EP4532783A1 - Alliage de titane - Google Patents

Alliage de titane

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Publication number
EP4532783A1
EP4532783A1 EP23731333.3A EP23731333A EP4532783A1 EP 4532783 A1 EP4532783 A1 EP 4532783A1 EP 23731333 A EP23731333 A EP 23731333A EP 4532783 A1 EP4532783 A1 EP 4532783A1
Authority
EP
European Patent Office
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alloys
alloy
turbomachine
titanium alloy
titanium
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP23731333.3A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Edern MENOU
Jérome DELFOSSE
Yvon Millet
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.)
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Institut National Polytechnique de Lorraine
Safran SA
Timet Savoie SA
Original Assignee
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Institut National Polytechnique de Lorraine
Safran SA
Timet Savoie SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA, Centre National de la Recherche Scientifique CNRS, Institut National Polytechnique de Lorraine, Safran SA, Timet Savoie SA filed Critical Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Publication of EP4532783A1 publication Critical patent/EP4532783A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C14/00—Alloys based on titanium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/72—Maintenance
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl

Definitions

  • the materials constituting the propulsion systems must have, in addition to good resistance to temperature, sufficient mechanical characteristics for application in propulsion systems, and in particular aeronautical turbomachines, particularly in terms of mechanical resistance, oxidation resistance and fatigue resistance.
  • titanium alloys are known for the manufacture of compressor disks, compressor blades, compressor impellers or turbomachine nozzles.
  • titanium alloys for disks, blades, impellers or turbomachine nozzles have undergone significant changes in chemical composition, with the aim in particular of improving their mechanical resistance at temperature and their resistance to the environment in which these alloys are used.
  • the complexity of the chemistry of these alloys can lead to a destabilization of their optimal microstructure, so that the choice of addition elements and their contents is not trivial.
  • titanium alloys are competitive compared to steels or nickel-based superalloys at temperatures below 550°C.
  • An increase in the operating temperatures of turbomachines requires an increase in their resistance to temperature, particularly with respect to commercial titanium alloys.
  • the titanium alloys most used in the aeronautical field are so-called “quasi-o” alloys comprising a very large fraction of the compact hexagonal phase a and the latter generally have good temperature resistance.
  • the Ti-6AI-2Sn-4Zr-2Mo alloy is a representative of this family.
  • these alloys are sensitive to fatigue called “fatigue with holding time” (or “dwell fatigue” according to the term used in English). This fatigue can be described as a type of fatigue close to creep observed from ambient temperature involving a holding phase of several minutes under stress.
  • the invention aims precisely to meet this need, and for this purpose proposes alloys with compositions optimized to present dwell fatigue resistance, corrosion resistance and mechanical strength compatible with use in an aeronautical turbomachine at operating temperatures up to 650°C.
  • the invention relates to a titanium alloy comprising, in mass contents:
  • Aleq [AI]+[Sn ]/3+[Zr]/6+10*[O]
  • [Al], [Sn], [Zr] and [O] are the mass contents in the alloy respectively of aluminum, tin, zirconium and oxygen.
  • iron, chromium and nickel reduce the creep resistance of the alloy.
  • the inventors have noted that the mass content of equivalent aluminum less than or equal to 8.5%, or even less than or equal to 8.0%, makes it possible to limit the fraction of the o 2 phase in the alloy.
  • the significant fraction of o 2 phase which can appear for alloys whose equivalent aluminum mass contents are higher than those described is responsible for undesirable weakening of the alloy.
  • alloys whose mass content of equivalent aluminum is greater it has been observed that the transformation kinetics of the a phase will be too high, leading to an increased sensitivity of the alloy to dwell fatigue, which the alloys of the invention aim precisely to avoid.
  • the inventors managed on the one hand to identify the importance of the criterion of the mass content of equivalent aluminum as an important criterion for the phenomena present, and on the other hand to propose an optimization of this, by precisely adjusting the content of other elements to meet the technical specifications of an alloy usable in an aeronautical turbomachine whose operating temperature would be at least 550 °C.
