EP4507838A1 - Procede de fabrication d'une piece en alliage base nickel du type y/y' avec outillage de forgeage a chaud - Google Patents

Procede de fabrication d'une piece en alliage base nickel du type y/y' avec outillage de forgeage a chaud

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Publication number
EP4507838A1
EP4507838A1 EP23722433.2A EP23722433A EP4507838A1 EP 4507838 A1 EP4507838 A1 EP 4507838A1 EP 23722433 A EP23722433 A EP 23722433A EP 4507838 A1 EP4507838 A1 EP 4507838A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
temperature
forging
alloy
tooling
heating temperature
Prior art date
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Pending
Application number
EP23722433.2A
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German (de)
English (en)
Inventor
Clément LE GALL
Jean-Michel Patrick Maurice Franchet
Gilbert Michel Marin Leconte
Benjamin FLAGEOLET
Yann JANSEN
Romain FORESTIER
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Aubert and Duval SA
Safran Aircraft Engines SAS
Safran SA
Original Assignee
Aubert and Duval SA
Safran Aircraft Engines SAS
Safran SA
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Filing date
Publication date
Application filed by Aubert and Duval SA, Safran Aircraft Engines SAS, Safran SA filed Critical Aubert and Duval SA
Publication of EP4507838A1 publication Critical patent/EP4507838A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J1/00—Preparing metal stock or similar ancillary operations prior, during or post forging, e.g. heating or cooling
    • B21J1/06—Heating or cooling methods or arrangements specially adapted for performing forging or pressing operations
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/051—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
    • C22C19/056—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being at least 10% but less than 20%
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J1/00—Preparing metal stock or similar ancillary operations prior, during or post forging, e.g. heating or cooling
    • B21J1/003—Selecting material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K1/00—Making machine elements
    • B21K1/28—Making machine elements wheels; discs
    • B21K1/32—Making machine elements wheels; discs discs, e.g. disc wheels
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/10—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of nickel or cobalt or alloys based thereon

Definitions

  • the present invention relates to the field of manufacturing y/y’ alloy parts with hot forging tools.
  • the new nickel-based alloys with a y/y' microstructure (such as AD730® from the company Aubert & Duval or Rene65 used by the company Safran Aircraft Engines for certain of its engines) are conventionally used in aeronautics for parts subject to extreme demands in service.
  • Such alloys are, for example, used by turbine engine manufacturers as constituents of high-pressure turbine disks or low-pressure turbine disks, or even for high-pressure compressor disks on the latest generations of aircraft engines.
  • the forging process for these parts is a sequence of hot deformation steps (crushing the blank, rough stamping, finish stamping, etc.) and heat treatments. Hot deformations are generally carried out on hydraulic presses with conventional tools heated up to 650°C/680°C.
  • these alloys Due to their high content of hardening phase y', these alloys have a very narrow forgeability range in temperature.
  • the parts are heated to temperatures between 1040° G and 1070°C, with a skin temperature for the part above 800°C throughout forging.
  • the solutions proposed generally require a greater weight of material implementation to, on the one hand, anticipate the loss of material during the finishing operations which aim to eliminate forging cracks and on the other hand, due to the addition of material in certain areas, to be able to respect the minimum deformation criterion in order to avoid the phenomenon of grain bursting.
  • An aim of the invention is to propose a technique for manufacturing parts in y/y' alloy with hot press tooling which makes it possible to resolve the problems of grain bursting and cracks, without presenting the complexity and disadvantages of weight of the solutions proposed to date.
  • an aim of the invention is to propose a press forging technique which makes it possible to reduce the quantity of material and optimize the weight of the part, while making it possible to obtain parts with very few cracks, free from areas of grain bursting.
  • the present invention proposes to carry out forgings with a new design of forging range at lower temperature compared to current ranges.
