EP4619168A1 - Procédé de production d'un revêtement thermoplastique sur un matériau composite - Google Patents

Procédé de production d'un revêtement thermoplastique sur un matériau composite

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EP4619168A1
EP4619168A1 EP23813445.6A EP23813445A EP4619168A1 EP 4619168 A1 EP4619168 A1 EP 4619168A1 EP 23813445 A EP23813445 A EP 23813445A EP 4619168 A1 EP4619168 A1 EP 4619168A1
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EP
European Patent Office
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layer
thermoplastic
thermoplastic material
functionalized
multilayer
Prior art date
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Pending
Application number
EP23813445.6A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Francis Monerie-Moulin
Sophie SENANI
Serge Georges Vladimir SELEZNEFF
Simon BONEBEAU
Aurélien JOULIA
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.)
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Universite de Limoges
Safran SA
Original Assignee
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Universite de Limoges
Safran 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 Centre National de la Recherche Scientifique CNRS, Universite de Limoges, Safran SA filed Critical Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Publication of EP4619168A1 publication Critical patent/EP4619168A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D1/00—Processes for applying liquids or other fluent materials
    • B05D1/02—Processes for applying liquids or other fluent materials performed by spraying
    • B05D1/08—Flame spraying
    • B05D1/10—Applying particulate materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B05D7/02—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials to macromolecular substances, e.g. rubber
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    • B05D7/00—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials
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    • B05D7/50—Multilayers
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    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2101/00—Use of unspecified macromolecular compounds as moulding material
    • B29K2101/10—Thermosetting resins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
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    • B29K2101/12—Thermoplastic materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts

Definitions

  • the present disclosure relates to the field of aeronautics, in particular carbon fiber composite materials with a thermosetting organic matrix used in this field.
  • Carbon fiber composite materials with a thermosetting organic matrix have properties (strength, lightness, etc.) such that they are increasingly used in the field of aeronautics, for example for engine fan blades or nacelle casings.
  • the coating associated with the thermal spray deposition technique most used are, respectively, zinc and the electric arc spraying technique ("Electric arc wire spraying" according to English terminology). Indeed, zinc has a relatively low melting point and the electric arc projection technique provides little heat to the substrates.
  • the adhesion of the coating on the composite material must be as high as possible so that the coating remains adherent to the substrate when the composite material part is used in service. This is all the more true when the composite material is used on parts of an aircraft or an engine particularly exposed to deformation, impact or erosion, for example.
  • the adhesion between the zinc coating deposited by the electric arc spraying technique and the composite material is of the order of 9-10 MPa in the best case. This adhesion value, which is quite low, limits the use of carbon fiber composite materials with a thermosetting organic matrix coated with zinc to certain aeronautical applications with little mechanical stress, such as stators not directly in contact with a flow of erosive particles. To increase the scope of aeronautical applications of these composite materials, it is therefore necessary to increase the adhesion of the coating on these composite materials.
  • a technique commonly used to increase the adhesion of a coating to a material is sandblasting.
  • Sandblasting is a technique that gives the sanded material a certain roughness. This roughness increases the interface between the coating and the material and therefore increases adhesion. This roughness also generates attachment sites for coating particles projected onto the material. Sandblasting cannot be carried out effectively on carbon fiber composite materials with a thermosetting organic matrix. Indeed, these composite materials are not very plastic and the carbon fibers can easily be damaged during sandblasting.
  • a method for producing a multilayer material comprising a step a) of flame spraying a thermoplastic material onto a first layer of carbon fiber composite material with a thermosetting organic matrix to form a second layer. comprising the thermoplastic material on the first layer.
  • the adhesion between the first layer and the second layer is advantageously very high when the latter is a material flame sprayed thermoplastic. This adhesion is higher than the adhesion between a thermosetting organic matrix carbon fiber composite material and a zinc coating deposited by the electric arc spray technique.
  • the multilayer material produced by the process of the invention can therefore be used in numerous new applications, in particular in the aeronautical field.