  • the mass content of equivalent aluminum can be between 6.5% and 8.5%, or even between 6.5% and 8.0%.
  • the alloy of the invention comprises an aluminum mass content of between 4.0% and 4.8%, or even between 4.0% and 4.7%.
  • the alloy of the invention comprises a molybdenum content by weight of between 4.50% and 5.25%.
  • Molybdenum stabilizes the P phase of the alloy, and contributes to solid solution reinforcement.
  • the P phase contributes to increasing the ductility of the alloy, and therefore its shaping capacity.
  • the silicon mass content of the alloy can be between 0.1% and 0.15%.
  • silicon contributes to solid solution reinforcement, and to the formation of silicides, in particular silicides with stoichiometries MsSi and M 5 Si3 where M represents another element, for example titanium, zirconium, molybdenum, niobium.
  • MsSi and M 5 Si3 where M represents another element, for example titanium, zirconium, molybdenum, niobium.
  • the zirconium mass content may be between 1.0% and 2.0%.
  • Zirconium tends to improve the oxidation resistance of the alloy. Excessive additions of zirconium, however, stabilize phase 02, too large a fraction of which reduces the ductility of the alloy and the proposed values are optimums found between the two effects.
  • the invention relates to a turbomachine part comprising an alloy as just described.
  • Comparative alloy 2 corresponds to the so-called Ti6246 alloy.
  • the comparative alloy 3, comp3 corresponds to the so-called IMI-834 alloy, for example commercially available under the commercial reference TIMETAL® 834 from TIMET.
  • the inventors first determined the density of the different alloys.
  • the density was determined by a law of mixtures weighting the density of each element by its mass content, the whole being reduced by 2.5%.
  • the density of an alloy p can be written according to the formula below in which Wi is the mass percentage of the element i and Pi its density.
  • the different alloys have densities comparable to those of the alloys and often even lower.
  • a second element of comparison of the alloys according to the invention to the alloys of the prior art is their parabolic oxidation constant at 650 ° C denoted k p .
  • This constant quantifies the oxidation kinetics of an alloy (mass gain). The higher it is, the more quickly the surface oxide forms, or equivalently, the more quickly the oxygen diffuses within the alloy. This parameter is therefore desired to be as low as possible, for the targeted applications.
  • Table 3 lists the parabolic oxidation constants for the examples and comparative examples.
  • the constants k p are obtained by a regression model based on the collection and use of experimental data.
  • Table 3 illustrates that the alloys of the invention have better resistance to oxidation at 650 ° C than the comparative examples compl and comp2. In addition, it can be noted that the values are at least comparable to the third comparative example which is the one presenting the best resistance to oxidation.
  • the alloys according to the invention are further compared to the comparative examples for their mechanical characteristics at room temperature and temperature.
  • Table 4 illustrates that the alloys according to the invention have mechanical resistances at room temperature and in temperature at least of the same order as those of the alloys of the prior art.
  • the transus temperature P characterizes the stability domain of phase 0. The lower the transus temperature P, the more stable the domain P.
  • Table 5 also includes a column indicating the content of phase 02 at equilibrium at 650°C.
  • phase 02 If a zero content of phase 02 is desirable, a low content is however not prohibited, because it has been observed that this phase contributes to strengthening by precipitation.
  • Table 5 also includes the silicide content.
  • the presence of silicides in the alloy ensures a certain strengthening by precipitation which is desirable, and which is also observed for all of the alloys according to the invention.
  • Table 5 describes the slope of fraction a at transus 0. This value is an indicator of the kinetics of transformation of the P phase upon cooling. It has been observed that a value that is too large (in absolute value) is associated with an alloy in which the precipitates have a morphology increasing the sensitivity of the alloy to dwell fatigue.
  • the compl and comp3 alloys are known to be sensitive to this fatigue mode and have a relatively high slope value a at the transus P (in absolute value).