  • the invention proposes a method of manufacturing a part made of nickel-based alloy with a y/y' microstructure in which at least one forging step is carried out using hot forging tools, characterized in that the heating temperature of the part is maintained in a temperature range lower than the grain burst temperature range of the alloy, the hot tooling being maintained at a temperature lower than the temperature of the room, the difference between this temperature and the heating temperature of the room being lower than 325° C, preferably lower than 250° C and more preferably lower than 150° C.
  • grain bursting temperature of the alloy we mean here and throughout the present text, the temperature below which a small deformation in a range of conventional forging speeds does not generate abnormal grain growth. i.e. a burst grain size at least twice the nominal grain size.
  • FIG. 1 A snapshot of exploded grains in a matrix of fine grains is illustrated in Figure 1. This snapshot comes from the thesis mentioned above (p.151). The burst kernels correspond to the white areas in the center.
  • This change in heating temperature is also accompanied by a change in the forging tool temperatures, the temperature of the hot tool (higher) making it possible, by reducing thermal losses during tool/part contact, to maintain the part within its forgeability range and not to generate cracks.
  • the alloy can be Udimet720TM.
  • the alloy is of the Rene65 or AD730® type.
  • At least one rough or finishing forging step is carried out at a heating temperature of the part equal to the solvus temperature y' of the alloy minus 80°C (+/- 10°C) or lower , in particular 80°C or lower, the tool temperature being higher than 700°C, preferably 750°C and lower than 900°C, or even 850°C.
  • the difference with the heating temperature of the room is then less than 150°C.
  • the heating temperature can advantageously be between 1000°C and 1025°C.
  • the heating temperature of the part is 1025°C or lower (in the case where the alloy is Rene65 or AD730® in particular whose solvus temperatures y' are respectively 1105°C and 1110 ° C, the solvus temperature y' of Udimet720TM being 1155°C).
  • the invention further relates to an aircraft turbine engine part, manufactured by implementing a manufacturing method as proposed, in particular a part of a high pressure turbine disk, low pressure turbine disk, or high pressure compressor disk.
  • FIG. 1 is a photo of exploded grains
  • FIG. 2a illustrates a turbine disk produced according to a manufacturing process consistent with the state of the art
  • FIG. 2b illustrates a turbine disk produced according to a manufacturing process according to the invention
  • FIG. 3 schematically illustrates an example of a turbojet structure.
  • Nickel-based superalloys with y-y' microstructure The alloy used to manufacture the part is a nickel-based superalloy with a y-y' microstructure.
  • the y’ phase has an ordered L12 structure, derived from the face-centered cubic structure, coherent with the matrix, that is to say having an atomic cell very close to it.
  • the y’ phase Due to its ordered nature, the y’ phase has the remarkable property of having a mechanical resistance which increases with temperature up to approximately 800° C.
  • the very strong coherence between the y and y’ phases gives very high hot mechanical strength to nickel-based superalloys, which itself depends on the y/y’ ratio and the size of the hardening precipitates.
  • the chosen superalloy may be mainly composed of nickel and preferably have a mass fraction of chromium, cobalt, aluminum, titanium, molybdenum, and in particular preferably between 15 and 17% in chromium, between 8 and 15.5% in cobalt , between 1.5 and 4% in aluminum, between 3 and 5.2% in titanium, between 2 and 4% in molybdenum, between 2 and 4.2% in tungsten
  • the superalloy may also include carbon, zirconium, iron, etc.
  • the manufacturing alloy can be ⁇ D730®, Rene65.
  • mass composition is as follows ( ⁇ D730®):
  • the alloy can for example also be Udimet720 TM whose composition is as follows:
  • the tooling is mounted on a press with press speeds between 0.5 and 20mm/s and pressures between 2000 and 60,000 T.
  • a possible press is for example a hot die type forging press of the type described in patent application FR2880827.
  • a hot heating system maintains the temperature of the tooling so that its contact surface with the part is permanently greater than 750° C.
