EP2331721A1 - Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice metallique - Google Patents

Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice metallique

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EP2331721A1
EP2331721A1 EP09784372A EP09784372A EP2331721A1 EP 2331721 A1 EP2331721 A1 EP 2331721A1 EP 09784372 A EP09784372 A EP 09784372A EP 09784372 A EP09784372 A EP 09784372A EP 2331721 A1 EP2331721 A1 EP 2331721A1
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EP
European Patent Office
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fibers
preform
metal
metal matrix
composite material
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP09784372A
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German (de)
English (en)
Inventor
Guillaume Ruckert
Thiery Le Docte
Vijay Andre
Edmond Szkolnik
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Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
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Publication date
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
    • C22C47/20—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments by subjecting to pressure and heat an assembly comprising at least one metal layer or sheet and one layer of fibres or filaments
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C49/00—Alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
    • C22C49/14—Alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments characterised by the fibres or filaments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
    • B22F2998/10—Processes characterised by the sequence of their steps
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
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    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10T442/00—Fabric [woven, knitted, or nonwoven textile or cloth, etc.]
    • Y10T442/20—Coated or impregnated woven, knit, or nonwoven fabric which is not [a] associated with another preformed layer or fiber layer or, [b] with respect to woven and knit, characterized, respectively, by a particular or differential weave or knit, wherein the coating or impregnation is neither a foamed material nor a free metal or alloy layer
    • Y10T442/2033—Coating or impregnation formed in situ [e.g., by interfacial condensation, coagulation, precipitation, etc.]

Definitions

  • the present invention relates to a method of manufacturing a piece of metal matrix composite material.
  • the high temperatures at the turbojet outlet require the use of metal materials resistant to high temperatures.
  • temperatures above 600 ° C. the use of nickel-based alloys becomes necessary to support the thermal and mechanical loadings. Indeed, most other metal alloys have their mechanical strength greatly reduced in these temperature ranges.
  • Mass saving is a major objective of aerospace construction and there is still a need for materials that combine low density with high thermal and mechanical properties.
  • One solution is to use metal matrix composite materials.
  • ceramic fillers such as long or short fibers, particulate fillers, etc.
  • these ceramic fillers also make it possible to extend the ranges of use of certain metallic materials such as titanium alloys by a few tens of degrees.
  • CMM metal matrix composite materials
  • JP 2004-192792 also discloses a CMM plate.
  • the shaping of the plates to make the final piece, such as an ejection nozzle, for example, remains difficult.
  • US 2005/0136256 discloses a CMM having a particular composition made, in particular, in the form of sheets.
  • WO 2005/054536 discloses a CMM using glass fibers but does not describe a method of making a part.
  • GB 2 324 102 describes a method of manufacturing a CMM element, said element having an axis of symmetry of revolution. To do this, the ceramic fibers are wound on a mandrel before projection of molten metal. This method is, however, limited to parts having an axis of symmetry of revolution, the mandrel being rotated. The mandrel to be rotated, such a process has limitations in the production of large parts, such as nozzles for example.
  • the amount of metal on the fibers, their spacing and the final porosity are difficult to control.
  • the orientation of the fibers can not also be controlled since they are necessarily wrapped around the mandrel.
  • many mechanical properties of the composite materials depend on the orientation of the fibers.
  • the present invention relates to a method of manufacturing a piece of metal matrix composite material characterized in that it comprises the steps of:
  • the metal coatings of the various fibers can be easily brought into contact, which gives a better homogeneity of the metal matrix after its heat treatment and reduces the risks of porosity and zones without metal. that should be corrected in a subsequent step.
  • the process comprises a step of pre-coating the fibers.
  • This pre-coating may, for example, be achieved by passing the fibers in a bath of the desired metal or molten alloy.
  • the method comprises a compression step between the mold and the preform of the molten metal.
  • the compression forces to ensure good diffusion of the metal after melting are reduced.
  • the compression step takes place during the diffusion step of the metal.
  • the compression step carried out by thermal expansion of the preform, in particular as a replacement for hot isostatic compaction (CIC). This is made possible by the fact that the necessary compression forces are greatly reduced.
  • CIC hot isostatic compaction
  • At least a portion of the fibers are in the form of at least one braided strip, the strip may comprise particulate fillers.
  • the preform is provided with pins so as to produce a skin made of a perforated metal matrix composite material.
  • the formatting may give rise to a full pierced structure later, for example by water jet, laser, punching ...
  • spikes may in particular be retractable or dissolvable thermally or chemically.
  • materials that can be used for the fibers there may be mentioned in particular silicon carbide (SiC), carbon, alumina and boron nitride (BN). It will also be possible to use metal fibers, such as boron fibers, for example.
  • the metal matrix may be, for example, made of alloys of aluminum, titanium, steels or superalloys.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional representation of a pre-coated fiber
  • FIG. 2 is a schematic representation of an example of arrangement of pre-coated fibers
  • FIG. 3 is a schematic representation of a preform of an element of a jet engine nacelle nozzle, said preform being in accordance with the process according to the invention coated with pre-coated fibers as represented in FIG. the example arrangement of Figure 2.
  • a method according to the invention is used for the manufacture of a piece of composite metal matrix material, such as a turbojet nozzle or a nozzle portion, for example.
  • a set of fibers 1 intended to constitute a reinforcing load of the metal matrix composite material are pre-coated with the metal alloy or the metal in question.
  • Fibers 1 can be in many forms and materials.
  • Fibers 1 may be in the form of long fibers, braided mattresses, loaded strips and strips, for example.
  • the reinforcing fibers 1 are arranged on a preform 2 of the final piece.
  • Long fibers 1 may be positioned by winding on the preform 2.
  • Short fibers or braided fire may be positioned by stacking on the preform.
  • the coating of the fibers 1 may be carried out by passing the fibers in a bath of the desired metal or alloy.
  • the coated fibers 1 thus disposed on the preform 2 the cohesion of the final structure is provided by heat treatment for melting and diffusion of the metal elements. This operation takes place inside a mold of complementary shape to the preform 2.
  • the preform 2 is kept in contact against the mold and compressive forces are applied.
  • the compression forces required are greatly reduced compared to the prior art.
  • the compression forces can therefore advantageously be applied by the preform 2 itself by virtue of its thermal expansion.
  • the preform 2 will be made from a material whose thermal expansion is greater than that of the metal matrix of the workpiece.
  • Applicable pressures are determined based on geomethics and relative thermal properties of the part and tooling.
  • a press can replace differential expansion tooling.
  • the skins of the part produced can be stiffened by adding profiles that can be soldered by diffusion or soldered during the heat treatment of the metal matrix composite material.
  • the preform 2 may be provided with pins 3, retractable or not depending on the geometry of the part, around which the coated fibers 1 may be positioned. Depending on the positioning capacity of the fibers 1, a free placement may be sufficient to define a fiber-free space 1 between two rows of fibers 1.
  • the shaping of the piece may give rise to a full skin which will be pierced later, for example by water jet, laser or punching.
  • the pins 3 may be retractable or made from a thermally or chemically soluble material.