  • the comp2 alloy is much less subject to dwell fatigue. Since the values of the alloys according to the invention are relatively close to the slope value of the comp2 alloy, and in any case much lower (in absolute value) than the values of the compl or comp3 alloys, it is expected that the alloys according to the The invention has good resistance to dwell fatigue.
  • the alloys of the invention make it possible to have acceptable behavior for each of the important quantities described above, and in particular: - their oxidation behavior is more acceptable than that of the compl and comp2 alloys of the prior art, as evidenced by the parabolic oxidation constants kp which are much lower than those of the compl and comp2 alloys;

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Abstract

L'invention concerne un alliage de titane comprenant, en teneurs massiques : - 4,0 % à 5,0 % d'aluminium; - 3,50 % à 4,50 % d'étain; - 1,0 % à 4,0 % de zirconium, - 2,0 % à 5,25 % de molybdène; - 1,0 % à 2,50 % de niobium; - 0,10 % à 0,25 % de silicium; - 0,10 % à 0,18 % d'oxygène; le complément étant constitué de titane et des impuretés inévitables, l'alliage vérifiant en outre que le critère Aleq dit « teneur massique en aluminium équivalent » est inférieur ou égal à 8,5%, le critère Aleq étant défini comme Aleq =[Al]+[Sn]/3+[Zr]/6+10*[O] où [Al], [Sn], [Zr] et [O] sont les teneurs massiques respectivement en aluminium, en étain, en zirconium et en oxygène.

Description

Description
Titre de l'invention : Alliage de titane
Domaine Technique
L'invention concerne le domaine des alliages métalliques et plus précisément des alliages utilisés dans le domaine aéronautique.
Technique antérieure
La réduction des émissions polluantes est un enjeu majeur de l'industrie aéronautique. Un axe souvent avancé pour la réduction de ces émissions est l'augmentation de l'efficacité des systèmes de propulsions utilisés. Toutefois, l'efficacité de ces systèmes est limitée par leur température de fonctionnement, elle- même limitée par les matériaux constitutifs des systèmes propulsifs.
En outre, les matériaux constitutifs des systèmes propulsifs doivent présenter, en plus d'une bonne résistance à la température, des caractéristiques mécaniques suffisantes pour l'application dans des systèmes propulsifs, et notamment des turbomachines aéronautiques, notamment en termes de résistance mécanique, de résistance à l'oxydation et de résistance à la fatigue.
L'utilisation des alliages de titane est connue pour la fabrication de disques de compresseur, d'aubes de compresseur, de rouets de compresseur ou de tuyères de turbomachine.
Au cours du temps, les alliages de titane pour disques, aubes, rouets ou tuyères de turbomachine ont subi d'importantes évolutions de composition chimique, dans le but notamment d'améliorer leur résistance mécanique en température et leur résistance à l'environnement dans lesquels ces alliages servent. La complexité de la chimie de ces alliages peut conduire à une déstabilisation de leur microstructure optimale, de sorte que le choix des éléments d'addition et de leurs teneurs n'est pas trivial.
Ces matériaux ont pour principaux avantages de combiner à la fois une résistance mécanique élevée, une masse volumique deux fois moindre que celles des superalliages à base de nickel, ainsi qu'une résistance à l'oxydation et à la corrosion raisonnable, le tout à des températures inférieures à 550 °C.
À ce titre, les alliages de titane sont compétitifs par comparaison aux aciers ou aux superalliages base nickel à des températures inférieures à 550 °C. Une augmentation des températures de fonctionnement des turbomachines impose cependant une augmentation de leur résistance à la température, notamment vis-à- vis des alliages de titane commerciaux.
Plus précisément, les alliages de titane les plus utilisés dans le domaine aéronautique sont des alliages dit « quasi-o » comprenant une fraction très importante de la phase hexagonale compacte a et ces derniers présentent généralement une bonne résistance en température. Par exemple, l'alliage Ti-6AI- 2Sn-4Zr-2Mo est un représentant de cette famille.