  • the second layer it is not necessary to heat the thermoplastic material to temperatures likely to damage the composite material of the first layer.
  • the deposition of certain materials by the flame spraying technique to form the second layer may not alter the properties of the composite material. This is particularly true when the projection distance is large enough to minimize heat input by the flame and when the selected material has a sufficiently low melting point, for example 186°C.
  • the multilayer material produced by the process of the invention is also economical to produce. Indeed, the flame projection technique is classically implemented in the aeronautics field so that the process of the invention does not require investment in new production devices.
  • an aeronautical part is proposed at least in part manufactured from the multilayer material comprising a first layer of carbon fiber composite material with a thermosetting organic matrix and a second layer of thermoplastic material in contact with the first layer.
  • a method for producing a multilayer material 1 comprising a step a) of flame spraying a thermoplastic material onto a first layer 11 of carbon fiber composite material 111 with a thermosetting organic matrix 112 for form a second layer 12 comprising the thermoplastic material on the first layer 11.
  • the second layer 12 comprises a first surface in contact with a surface of the first layer 11 and a second surface opposite the first surface.
  • the first surface of the second layer 12 can partially or totally cover, in particular completely, the surface of the first layer 11 with which it is in contact.
  • thermoplastic material means a material having the property of softening when heated to a temperature higher than its glass transition temperature and which becomes hard again when cooled to a temperature lower than its glass transition temperature.
  • composite material made of carbon fibers with a thermosetting organic matrix designates a heterogeneous material comprising carbon fibers which serve as reinforcement and a thermosetting organic matrix which serves as a binder and gives its shape to the material. This material is also denoted “composite material” in the present application.
  • thermosetting organic matrix designates a matrix obtained from thermosetting polymers, i.e. polymers which become, after polymerization, infusible and insoluble.
  • thermoplastic material used in projection step a) of the process of the present invention may have a glass transition temperature lower than 200°C, in particular lower than 100°C, and possibly a melting temperature less than 250°C, in particular less than 200°C.
  • thermoplastic material having such a glass transition temperature, and possibly such a melting temperature, can be softened and deposited on the composite material without altering the mechanical properties of said composite material.
  • glass transition temperature designates the temperature below which the thermoplastic material is in the glassy state and above which the chains of the thermoplastic material are mobile.
  • thermoplastic material can, for example, be chosen from polyethylene, polypropylene, polyamide 1 1, polyetheretherketone (PEEK) and their mixtures, most particularly polyamide 11.
  • thermoplastic materials are commonly used in the aeronautical field. Those skilled in the art will therefore know how to implement them in the process of the present invention. In particular, those skilled in the art will know how to choose the projection conditions making it possible to limit the maximum thermal input on the composite substrate and projection systems (nozzles in particular) adapted to these heat-sensitive materials.
  • the production cost of the material obtained by the process of the present invention is relatively low because the cost of thermoplastic materials is low.
  • the second layer obtained by the process of the present invention is interesting in aeronautical applications because it has a very low density, of the order of 1.03 g/cm 3 .
  • thermoplastic material can be used in step a) of projection of the process of the present invention in powder form, in wire form, in particular in powder form.
  • thermoplastic material in the form of a powder having a particle size of between 10 pm and 500 pm, in particular between 50 pm and 250 pm, very particularly between 100 pm and 130 pm, is entirely suitable for application. implemented in step a) of projection of the method of the present invention.
  • the particle size of the powder is determined according to standard ISO 13320:2020.
  • thermosetting organic matrix 112 of the composite material can be obtained from epoxy polymer, polybismaleimide or cyanate ester, or from a thermoplastic resin based on polyaryletherketone, polyethylenimine (PEI), poly(sulfide phenylene) (PPS), polyimide (PI) or mixtures thereof.
  • PEI polyethylenimine
  • PPS poly(sulfide phenylene)
  • PI polyimide
  • the adhesion between the first layer 11 of composite material listed above and the second layer 12 comprising a thermoplastic material listed above is higher than the adhesion between the zinc coating deposited by the classic electric arc projection technique and a composite material.