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Abstract

La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé en ce qu'il comprend les étapes visant à: disposer sur une préforme de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique; porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre; après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.

Description

Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique
La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique.
Les températures élevées en sortie de turboréacteur imposent l'utilisation de matériaux métalliques résistants à de hautes températures. En particulier pour des températures supérieures à 600 0C, l'utilisation d'alliages à base de nickel devient nécessaire pour supporter les chargements thermiques et mécaniques. En effet, la plupart des autres alliages métalliques voient leurs tenues mécaniques fortement diminuées dans ces gammes de températures.
Un des inconvénients principaux de ces alliages à base de nickel, tels que l'Inconel 718, l'Inconel 625, ou encore Waspaloy™, est une densité élevée. Ainsi, pour des structures fines, la diminution de masse est limitée par des conditions de fabrication.
Le gain de masse est un objectif majeur de la construction aéronautique et il existe donc toujours un besoin pour des matériaux alliant une faible densité à de hautes propriétés thermiques et mécaniques.
Une solution est d'utiliser des matériaux composites à matrice métallique.
L'ajout de charges céramiques, telles que des fibres longues ou courtes, des charges particulaires, etc, permet d'augmenter les caractéristiques mécaniques des matériaux métalliques, en particulier dans le domaine des hautes températures. A performance mécaniques constantes, ces charges céramiques permettent également d'étendre les plages d'utilisation de certains matériaux métalliques tels que les alliages de titane, de quelques dizaines de degrés.
La mise en place des charges céramiques est délicate et conditionne le comportement de la structure composite. L'utilisation des matériaux composites à matrice métallique (souvent abrégé en CMM) est donc fortement dépendante des conditions de fabrication.
De nombreux documents décrivent des procédés de fabrication d'éléments en CMM. Toutefois, la mise en forme de ces matériaux pour former la pièce finale est délicate. Le document US 5 511 604 décrit un procédé de fabrication d'un élément en matériau composite à matrice métallique. Toutefois, la mise en forme de la pièce finale s'effectue par usinage du bloc composite formé.
Le document JP 2004-192792 décrit également une plaque de CMM. La mise en forme des plaques pour réaliser la pièce finale, telle qu'une tuyère d'éjection par exemple, reste difficile.
Le document US 2005/0136256 décrit un CMM possédant une composition particulière réalisé, notamment, sous forme de feuillets.
Le document WO 2005/054536 décrit un CMM utilisant des fibres de verre mais ne décrit pas de méthode de réalisation d'une pièce.
Afin de pallier le problème de la mise en forme, il est possible d'utiliser un support pour les fibres.
Ainsi, le document GB 2 324 102 décrit un procédé de fabrication d'un élément en CMM, ledit élément possédant un axe de symétrie de révolution. Pour ce faire, les fibres céramiques sont enroulées sur un mandrin avant projection de métal fondu. Ce procédé est toutefois limité à des pièces possédant un axe de symétrie de révolution, le mandrin étant entraîné en rotation. Le mandrin devant être entraîner en rotation, un tel procédé présente des limites dans la réalisation de pièces de grandes dimensions, telles que les tuyères par exemple.
Par ailleurs, la quantité de métal sur les fibres, leur espacement ainsi que la porosité finale sont difficilement contrôlable. L'orientation des fibres ne peut également pas être contrôlée puisque celles-ci sont nécessairement enroulées autour du mandrin. Or, de nombreuses propriétés mécaniques des matériaux composites dépendent de l'orientation des fibres.
Ainsi, il existe donc un besoin pour un procédé permettant une flexibilité de réalisation, adaptable à de nombreuses géométries de pièces tout en étant compatible avec les exigences de construction aéronautique et en permettant une maîtrise de l'orientation des fibres céramiques.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé en ce qu'il comprend les étapes visant à :
- disposer sur une préforme de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique, - porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
Ainsi, en disposant des fibres pré-enrobées sur une préforme, il est possible de réaliser des pièces de forme complexes en matériau composite à matrice métallique tout en contrôlant de manière précise l'orientation des fibres, leur espacement et répartition.
Par a il leu rs, les fibres étant pré-enrobées, les enrobages métalliques des différentes fibres peuvent être amenés aisément en contact ce qui confère une meilleure homogénéité de la matrice métallique après son traitement thermique et diminue les risques de porosité et de zones sans métal qu'il faudrait corriger dans une étape subséquente.
Avantageusement, le procédé comprend une étape de préenrobage des fibres. Ce pré-enrobage pourra, par exemple, être réalisé par passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage fondu souhaité.
De manière avantageuse, le procédé comprend une étape de compression entre le moule et la préforme du métal fondu. Toutefois en raison de la possibilité d'amener les enrobages métalliques des fibres en contact proche, les forces de compression permettant d'assurer une bonne diffusion du métal après sa fonte sont réduites.
Préférentiellement, l'étape de compression se déroule durant l'étape de diffusion du métal.
Avantageusement, l'étape de compression réalisée par dilatation thermique de la préforme, notamment en remplacement d'une compaction isostatique à chaud (CIC). Ceci est rendu possible par le fait que les forces de compression nécessaires sont largement réduites.
Selon divers modes de réalisation alternatifs ou complémentaires, au moins une partie des fibres se présentent sous la forme d'au moins un feuillard tressé, le feuillard pouvant comprendre des charges particulaires.