Néanmoins, les alliages de titane quasi-o ne sont pas compétitifs pour des applications à des températures supérieures à 550 °C, pour plusieurs raisons.
Tout d'abord, ces alliages sont sensibles à la fatigue dite « fatigue avec temps de maintien » (ou « fatigue dwell » selon le terme consacré en langue anglaise). Cette fatigue peut se décrire comme un type de fatigue proche du fluage observé dès la température ambiante impliquant une phase de maintien de plusieurs minutes sous contrainte.
La sensibilité des alliages quasi-o à la fatigue « dwell » limite actuellement leur durée de vie. En effet, bien que la fatigue dwell ne soit pas observée à haute température, elle peut néanmoins apparaître lors des cycles de refroidissement du moteur. En plus de leur résistance à la fatigue « dwell » le souhait d'augmenter la température de fonctionnement des systèmes propulsifs aéronautiques doit s'assortir d'une augmentation de la résistance à l'oxydation et de la résistance mécanique des matériaux utilisés.
En effet, l'augmentation de la température de fonctionnement favorise la ruine des alliages de titane par la corrosion, et en particulier l'oxydation. Par ailleurs, les caractéristiques mécaniques diminuent avec la température et les alliages quasi-o connus ne présentent pas, aux températures cibles supérieures à 550 °C, les résistances requises par les applications futures.
Ainsi donc, pour pouvoir augmenter les rendements des systèmes propulsifs aéronautiques, il est nécessaire de développer de nouvelles compositions d'alliage de titane.
Exposé de l'invention
L'invention vise précisément à répondre à ce besoin, et propose pour cela des alliages avec des compositions optimisées pour présenter une résistance à la fatigue dwell, une résistance à la corrosion et une résistance mécanique compatibles d'une utilisation dans une turbomachine aéronautique à des températures de fonctionnement allant jusqu'à 650 °C.
L'invention concerne pour cela un alliage de titane comprenant, en teneurs massiques :
- 4,0 % à 5,0 % d'aluminium ;
- 3,50 % à 4,50 % d'étain ;
- 1,0 % à 4,0 % de zirconium,
- 2,0 % à 5,25 % de molybdène ;
- 1,0 % à 2,50 % de niobium ;
- 0,10 % à 0,25 % de silicium ;
- 0,10 % à 0,18 % d'oxygène ; le complément étant constitué de titane et des impuretés inévitables, l'alliage présentant une teneur massique en aluminium équivalent, notée Aleq, inférieure ou égale à 8,5 % et calculée par application de la formule suivante : Aleq =[AI]+[Sn]/3+[Zr]/6+10*[O] où [Al], [Sn], [Zr] et [O] sont les teneurs massiques dans l'alliage respectivement en aluminium, en étain, en zirconium et en oxygène.
Cet alliage est destiné à la fabrication de composants de turbomachines tels que des disques, aubes, rouets ou tuyères d'échappement.
Dans toute la demande, et sauf indication contraire, les teneurs données pour un élément sont des teneurs massiques. Il est du mérite des inventeurs d'être parvenu aux compositions d'alliages décrites pour lesquelles il est observé des comportements permettant de répondre à la problématique. En effet, et parmi d'autres caractéristiques, les alliages de l'invention présentent :
- une masse volumique contenue, de l'ordre de celle des alliages de titane existants ;
- des résistances à la corrosion et à l'oxydation compatibles avec les environnements de turbomachines, et cela pour des températures allant au moins jusqu'à 650 °C, et a minima supérieures à celle des alliages commerciaux actuels ;
- une résistance mécanique, notamment une résistance à la fatigue dwell, supérieure à celle des alliages existants ;
- une stabilité microstructurale adéquate sur la plage de températures d'usage envisagée, en particulier jusqu'à 650 °C ;
- une faible sensibilité à la formation de phases délétères telle la phase œ sur la plage de températures d'usage envisagée, en particulier pour des températures allant au moins jusqu'à 650 °C.