  • Flame projection can be implemented, during projection step a), using an oxy-gas torch, that is to say a torch using two gases to generate the flame: oxygen and a combustible gas.
  • an oxyacetylene torch using oxygen and acetylene
  • an oxypropane torch using oxygen and propane
  • an oxyacetylene torch using oxygen and propane
  • the use of these torches makes it possible to limit the deterioration of the thermoplastic material used during the projection step a).
  • a nozzle specific to heat-sensitive materials comprises:
  • the torch is equipped with a nozzle specific to heat-sensitive materials.
  • a nozzle is, for example, the SSM40 nozzle of the CastoDyn DS8000 torch.
  • the method of the present invention may further comprise a step b) of forming by thermal spraying a third functionalized layer 13 on a portion of the surface, in particular over the entire surface, of the second layer 12 so as to that this portion of the surface, in particular the entire surface, is placed between the first layer 11 and the third functionalized layer 13.
  • the surface of the second layer 12 on which the third functionalized layer 13 is formed is the second surface opposite the first surface.
  • the adhesion between the third functionalized layer 13 and the first layer 11, via the second layer 12 is higher than the adhesion between the zinc coating deposited by the conventional electric arc spraying technique. and a composite material.
  • the multilayer material 1 produced by the process of the invention comprising the third functionalized layer 13 can be used in numerous new applications, in particular in the aeronautical field.
  • the third functionalized layer 13 comprises a material chosen from a metal, an oxide, a nitride, a carbide and their combinations.
  • the metal can be chosen from copper, stainless steel, titanium, zinc, aluminum and their mixtures, in particular zinc.
  • the metal can be in pure form or in alloy form.
  • Copper for example, makes it possible to improve the electrical conductivity of the multilayer material 1 produced by the process of the present invention.
  • this multilayer material 1 can be used to dissipate the electrical energy of a lightning strike striking an aircraft or as a heating element to ensure the de-icing of an aircraft.
  • Stainless steel greatly improves resistance to erosion and abrasion by air particles impacting, for example, the surface of an aircraft engine blade.
  • the third functionalized layer 13 comprising a metallic material can be a reinforcement made of metallic material, in particular a reinforcement of metallic material of a fan blade, more particularly a reinforcement of metallic material of the leading edge of a blade fan.
  • the reinforcement made of metallic material can easily and quickly adhere to the fan blade.
  • the adhesion between the metal material reinforcement and the fan blade, via the second layer 12, is very high.
  • Step b) of forming by thermal spraying can be carried out by flame spraying, supersonic flame spraying ("High Velocity Oxy-Fuel” according to English terminology) by blown arc plasma, by arc spraying electric, or by dynamic cold spraying ("Cold spray” according to English terminology), in particular by flame spraying, by electric arc spraying or by dynamic cold spraying, more particularly by dynamic cold spraying.
  • step b The implementation of these techniques for spraying a metal onto a coating of thermoplastic material is known to those skilled in the art. Thus, those skilled in the art know how to implement step b).
  • the method according to the invention may comprise, alternatively to step b), a step c) of bonding a reinforcement, in particular a reinforcement made of metallic material, on a portion of the surface of the second layer 12 so that this portion of the surface is arranged between the first layer 11 and the reinforcement.
  • the multilayer material 1, produced by the method of this embodiment can be a fan blade, in particular a fan blade comprising a leading edge on which the reinforcement is glued.
  • the reinforcement can be easily and quickly glued to the fan blade.
  • the adhesion between the reinforcement and the fan blade, via the second layer 12, is very high.
  • the first layer 11 of carbon fiber composite material 111 with a thermosetting organic matrix 112 can undergo a pretreatment step.
  • This step can, for example, be preheating to a temperature below the glass transition temperature of the thermoplastic material, in particular at a temperature below 100°C, more particularly between 50°C and 80°C.