  • Several systems can be provided for this purpose: heating by heating rods immersed in the tooling, induction heating via a peripheral heating system, heating by peripheral electrical resistances.
  • the solvus temperatures y’ are as follows: Rene65, or Udimet720TM
  • the heating temperature of the room is more particularly between 1000°C and 1025°C.
  • the tooling temperature is more particularly between 800° C. and 900° C.
  • the tooling temperature is more particularly between 750°C and 850°C
  • Heating temperature between 1040°C and 1060°C
  • Stamping tool temperature between 400° C and 650° C
  • this rolling operation is carried out in a conventional manner, the finishing forging steps are then carried out under the conditions indicated above.
  • the manufacturing process is for example used for the manufacture of an aircraft turbine engine part, in particular a high pressure turbine or low pressure turbine part, or even a high pressure compressor part.
  • the crowns obtained do not have split grains.
  • Tests were also carried out on reduced-scale pins heated between 1000°C and 1025°C and forged in two low-deformation operations, with hot tools at a contact surface temperature maintained between 800°C and 900°C.
  • the dual-flow turbojet 1 of Figure 3 extends along an axis ⁇ - ⁇ and comprises a flow vein of a primary flow or primary vein 2 comprising, from upstream to downstream in the direction of circulation of the flow of gas within the turbomachine, a low pressure compressor 3, a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7.
  • the disks of the low pressure compressor 3 are for example made of titanium alloy, while all or part of the disks of the high pressure and low pressure turbines and the disks of the last stages of the high pressure compressor can be made according to a manufacturing process of the type of the one described above.

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Abstract

L'invention propose un procédé de fabrication d'une pièce en alliage base nickel à microstructure /' dans lequel on met en œuvre au moins une étape de forgeage sous outillage de forgeage à chaud, caractérisé en ce que la température de chauffage de la pièce lors de l'étape de forgeage est maintenue dans une gamme de température inférieure au domaine de température d'éclatement de grain de l'alliage, la température d'outillage étant maintenue à une température inférieure à la température de la pièce, ladite température d'outillage étant telle que la différence avec la température de chauffage de la pièce est inférieure à 250°C et préférentiellement inférieure à 150°C.

Description

PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE EN ALLIAGE BASE NICKEL DU TYPE y/y’ AVEC OUTILLAGE DE FORGEAGE A CHAUD
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention concerne le domaine de la fabrication de pièces en alliage y/y’ avec outillage de forgeage à chaud.
Elle trouve avantageusement application dans le domaine de l’aéronautique, notamment pour la fabrication de pièces turbomoteurs, tels que des disques de turbine haute pression ou de turbine basse pression, ou encore des disques de compresseur haute pression.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Les nouveaux alliages base Nickel à microstructure y/y’ (tels que l’AD730® de la société Aubert & Duval ou le Rene65 retenu par la société Safran Aircraft Engines pour certains de ses moteurs) sont classiquement utilisés en aéronautique pour des pièces soumises à des sollicitations extrêmes en service.
De tels alliages sont par exemple retenus par les fabricants de turbomoteur comme constituants de disques de turbine haute pression ou de disques de turbine basse pression, ou encore pour des disques de compresseur haute pression sur les dernières générations de moteur d’avion.
Plus généralement, ils sont aujourd’hui envisagés pour toute pièce de turbomoteur dont on souhaite augmenter la température de fonctionnement et la tenue aux contraintes mécaniques à ces températures.
Le procédé de forgeage de ces pièces est une séquence d’étapes de déformation à chaud (écrasement du lopin, matriçage d’ébauche, matriçage finition, etc.) et de traitements thermiques. Les déformations à chaud sont généralement réalisées sur des presses hydrauliques avec des outillages conventionnels chauffés jusqu’à 650° C/ 680°C.
En raison de leur forte teneur en phase durcissante y’, ces alliages ont un domaine de forgeabilité très étroit en température. Pendant les traitements sous presse, les pièces sont chauffées à des températures entre 1040° G et 1070°C, avec une température de peau pour la pièce supérieure à 800 ° C pendant tout le forgeage.