Les inventeurs ont notamment constaté que le fer, le chrome et le nickel diminuent la résistance au fluage de l'alliage. Ainsi, il est préférable pour des applications à haute température d'éviter la présence de ces éléments comme c'est le cas dans les alliages selon l'invention.
En outre, les inventeurs ont constaté que la teneur massique en aluminium équivalent inférieure ou égale à 8,5 %, voire inférieure ou égale à 8,0%, permet de limiter la fraction de la phase o2 dans l'alliage. La fraction de phase o2 importante qui peut apparaitre pour des alliages dont les teneurs massiques en aluminium équivalent sont supérieures à celles décrites est responsable d'une fragilisation indésirable de l'alliage. En outre, pour des alliages dont la teneur massique en aluminium équivalent est plus importante, il a été observé que la cinétique de transformation de la phase a sera trop importante, conduisant à une sensibilité accrue de l'alliage à la fatigue dwell, ce que les alliages de l'invention visent précisément à éviter. Les inventeurs sont parvenus d'une part à identifier l'importance du critère de la teneur massique en aluminium équivalent comme un critère important pour les phénomènes en présence, et d'autre part à proposer une optimisation de celle-ci, en ajustant précisément la teneur des autres éléments pour satisfaire aux spécifications techniques d'un alliage utilisable dans une turbomachine aéronautique dont la température de fonctionnement serait d'au moins 550 °C.
Dans un mode de réalisation, la teneur massique en aluminium équivalent peut être comprise entre 6,5 % et 8,5 %, voire comprise entre 6,5 % et 8,0 %.
Dans un mode de réalisation, l'alliage de l'invention comprend une teneur massique en aluminium comprise entre 4,0% et 4,8%, voire comprise entre 4,0% et 4,7%.
Les inventeurs ont constaté que cette limitation supplémentaire de la teneur en aluminium permet d'éviter la précipitation d'une fraction trop importante de la phase o2 de l'alliage, ce qui améliore la tenue mécanique de l'alliage, en augmentant en particulier sa ductilité.
Dans un mode de réalisation, l'alliage de l'invention comprend une teneur massique en molybdène comprise entre 4,50% et 5,25%.
Le molybdène stabilise la phase P de l'alliage, et contribue au renforcement par solution solide. La phase P contribue à l'augmentation de la ductilité de l'alliage, et donc de sa capacité de mise en forme.
Dans un mode de réalisation, la teneur massique en silicium de l'alliage peut être comprise entre 0,1% et 0,15%.
En effet, le silicium contribue au renforcement par solution solide, et à la formation de siliciures, notamment les siliciures de stœchiométries MsSi et M5Si3 où M représente un autre élément, par exemple le titane, le zirconium, le molybdène, le niobium. Ces siliciures sont bénéfiques pour la tenue en fluage des alliages, mais une teneur trop importante en silicium peut au contraire entraîner une précipitation excessive des siliciures qui nuisent alors à la ductilité de l'alliage, et peuvent devenir des points d'amorçage de fissures entraînant la ruine prématurée de l'alliage.
Les plages de silicium proposées sont celles pour lesquels un optimum entre ces deux effets a pu être obtenu. Dans un mode de réalisation, la teneur massique en zirconium peut être comprise entre 1,0 % et 2,0 %.
Le zirconium tend en effet à améliorer la tenue à l'oxydation de l'alliage. Des additions excessives de zirconium stabilisent toutefois la phase 02 dont une fraction trop importante diminue la ductilité de l'alliage et les valeurs proposées sont des optimums trouvés entre les deux effets.
Selon un autre de ses aspects, l'invention concerne une pièce de turbomachine comprenant un alliage tel qu'il vient d'être décrit.
Dans un mode de réalisation, une telle pièce peut être une aube de compresseur, un disque de compresseur, un rouet de compresseur, un carter de turbomachine ou une tuyère de turbomachine.
Selon un autre de ses aspects, l'invention concerne une turbomachine comprenant une ou plusieurs pièces de turbomachine telles qu'elles viennent d'être décrite.
