qu’un gaz issu du compresseur basse pression, dans le canal de refroidissement de la pièce, de manière à diminuer la température de la pièce lors de son utilisation.

Procédé de fabrication de la pièce 1 et de protection de la cavité 12 En référence à la figure 2, un aspect de l’invention est un procédé de fabrication d’une pièce d’aéronef. Un tel procédé comprend une étape 201 de fourniture d’une pièce comprenant un substrat 2 tel que décrit précédemment. Un tel substrat 2 a alors déjà subi les étapes de mise en solution des eutectiques et de trempe. En référence à la figure 3 et à la figure 4, le procédé comprend une étape 202 de dépôt, sur au moins une partie de la cavité 12, d’au moins une couche 14 de traitement d’un premier élément choisi parmi le hafnium, le silicium et le chrome. En référence à la figure 3, plusieurs couches 14, chaque couche 14 comprenant un élément différent choisi parmi le hafnium, le silicium et le chrome, peuvent être déposées sur au moins une partie de la cavité 12.

L’épaisseur h de la couche 14 déposée lors de l’étape de 102 peut être comprise entre 10 nm et 10 pm. Quand le premier élément est du hafnium, l’épaisseur h de la couche 14 déposée est préférentiellement comprise entre 50 nm et 500 nm. Quand le premier élément est du silicium, l’épaisseur h de la couche 14 déposée est préférentiellement comprise entre 100 nm et 500 nm. Quand le premier élément est du chrome, l’épaisseur h de la couche 14 dépôts et est préférentiellement comprise entre 0,5 micromètres et 3 micromètres.

Le dépôt de la ou des couches 14 sur la cavité 12 peut être mis en oeuvre par des méthodes de dépôts chimiques en phase vapeur (CVD), tels que PECVD, LPCVD, UHVCVD, APCVD, ALCVD, UHVCVD.

En référence à la figure 2, à la figure 5, à la figure 6 et à la figure 7, le procédé comprend une étape 203 de traitement thermique du substrat 2 et de la couche 14 de sorte à faire diffuser le ou les premiers éléments de la couche 14 dans le substrat 2. Ainsi, le ou les premiers éléments de la couche 14 diffusent dans le substrat 2, de manière à former une couche superficielle C1 dans le substrat 2. Une deuxième fraction massique moyenne en premier(s) élément(s) dans la couche superficielle C1 est strictement supérieure à la première fraction massique moyenne en premier élément dans le substrat 2. Ainsi, il est possible de protéger la cavité 12, et préférentiellement le ou les canaux de refroidissement 13, de l’oxydation et/ou de la corrosion, tout en maintenant une fraction massique moyenne en chrome, en Hafnium, et/ou en silicium assez suffisamment basse dans le substrat 2.

En référence à la figure 7, après l’étape 203, le substrat 2 comprend la couche superficielle C1 , et est recouvert par un revêtement C2, issu de la couche 14 déposée avant l’étape 203 de traitement thermique. Le revêtement C2 peut ne comprendre que du ou des premiers éléments. Toutefois, il est possible que, pendant l’étape 203 de traitement thermique, certains éléments du substrat 2 soient introduits dans la couche 14. Ainsi, le revêtement C2 présente une fraction massique du ou des premiers éléments supérieure à 50 %, et préférentiellement supérieure à 90 %. L’épaisseur I2 de la couche superficielle C1 est supérieure à 50 nm, soit à la longueur caractéristique de diffusion du ou des premiers éléments. L’épaisseur I2 peut être notamment supérieure à 100 nm, et préférentiellement comprise entre 100 nm et 100 pm. Le revêtement C2 présente une épaisseur I3 comprise entre 50 nm et 100 pm.

Préférentiellement, la couche superficielle C1 présente une deuxième fraction massique en premier élément adaptée à former un revêtement de protection par oxydation du premier élément. Lorsque le premier élément est du hafnium, la deuxième fraction massique peut être préférentiellement comprise entre 0,4 % et 4,5 %. Lorsque le premier élément est du silicium, la deuxième fraction massique peut être préférentiellement comprise entre 4 % et 10 %. Lorsque le premier élément est du chrome, la deuxième fraction massique peut être préférentiellement comprise entre 0,2 % et 5 %.

Le substrat 2 et la ou les couches 14 obtenus lors de l’étape 202 peuvent être par exemple disposés dans une enceinte pour la mise en oeuvre de l’étape 203 de traitement thermique. Lors de l’étape 203 de traitement thermique, l’enceinte peut être mise sous vide, ou remplie d’un ou plusieurs gaz inertes, tels que l’argon et/ou l’hélium. Préférentiellement, un vide secondaire peut être maintenu à l’intérieur de l’enceinte. Préférentiellement, un vide primaire peut être contrôlé à l’intérieur de l’enceinte, le vide primaire étant formé par au moins un élément choisi parmi de l’argon, de l’hélium et du dihydrogène. Ainsi, il est possible d’éviter l’oxydation de la surface du substrat 2 lors de l’étape 203 de traitement thermique. Préférentiellement, l’étape 203 de traitement thermique comprend une sous-étape de montée thermique dans laquelle la température dans l’enceinte est contrôlée de manière à augmenter à une vitesse comprise dans une gamme de 5 à 100 °C par minute. Préférentiellement, l’étape de traitement thermique est mise en oeuvre pendant une à huit heures, dans une enceinte dans laquelle la température est contrôlée entre 700°C et 1300°C, et préférentiellement entre 900 °C et 1250 °C. Au-dessus de 700 °C, et préférentiellement au-dessus de 900 °C, le ou les premiers éléments diffusent dans le substrat 2. La température est contrôlée en dessous de 1300 °C, et préférentiellement en dessous de 1250 °C, de manière à ne pas dégrader le superalliage.