Deux types de problématiques majeures doivent être maîtrisées lors de la fabrication de pièces avec ces alliages.
Pendant les opérations de forgeage, le refroidissement lors du transfert entre le four de chauffe et la presse ou lors du contact avec des outillages plus froids pendant le forgeage, conduit à l’apparition de criques de surface qu’il est nécessaire d’éliminer après forgeage par des opérations de parachèvement.
Par ailleurs, ces alliages sont sensibles au phénomène d’éclatement de grains (croissance anormale de grain). Dans des conditions de forgeage bien particulières, ce phénomène apparaît et se traduit par, localement, un grossissement très important du grain. Ce phénomène - à éviter absolument - est une cause de rebut de la pièce car les propriétés mécaniques, notamment de résistance à la fatigue, de la pièce dans ces zones sont rédhibitoires vis-à- vis des spécifications demandées.
Différents travaux ont été menés autour de ces sujets. Le traitement de ces problématiques conduit généralement à des conditions de forgeage très contraignantes.
Typiquement, ceci peut conduire à imposer des déformations minimales dans toute la pièce lors des opérations de forgeage.
Également, les solutions proposées nécessitent généralement un poids de mise en oeuvre de matériau plus important pour d’une part anticiper la perte de matériau lors des opérations de parachèvement qui visent à éliminer les criques de forge et d’autre part, du fait du rajout de matière dans certaines zones, pour pouvoir respecter le critère de déformation minimale afin d’éviter le phénomène d’éclatement de grain.
Une conséquence est une opération d’usinage supplémentaire avant l’opération de traitement thermique. Les pièces brutes de forgeage étant plus massives, il y a un risque que le traitement thermique ne génère pas les propriétés mécaniques requises. En effet, sur ces alliages y/y’, les propriétés mécaniques statiques sont fortement dépendantes de la vitesse de refroidissement lors du traitement thermique. Une augmentation de la massivité engendre une baisse de cette vitesse et donc des propriétés mécaniques.
L’élimination des criques sur les pièces brutes de forge, soit par parachèvement, soit par usinage avant traitement thermique s’accompagne obligatoirement de contrôles spécifiques pour s’assurer de leur totale élimination. En effet, la présence de criques résiduelles de surface avant traitement thermique peut conduire à leur propagation dans la pièce lors de la trempe. Ces contrôles supplémentaires génèrent des surcoûts.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est de proposer une technique de fabrication de pièces en alliage y/y’ avec outillage de presse à chaud qui permette de résoudre les problématiques d’éclatement de grains et de criques, sans présenter la complexité et les inconvénients de poids des solutions proposées à ce jour.
Notamment, un but de l’invention est de proposer une technique de forgeage sous presse qui permette de diminuer la quantité de matière et d’optimiser le poids de la pièce, tout en permettant d’obtenir des pièces avec très peu de criques, exemptes de zones d’éclatement de grains.
La présente invention se propose de réaliser des forgeages avec une nouvelle conception de gamme de forgeage à plus basse température par rapport aux gammes actuelles.
Il a en effet été constaté par les inventeurs qu’il était possible de supprimer le phénomène d’éclatement de grains sur ce type d’alliage en réalisant un forgeage à plus basse température. Cette diminution de la température permet de sortir du domaine d’éclatement et donc de ne plus risquer de dégrader la microstructure de la pièce lors du forgeage.
À cet effet, selon un aspect, l’invention propose un procédé de fabrication d’une pièce en alliage base nickel à microstructure y/y’ dans lequel on met en oeuvre au moins une étape de forgeage sous outillage de forgeage à chaud, caractérisé en ce que la température de chauffage de la pièce est maintenue dans une gamme de température inférieure au domaine de température d’éclatement de grain de l’alliage, l’outillage à chaud étant maintenu à une température inférieure à la température de la pièce, la différence entre cette température et la température de chauffage de la pièce étant inférieure à 325° C, préférentiellement inférieure à 250° C et plus préférentiellement inférieure à 150 °C.