Description des modes de réalisation
L'invention est à présent décrite au moyen d'exemples, présents à but descriptif pour illustrer certains modes de réalisation de l'invention. Les exemples donnés ne doivent pas être interprétés comme limitant l'invention.
Pour caractériser les propriétés de certains alliages particuliers de l'invention, les inventeurs ont choisi d'utiliser des résultats de simulations numériques. Plus précisément, 11 alliages selon l'invention et trois alliages comparatifs ont fait l'objet de mesures prédictives, afin de déterminer leur capacité à produire les capacités attendues pour un alliage.
La composition des alliages dont il est question est donnée dans le tableau 1 ci- dessous. Les trois exemples comparatifs sont des alliages de titane quasi-o fréquemment utilisés dans le domaine aéronautique.
L'alliage comparatif 1, compl correspond à l'alliage dit Ti6242S.
L'alliage comparatif 2, comp2 correspond à l'alliage dit Ti6246. L'alliage comparatif 3, comp3 correspond à l'alliage dit IMI-834, par exemple disponible commercialement sous la référence commerciale TIMETAL® 834 de TIMET.
[Tableau 1]
Pour comprendre les exemples qui vont suivre, et les conclusions qui pourront être faites, il faut noter qu'un alliage doit être évalué pour l'ensemble de ses propriétés, et non pas pour une propriété prise isolément.
Ainsi, par exemple, si l'on ne regarde que la masse volumique on aura l'impression que l'alliage comp3 est le plus prometteur, mais cela serait sans compter que cet alliage n'est pas utilisable en température à cause d'une trop faible résistance à la fatigue dwell visible à sa teneur en phase 02 et sa pente de fraction a au transus P trop importante, comme il apparaitra à la lecture des tableaux 2 et 5.
L'optimisation et le choix d'un alliage particulier est toujours le résultat d'un compromis entre les différentes caractéristiques, et il est très important de regarder l'ensemble des paramètres importants qui vont être présentés ci-après pour comprendre l'intérêt particulier des alliages de l'invention pour la résolution du problème technique.
Les exemples qui suivent visent à proposer des comparaisons entre les différents exemples selon l'invention, et montrer que ces derniers présentent dans l'ensemble de meilleures propriétés que les alliages comparatifs dont aucun n'est apte à une utilisation dans les conditions classiques d'une turbomachine aéronautique ayant une température de fonctionnement comprise entre 550 °C et 650 °C.
Les inventeurs ont tout d'abord déterminé la masse volumique des différents alliages.
La masse volumique a été déterminée par une loi des mélanges pondérant la masse volumique de chaque élément par sa teneur massique, l'ensemble étant réduit de 2,5 %. Ainsi, la masse volumique d'un alliage p peut s'écrire selon la formule ci- dessous dans laquelle Wi est le pourcentage massique de l'élément i et Pi sa masse volumique.
[Math. 1] - 0,975
Cette formule donne pour les exemples comparatifs compl à comp3 des erreurs de l'ordre de 1% qui sont jugées acceptables. Les masses volumiques des exemples et des exemples comparatifs sont données dans le tableau 2.
[Tableau 2]
Les différents alliages présentent des masses volumiques comparables à celles des alliages et même bien souvent inférieures.
Un deuxième élément de comparaison des alliages selon l'invention aux alliages de l'art antérieur est leur constante parabolique d'oxydation à 650 °C notée kp.
Cette constante quantifie la cinétique d'oxydation d'un alliage (gain de masse). Plus elle est élevée et plus l'oxyde de surface se forme rapidement, ou de manière équivalente, plus l'oxygène diffuse rapidement au sein de l'alliage. Ce paramètre est donc souhaité le plus faible possible, pour les applications visées. Le tableau 3 recense les constantes paraboliques d'oxydation pour les exemples et exemples comparatifs. Pour les exemples selon l'invention et les exemples comparatifs, les constantes kp sont obtenues par un modèle de régression basé sur le recueil et l'exploitation de données expérimentales.