  • a multilayer material 1 comprising a first layer 11 of carbon fiber composite material 111 with a thermosetting organic matrix 112 and a second layer 12 of thermoplastic material in contact with the first layer 11.
  • This multilayer material 1 can be obtained by the process of the present invention.
  • the second layer 12 of the multilayer material 1 comprises a first surface in contact with a surface of the first layer 11 and a second surface opposite the first surface.
  • the first surface of the second layer 12 can partially or totally cover, in particular completely, the surface of the first layer 11 with which it is in contact.
  • the multilayer material 1 of the invention can therefore be used in numerous new applications, in particular in the aeronautical field.
  • the thickness of the second layer 12 depends on the implementation of projection step a) of the method of the present invention. It can, for example, be between 50 pm and 3000 pm, in particular between 75 pm and 1500 pm, very particularly between 100 pm and 200 pm.
  • a thickness in these ranges ensures strong adhesion between the first layer 11 and the second layer 12.
  • the highest thicknesses in these ranges make it possible to increase the capacity for accommodating constraints by the multilayer material 1 which provides the very high deformability of the second layer 12 in thermoplastic material and/or to improve the shock absorption capacity of the multilayer material 1.
  • the composite material of the first layer 11 is as described above in connection with step a) of projection of the method of the present invention.
  • the thermoplastic material of the second layer 12 is as described above in connection with step a) of projection of the method of the present invention.
  • the multilayer material 1 may further comprise a plastic film, a paint or combinations thereof, between the first layer 11 and the second layer 12.
  • the plastic film may, for example, be a polyurethane film.
  • the paint can, for example, be an aeronautical paint.
  • the multilayer material 1 may further comprise a third functionalized layer 13 on a portion of the surface, in particular over an entire surface, of the second layer 12 so that this portion of the surface, in particular this entire surface, is placed between the first layer 11 and the third functionalized layer 13.
  • this surface of the second layer 12 is the second surface opposite the first surface.
  • This functionalized layer 13 makes it possible to adapt the multilayer material 1 according to its application.
  • the material of the functionalized layer 13 is as described above in connection with step b) of formation of the process of the present invention.
  • the multilayer material 1 can be used as an electrical energy dissipating element, a heating element to ensure defrosting, an element resistant to abrasion or erosion.
  • the aeronautical part can be at least partly manufactured from the multilayer material 1 comprising the third functionalized layer 13 which is a reinforcement made of metallic material, said aeronautical part being a fan blade.
  • the fan blade may be a fan blade comprising a leading edge on which the reinforcement is glued.

Landscapes

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Abstract

La présente invention porte sur un procédé de production d'un matériau composite (1) en fibres de carbone (111) a matrice organique thermodurcissable (112) revêtu d'un matériau thermoplastique (12).

Description

Description
Titre : Procédé de production d'un revêtement thermoplastique sur un matériau composite
Domaine technique
[0001] La présente divulgation relève du domaine de l'aéronautique, en particulier des matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable utilisés dans ce domaine.
Technique antérieure
[0002] Les matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable présentent des propriétés (résistance, légèreté, ...) telles qu'ils sont de plus en plus mis en œuvre dans le domaine de l'aéronautique, par exemple pour les aubes de soufflantes des moteurs ou les carters de nacelles.
[0003] Ces matériaux composites présentent néanmoins des faiblesses telles qu'une résistance faible à l'abrasion, une faible conduction électrique et une faible résistance à la chaleur. Pour combler ces faiblesses, il est connu de déposer un revêtement métallique à la surface de ces matériaux composites.