Par température d’éclatement de grain de l’alliage, on entend ici et dans tout le présent texte, la température en dessous de laquelle une faible déformation dans une gamme de vitesse classique de forgeage ne génère pas de croissance anormale de grains c’est-à-dire une taille de grains éclatés au moins 2 fois supérieure à la taille de grain nominale. On pourra à cet égard avantageusement se référer à la thèse de Marie Agathe Charpagne :
« Evolutions de microstructure au cours du forgeage de l’alliage Rene65 » - PSL Research University - Mines Paris Tech - https: //pastel, archives- ouvertes.fr/tel-01764932
Un cliché de grains éclatés dans une matrice de grains fins est illustré sur la figure 1. Ce cliché est issu de la thèse mentionnée ci-dessus (p.151 ). Les grains éclatés correspondent aux zones blanches au centre.
Ainsi, le forgeage est réalisé avec des pièces à faible température, pour ne pas entrer dans le domaine de l’éclatement de grain qui dégrade la microstructure.
Ce changement de température de chauffage est en outre accompagné d’un changement des températures d’outillage de forge, la température de l’outillage à chaud (plus élevée) permettant, en diminuant les pertes thermiques lors du contact outillage/pièce, de maintenir la pièce dans son domaine de forgeabilité et de ne pas générer de criques.
L’alliage peut être de l’Udimet720™.
Dans des modes de mises en oeuvre préférés, l’alliage est du type Rene65 ou AD730®.
Au moins une étape de forgeage d’ébauche ou de finition est mise en oeuvre à une température de chauffage de la pièce égale à la température de solvus y’ de l’alliage moins 80°C (+/- 10°C) ou inférieure, notamment 80°C ou inférieure, la température d’outillage étant supérieure à 700°C, préférentiellement à 750°C et inférieure à 900° C, voire à 850°C. Dans un mode de mise en oeuvre préféré, la différence avec la température de chauffage de la pièce est alors inférieure à 150°C.
La température de chauffage est peut avantageusement être comprise entre 1000 °C et 1025°C.
Par exemple, la température de chauffage de la pièce est de 1025°C ou inférieure (dans le cas où l’alliage est le Rene65 ou l’AD730® notamment dont les températures de solvus y’ sont respectivement de 1105° C et de 1110° C, la température de solvus y’ de l’Udimet720™ étant quant à elle de 1155°C).
L’invention concerne en outre une pièce de turbomoteur d’aéronef, fabriquée en mettant en oeuvre un procédé de fabrication tel que proposé, notamment une pièce de disque de turbine haute pression, disque de turbine basse pression, ou disque de compresseur haute pression.
Elle concerne également un turbomoteur d’aéronef comportant une telle pièce.
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 :
- la figure 1 est un cliché de grains éclatés ;
- la figure 2a illustre un disque de turbine réalisé selon un procédé de fabrication conforme à l’état de la technique ;
- la figure 2b illustre un disque de turbine réalisée selon un procédé de fabrication conforme à l’invention ;
- la figure 3 illustre schématiquement un exemple de structure de turboréacteur.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Superalliages base Nickel à microstructure y-y’ L’alliage utilisé pour la fabrication de la pièce est un superalliage base nickel à microstructure y-y’.
Les superalliages base nickel sont classiquement 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, Re), et d’une phase y’ (ou précipités) de type y’-Ni^X, avec X = Àl, 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 y’ 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 y et y’ confère une tenue mécanique à chaud très élevée des superalliages à base nickel, qui dépend elle-même du ratio y/y’ et de la taille des précipités durcissant.