[Tableau 3]
Le tableau 3 illustre que les alliages de l'invention présentent une meilleure résistance à l'oxydation à 650 °C que les exemples comparatifs compl et comp2. En outre, il peut être noté que les valeurs sont au moins comparables au troisième exemple comparatif qui est celui présentant la meilleure résistance à l'oxydation. Les alliages selon l'invention sont encore comparés aux exemples comparatifs pour leurs caractéristiques mécaniques à température ambiante et en température.
Pour cela, les valeurs de résistance en traction Rm divisées par la masse volumique de l'alliage sont rapportées dans le tableau 4. Le tableau 4 comprend en outre l'allongement à la rupture A% à 20 °C.
[Tableau 4]
Les valeurs reportées dans le tableau 4 sont obtenues par un modèle de régression basé sur le recueil et l'exploitation de données expérimentales.
Pour les applications souhaitées, il est préférable que les valeurs de résistance mécanique, ainsi que l'allongement soient les plus élevées possibles.
Le tableau 4 illustre que les alliages selon l'invention présentent des résistances mécaniques à température ambiante et en température au moins du même ordre que celles des alliages de l'art antérieur.
Le tableau 4 illustre en outre que les alliages selon l'invention permettent des compromis de caractéristiques qui ne sont pas accessibles pour les alliages de l'art antérieur. Par exemple, même si aucun d'entre eux n'a une résistance mécanique à 650 °C supérieure à celle de l'alliage comp3, quasiment tous ont eu un allongement à la rupture supérieur. Enfin, certaines caractéristiques thermodynamiques des alliages de l'invention, qui permettent d'assurer leur bonne tenue en température ont également été évaluées par simulation numériques.
Les simulations sont faites par calculs d'équilibre thermodynamiques opérés par la méthode CALPHAD exploitant la base de données thermodynamiques commerciale TCTI3 (Thermo-Cale Software AB, Suède).
Les différentes caractéristiques thermodynamiques ainsi évaluées sont présentées dans le tableau 5 ci-dessous.
[Tableau 5]
Dans le tableau 5, le signe « - » signifie que la valeur obtenue n'était pas significative, et que le résultat numérique peut être assimilé à 0.
La température de transus P caractérise le domaine de stabilité de la phase 0. Plus la température de transus P est faible et plus le domaine P est stable.
La colonne Ao représente la différence absolue entre la fraction de phase a à l'équilibre à 700 °C et la fraction de phase a à l'équilibre à 650 °C. Cet indicateur de l'ampleur de la modification de la constitution d'un alliage entre ces deux températures témoigne de la stabilité de l'alliage à des températures proches des températures de service envisagées. L'objectif est de maintenir une variation Ao faible, et l'on peut noter que tous les alliages de l'invention ont une valeur Ao inférieure à celle de l'exemple comparatif Comp2.
Le tableau 5 comprend encore une colonne indiquant la teneur en phase 02 à l'équilibre à 650 °C.
Si une teneur nulle en phase 02 est souhaitable, une faible teneur n'est toutefois pas interdite, car il a pu être observé que cette phase contribue au renforcement par précipitation.
Le tableau 5 comprend également la teneur en siliciures. La présence de siliciures dans l'alliage assure un certain renforcement par précipitation qui est souhaitable, et qui est d'ailleurs observé pour l'ensemble des alliages selon l'invention.
Enfin, le tableau 5 décrit la pente de fraction a au transus 0. Cette valeur est un indicateur de la cinétique de transformation de la phase P au refroidissement. Il a été observé qu'une valeur trop importante (en valeur absolue) est associée à un alliage dans lequel les précipités a ont une morphologie augmentant la sensibilité de l'alliage à la fatigue dwell.
D'ailleurs, les alliages compl et comp3 sont connus pour être sensibles à ce mode de fatigue et présentent une valeur de pente a au transus P relativement élevée (en valeur absolue).