[0004] Ces matériaux composites sont particulièrement sensibles à la chaleur. En projection thermique, l’apport thermique au substrat est de 2 origines : la chaleur apportée par le fluide constitutif de la plume de projection (plasma, flamme, air comprimé chaud...) d’une part, et la chaleur apportée par les particules constitutives du dépôt (refroidissement à l’ambiante et chaleur latente de solidification le cas échéant). Il n'est donc pas possible de déposer n'importe quel revêtement métallique avec n'importe quelle technique de dépôt. Par exemple, la projection à la flamme, qui est de plus en plus mise en œuvre dans le domaine aéronautique pour le dépôt de revêtement sur des matériaux, n'est que peu utilisée pour déposer un revêtement métallique sur des matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable. En effet, cette technique est très difficile à mettre en œuvre sans endommager ces matériaux composites car elle peut apporter une chaleur excessive au matériau composite et altérer leurs propriétés. Actuellement, le revêtement associé à la technique de dépôt par projection thermique les plus mis en œuvre sont, respectivement, le zinc et la technique de projection à arc électrique ("Electric arc wire spraying" selon la terminologie anglaise). En effet, le zinc a un point de fusion relativement faible et la technique de projection à arc électrique apporte peu de chaleur aux substrats.
[0005] L'adhérence du revêtement sur le matériau composite doit être la plus élevée possible pour que le revêtement reste adhérent au substrat lorsque la pièce en matériau composite est sollicitée en service. Cela est d'autant plus vrai lorsque le matériau composite est mis en œuvre sur des parties d'un avion ou d’un moteur particulièrement exposées aux déformations, aux chocs ou à l’érosion par exemple. L'adhérence entre le revêtement en zinc déposé par la technique de projection à arc électrique et le matériau composite est de l'ordre de 9-10 MPa dans le meilleur des cas. Cette valeur d'adhérence, assez faible, limite l'utilisation des matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable revêtus de zinc à certaines applications aéronautiques peu sollicitées d’un point de vue mécanique, telles que des stators non directement en contact avec un flux de particules érosives. Pour augmenter le champ des applications aéronautiques de ces matériaux composites, il est donc nécessaire d'augmenter l'adhérence du revêtement sur ces matériaux composites.
[0006] Une technique couramment utilisée pour augmenter l'adhérence d'un revêtement sur un matériau est le sablage. Le sablage est une technique qui confère au matériau sablé une certaine rugosité. Cette rugosité augmente l'interface entre le revêtement et le matériau et donc augmente l'adhérence. Cette rugosité génère également des sites d'accrochage des particules du revêtement projetées sur le matériau. Le sablage ne peut être mis en œuvre efficacement sur les matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable. En effet, ces matériaux composites sont peu plastiques et les fibres de carbones peuvent facilement être endommagées durant le sablage.
[0007] Il existe donc un besoin d'une solution efficace pour augmenter l'adhérence d'un revêtement sur un matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable pour augmenter le champ d'application de ces matériaux dans le domaine aéronautique.
[0008] Il est ainsi du mérite des inventeurs d’avoir trouvé qu’il était possible de répondre à ce besoin à l’aide d’un nouveau revêtement.
Résumé
[0009] Il est proposé un procédé de production d'un matériau multicouche comprenant une étape a) de projection à la flamme d'un matériau thermoplastique sur une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable pour former une deuxième couche comprenant le matériau thermoplastique sur la première couche.
[0010] De façon inattendue, car il est connu que l'affinité chimique entre la matrice organique thermodurcissable et le matériau thermoplastique est relativement faible, l'adhérence entre la première couche et la deuxième couche est avantageusement très élevée lorsque ce dernier est un matériau thermoplastique projetée à la flamme. Cette adhérence est plus élevée que l'adhérence entre un matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et un revêtement en zinc déposé par la technique de projection à arc électrique.
Le matériau multicouche produit par le procédé de l'invention peut donc être utilisé dans de nombreuses et nouvelles applications, en particulier dans le domaine aéronautique.
[0011] De plus, pour former la deuxième couche, il n'est pas nécessaire de chauffer le matériau thermoplastique à des températures susceptibles d’endommager le matériau composite de la première couche. Ainsi, le dépôt de certains matériaux par la technique de projection à la flamme pour former la deuxième couche peut ne pas altérer les propriétés du matériau composite. Ceci est particulièrement vrai lorsque la distance de projection est suffisamment grande pour minimiser l’apport thermique par la flamme et lorsque le matériau sélectionné a un point de fusion suffisamment bas, par exemple 186°C
[0012] Le matériau multicouche produit par le procédé de l'invention est également économique à produire. En effet, la technique de projection à la flamme est classiquement mise en œuvre dans le domaine aéronautique de sorte que le procédé de l'invention ne nécessite pas d'investir dans de nouveaux appareils de production.