Le superalliage choisi peut être majoritairement composé de nickel et présenter préférentiellement une fraction massique en chrome, en cobalt, en aluminium, en titane, en molybdène, et notamment préférentiellement entre 15 et 17 % en chrome, entre 8 et 15,5% en cobalt, entre 1 ,5 et 4% en aluminium, entre 3 et 5.2% en titane, entre 2 et 4% en molybdène, entre 2 et 4.2% de Tungstène
Le superalliage peut comprendre également du carbone, du zirconium, du fer, etc....
Typiquement, à titre d’exemple, l’alliage de fabrication peut être de l’ÀD730®, du Rene65.
Un exemple de composition massique est la suivante (ÀD730®) :
• Cr : 15 % à 17 %,
• Co : 8 % à 10 %,
• Mo : 2,5 % à 3,5 %,
• W : 2,3 % à 3,3 %,
• Nb : 0,8 % à 1 ,4 %,
• Ti : 3,2 % à 3,8 %,
• Àl : 2 % à 2,6 %, • B : 0,005 % à 0,025 %,
• Zr : 0,01 % à 0,05 %,
• Fe : 3 % à 5 %
• C : 0,005 % à 0,02 %,
• Mn < 0,5 %,
Un autre exemple de composition massique est encore (Rene65)
• Cr : 15,5 % à 16,5 %,
• Co : 12,5 % à 13,5 %,
• Àl : 1 ,95 % à 2,3 %,
• Ti : 3,55 % à 3,9 %,
• Mo : 3,8 % à 4,2 %,
• W : 3,8 % à 4,2 %,
• Nb : 0,6 % à 0,8 %,
• B : 0,012 % à 0,02 %,
• Zr : 0,03 % à 0,06 %,
• C : 0,005 % à 0,011 %
• Mn < 0,1 %,
• Fe < 1 ,2 %
• Ta : traces (1000ppm max).
D’autres compositions sont bien entendu possibles. L’alliage peut par exemple également être de l’Udimet720 ™ dont la composition est la suivante :
UDIMET 720 Outillage de forgeage à chaud
Différents outillages peuvent être prévus selon les opérations envisagées : écrasement du lopin, matriçage d’ébauche, matriçage finition, etc...
Typiquement, l’outillage est monté sur une presse avec des vitesses de presse comprise entre 0,5 et 20mm/s et des pressions entre 2000 et 60000 T.
Une presse possible est par exemple une presse de forgeage du type à matrices chaudes du type de celle décrite dans la demande de brevet FR2880827.
Un système de chauffage à chaud maintient la température de l’outillage pour que sa surface de contact avec la pièce soit en permanence supérieure à 750° C. Plusieurs systèmes peuvent être prévus à cet effet : chauffage par cannes chauffantes immergées dans l’outillage, chauffage par induction via un système de chauffage périphérique, chauffage par résistances électriques périphériques.
Exemples de forgeage
Les températures de solvus y’ sont les suivantes : Rene65, ou Udimet720™
• Udimet720™ : 1155 °C
• ÀD730® : 1110°C
• Rene65 : 1105° C
Dans le cas d’alliages du type Rene65 et ÀD730®, notamment (mais également dans le cas de Udimet720TM), les forgeages peuvent intervenir dans les conditions suivantes :
Forgeages ébauche et finition :
• Température de chauffage de la pièce : entre 1000°C et 1040°C
• Température outillage : entre 750°C et 900°C
• Maintien des outillages en température sous presse
De façon préférée, la température de chauffage de la pièce est plus particulièrement comprise entre 1000°C et 1025°C. De façon préférée, la température d’outillage est plus particulièrement comprise entre 800° C et 900° C.
En variante, la température d’outillage est plus particulièrement comprise entre 750°C et 850°C
D’autres forgeages amonts peuvent quant à eux être réalisés dans des conditions différentes :
• Température de chauffage : entre 1040°C et 1060°C
• Température outillage de matriçage : entre 400° C et 650° C Dans le cas d’ébauche laminée, cette opération de laminage est réalisée de façon classique, les étapes de forgeage de finition sont réalisées alors dans les conditions indiquées ci-dessus.