Inversement il est connu que l'alliage comp2 est beaucoup moins sujet à la fatigue dwell. Puisque les valeurs des alliages selon l'invention sont relativement proches de la valeur de pente de l'alliage comp2, et en tout cas largement inférieures (en valeur absolue) aux valeurs des alliages compl ou comp3, il est attendu que les alliages selon l'invention présentent une bonne résistance à la fatigue dwell.
Des exemples qui viennent d'être donnés, on voit notamment que les alliages des exemples comparatifs compl et comp2 présentent des constantes paraboliques d'oxydation très élevées comparativement au reste des alliages considérés, tandis que les alliages comparatifs comp3 et compl ne donnent pas satisfaction pour leurs sensibilités à la fatigue dwell.
En revanche, les alliages de l'invention permettent d'avoir un comportement acceptable pour chacune des grandeurs d'importance décrites plus haut, et notamment : - leur comportement en oxydation est plus acceptable que celui des alliages compl et comp2 de l'art antérieur, comme en témoignent les constantes paraboliques d'oxydation kp qui sont largement inférieures à celles des alliages compl et comp2 ;
- leur comportement mécanique est défini par les constantes Rm/p qui sont sensiblement proches de ceux de alliages de l'art antérieur, avec notamment un allongement à la rupture souvent plus élevé que ceux des alliages des exemples comparatifs ;
- une résistance accrue à la fatigue dwell par rapport à l'alliage comp3 (et compl) de l'art antérieur, comme en témoigne la valeur de la pente de fraction a au transus p.
Par conséquent, les alliages de l'invention sont de meilleurs candidats pour des applications à plus haute température que les alliages de l'art antérieur car ils offrent de meilleurs compromis que les alliages de l'art antérieur, pour lesquels une caractéristique au moins ne permet pas leur utilisation à plus haute température. Dans l'ensemble de la demande et sauf mention contraire, tous les intervalles de valeurs doivent s'entendre avec les bornes incluses.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Alliage de titane comprenant, en teneurs massiques :
- 4,0 % à 5,0 % d'aluminium ;
- 3,50 % à 4,50 % d'étain ;
- 1,0 % à 4,0 % de zirconium,
- 2,0 % à 5,25 % de molybdène ;
- 1,0 % à 2,50 % de niobium ;
- 0,10 % à 0,25 % de silicium ;
- 0,10 % à 0,18 % d'oxygène ; le complément étant constitué de titane et des impuretés inévitables, l'alliage présentant une teneur massique en aluminium équivalent, notée Aleq, inférieure ou égale à 8,5 % et calculée par application de la formule suivante : Aleq =[AI]+[Sn]/3+[Zr]/6+10*[O] où [Al], [Sn], [Zr] et [O] sont les teneurs massiques dans l'alliage respectivement en aluminium, en étain, en zirconium et en oxygène.
[Revendication 2] Alliage de titane selon la revendication 1, dans lequel la teneur massique en aluminium équivalent est comprise entre 6,5 % et 8,0%.
[Revendication 3] Alliage de titane selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la teneur massique en aluminium est comprise entre 4,0 % et 4,8 %.
[Revendication 4] Alliage de titane selon l’une quelconque des revendications 1 à
3, dans lequel la teneur massique en molybdène est comprise entre 4,50% et 5,25%.
[Revendication 5] Alliage de titane selon l’une quelconque des revendications 1 à
4, dans lequel la teneur massique en silicium est comprise entre 0,1 % et 0,15 %.
[Revendication 6] Alliage de titane selon l’une quelconque des revendications 1 à
5, dans lequel la teneur massique en zirconium est comprise entre 1,0 % et 2,0 %.
[Revendication 7] Pièce de turbomachine comprenant un alliage selon l’une quelconque des revendications 1 à 6.
[Revendication 8] Pièce de turbomachine selon la revendication 7, laquelle pièce étant choisie parmi une aube de compresseur, un disque de compresseur, un rouet de compresseur, un carter de turbomachine ou une tuyère de turbomachine.
[Revendication 9] Turbomachine comprenant une pièce selon l'une des revendications 7 ou 8.
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