Avantageusement, la préforme est munie de picots de manière à réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée. Pour des raisons pratiques, la mise en forme pourra donner lieu à une structure pleine percée ultérieurement, par exemple par jet d'eau, laser, poinçonnage...
Ces picots pourront notamment être rétractables ou dissolvables thermiquement ou chimiquement. A titre d'exemple de matériaux utilisables pour les fibres, on peut citer notamment le carbure de silicium (SiC), le carbone, l'alumine, le nitrure de bore (BN). On pourra également utiliser des fibres métalliques, comme des fibres de bore, par exemple.
La matrice métallique pourra être, par exemple, constituée d'alliages d'aluminium, de titane, d'aciers ou de superalliages.
La mise en œuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé dans lequel :
- La figure 1 est une représentation schématique en coupe transversale d'une fibre pré-enrobée,
- La figure 2 est une représentation schématique d'un exemple de disposition de fibres pré-enrobées,
- La figure 3 est une représentation schématique d'une préforme d'un élément d'une tuyère de nacelle de turboréacteur, ladite préforme étant conformément au procédé selon l'invention recouverte de fibres pré-enrobées telles que représentées sur la figure 1 et selon la disposition exemple de la figure 2.
Un procédé selon l'invention est utilisé pour la fabrication d'une pièce de matériau composite à matrice métallique, telle qu'une tuyère de turboréacteur ou une partie de tuyère, par exemple.
Conformément au procédé selon l'invention, un ensemble de fibres 1 destinées à constituer une charge de renfort du matériau composite à matrice métallique sont pré-enrobées avec l'alliage métallique ou le métal considéré.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous plusieurs formes et plusieurs matériaux.
Des exemples de matériaux constitutifs des fibres 1 ont été énoncés supra.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous la forme de fibres longues, de matelas tressés, de feuillards et feuillards chargés, par exemple.
Les fibres 1 de renforts sont disposés sur une préforme 2 de la pièce finale.
Des fibres 1 longues pourront être positionnées par enroulement sur la préforme 2.
Des fibres courtes ou des feu il lards tressés pourront être positionnés par empilement sur la préforme. L'enrobage des fibres 1 pourra être effectué par passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage souhaité.
Les fibres 1 enrobées ainsi disposées sur la préforme 2, la cohésion de la structure finale est assurée par traitement thermique permettant la fonte et la diffusion des éléments métalliques. Cette opération s'effectue à l'intérieur d'un moule de forme complémentaire à la préforme 2.
Afin de favoriser le contact et assurer une bonne diffusion et homogénéisation de la matrice métallique, la préforme 2 est maintenue en contact contre le moule et des efforts de compression sont appliqués.
Comme expliqué précédemment, les efforts de compression nécessaire sont largement réduits par rapport à l'art antérieur. Les efforts de compression peuvent donc avantageusement être appliqués par la préforme 2 elle-même grâce à sa dilatation thermique. Pour ce faire, la préforme 2 sera réalisée à partir d'un matériau dont ladite dilatation thermique est supérieure à celle de la matrice métallique de la pièce à former.
Les pressions applicables sont déterminées en fonction des géométhes et propriétés thermiques relatives de la pièce et de l'outillage.
Dans certains cas, une presse peut remplacer l'outillage à dilatation différentielle.
Les peaux de la pièce réalisée peuvent être raidies par ajout de profilés qui peuvent être soudés par diffusion ou brasés lors du traitement thermique du matériau composite à matrice métallique.
Pour réaliser une peau trouée, la préforme 2 pourra être munie de picots 3, rétractables ou non selon la géométrie de la pièce, autour desquels les fibres 1 enrobées peuvent être positionnées. Selon la capacité de positionnement des fibres 1 , un placement libre peut suffire à définir un espace exempt de fibres 1 entre deux rangées de fibres 1.
Pour des raisons pratiques, la mise en forme de la pièce peut donner lieu à une peau pleine qui sera percée ultérieurement, par jet d'eau, laser ou poinçonnage par exemple.
Afin de favoriser le dégagement de la pièce sur la préforme 2 après sa fabrication, les picots 3 peuvent être rétractables ou réalisés à partir d'un matériau soluble thermiquement ou chimiquement.
Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé en ce qu'il comprend les étapes visant à :
- disposer sur une préforme (2) de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres (1 ) de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique,
- porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
2. Procédé de fabrication selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comprend une étape de pré-enrobage des fibres (1 ).
3. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de compression entre un moule et la préforme (2) du métal fondu.
4. Procédé de fabrication selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'étape de compression se déroule durant l'étape de traitement thermique.
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape de compression est réalisée par dilatation thermique de la préforme (2).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que au moins une partie des fibres (1 ) se présentent sous la forme d'au moins un feuillard tressé.
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que le feuillard comprend des charges particulaires.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que la préforme (2) est munie de picots (3) de manière à réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée.
9. Pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisée en ce qu'elle peut être obtenue par un procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
10. Pièce selon la revendication 9 caractérisée en ce qu'il s'agit d'une pièce constitutive d'une tuyère pour turboréacteur.
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