Le procédé de fabrication est par exemple utilisé pour la fabrication d’une pièce de turbomoteur d’aéronef, notamment une pièce de turbine haute pression ou de turbine basse pression, ou encore de compresseur haute pression.
Différents tests ont pu être menés pour la réalisation de différents types de pièces.
Exemple 1
Notamment, une campagne de test a été menée pour la réalisation de couronnes par laminage circulaire d’ébauche, puis matriçage à faible déformation à une température comprise entre 1000°C et 1025°C avec un alliage de type Rene65.
Les couronnes obtenues ne présentent pas de grains éclatés.
Comme l’illustrent les figures 2a et 2b, des différences importantes en termes de formation de criques ont été constatées selon la température de l’outillage à la surface de contact avec la pièce (outillage tas plats chauffés).
Pour une température d’outillage de 650° C (figure 2a), des criques profondes ont pu être constatées (jusqu’à 1 ,5mm) sur une bonne partie de la circonférence. Pour une température d’outillage 750°C ou supérieure (typiquement, 850°C et supérieur), la couronne ne présente pas de crique (figure 2b).
Exemple 2
Des tests ont également été menés sur des pions à échelle réduite chauffés entre 1000°C et 1025°C et forgés en deux opérations à faible déformation, avec des outils chauds à température de surface de contact maintenue entre 800°C et 900°C.
Il a été constaté que les pions ne présentaient pas de grains éclatés et ne présentaient pas non plus de criques.
Turboréacteur
Le turboréacteur 1 à double flux de la figure 3 s'étend selon un axe À-À et comporte une veine d'écoulement d'un flux primaire ou veine primaire 2 comprenant, d'amont en aval dans le sens de circulation du flux de gaz au sein de la turbomachine, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7.
Les disques du compresseur basse pression 3 sont par exemple en alliage de titane, tandis que tout ou partie des disques des turbines haute pression et basse pression et des disques des derniers étages du compresseur haute pression peuvent être réalisés selon un procédé de fabrication du type de celui décrit ci-dessus.

Claims

REVENDICATIONS Procédé de fabrication d’une pièce en alliage base nickel à microstructure y/y' dans lequel on met en oeuvre au moins une étape de forgeage sous outillage de forgeage à chaud, caractérisé en ce que la température de chauffage de la pièce lors de l’étape de forgeage est maintenue dans une gamme de température inférieure au domaine de température d’éclatement de grain de l’alliage, la température d’outillage étant maintenue à une température inférieure à la température de la pièce, ladite température d'outillage étant telle que la différence avec la température de chauffage de la pièce est inférieure à 325° C. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la température d’outillage est maintenue à une température dont la différence avec la température de chauffage de la pièce est inférieure à 150° C. Procédé selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l’alliage est du type Rene65, AD730® ou Udimet720™. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu’au moins une étape de forgeage d’ébauche ou de finition est mise en oeuvre à une température de chauffage de la pièce égale à la température de solvus y’ de l’alliage moins 80°C (+/- 10° C) ou inférieure, la température d’outillage étant supérieure à 700°C (+/- 10°C) et inférieure à 900°C (+/- 10°C). Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que la température de chauffage de la pièce est de 1025°C (+/- 10°C) ou inférieure. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que la température de chauffage de la pièce est de 1000°C (+/- 10°C) ou supérieure.
7. Procédé selon la revendication A, caractérisé en ce que la température de l’outillage est supérieure à 800° C.
8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que la température d’outillage est de 850°C ou supérieure.
9. Pièce de turbomoteur d’aéronef, notamment de disque de turbine haute pression, disque de turbine basse pression, ou disque de compresseur haute pression, caractérisée en ce qu’elle est fabriquée en mettant en oeuvre un procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 5.
10. Turbomoteur d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte une pièce selon la revendication 9.
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