[0013] Selon un autre aspect, il est proposé un matériau multicouche comprenant une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et une deuxième couche en matériau thermoplastique en contact avec la première couche.
[0014] Selon un autre aspect, il est proposé l'utilisation d'un matériau multicouche comprenant une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et une deuxième couche en matériau thermoplastique en contact avec la première couche dans le domaine aéronautique.
[0015] Selon un autre aspect, il est proposé une pièce aéronautique au moins en partie fabriquée dans le matériau multicouche comprenant une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et une deuxième couche en matériau thermoplastique en contact avec la première couche.
Brève description des dessins
[0016] D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :
Fig. 1
[0017] [Fig. 1] montre une représentation schématique du matériau multicouche selon l'invention.
Fig. 2
[0018] [Fig. 2] montre une représentation schématique du procédé de production du matériau multicouche de l'invention.
Description des modes de réalisation
[0019] L'invention est décrite en lien avec la [Fig.1 ] et la [Fig.2].
[0020] Il est proposé un procédé de production d'un matériau multicouche 1 comprenant une étape a) de projection à la flamme d'un matériau thermoplastique sur une première couche 11 en matériau composite en fibres de carbone 111 à matrice organique thermodurcissable 112 pour former une deuxième couche 12 comprenant le matériau thermoplastique sur la première couche 11.
[0021] La deuxième couche 12 comprend une première surface en contact avec une surface de la première couche 11 et une deuxième surface opposée à la première surface. La première surface de la deuxième couche 12 peut recouvrir partiellement ou totalement, en particulier totalement, la surface de la première couche 11 avec laquelle elle est en contact.
[0022] Au sens de la présente invention, on entend par "matériau thermoplastique" un matériau ayant la propriété de se ramollir lorsqu'il est chauffé à une température supérieure à sa température de transition vitreuse et qui redevient dure lorsqu'il est refroidi à une température inférieure à sa température de transition vitreuse. [0023] Au sens de la présente invention, le terme "matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable" désigne un matériau hétérogène comprenant des fibres de carbone qui servent de renfort et une matrice organique thermodurcissable qui sert de liant et donne sa forme au matériau. Ce matériau est également noté "matériau composite" dans la présente demande.
[0024] Selon un mode de réalisation, la surface du matériau composite sur laquelle le matériau thermoplastique est projetée peut être recouverte, totalement ou partiellement, en particulier partiellement, d'un film plastique, d'une peinture ou leurs combinaisons. Le film plastique peut, par exemple, être un film de polyuréthane. La peinture peut, par exemple, être une peinture aéronautique. Selon ce mode de réalisation, au cours de l'étape a), le matériau thermoplastique peut être projeté sur ce film plastique ou cette peinture.
[0025] Au sens de la présente invention, le terme "matrice organique thermodurcissable" désigne une matrice obtenue à partir de polymères thermodurcissables, i.e. des polymères qui deviennent, après polymérisation, infusibles et insolubles.
[0026] Au sens de la présente invention, le terme "projection à la flamme" désigne un procédé de projection thermique consistant à introduire un matériau dans une flamme oxycombustible et à le véhiculer grâce à l’énergie cinétique transmise par les gaz de combustion jusqu'à un substrat sur lequel il est déposé.
[0027] Le matériau thermoplastique mis en œuvre dans l'étape a) de projection du procédé de la présente invention peut présenter une température de transition vitreuse inférieure à 200°C, en particulier inférieure à 100°C, et éventuellement une température de fusion inférieure à 250°C, en particulier inférieure à 200°C.
[0028] De façon avantageuse, un matériau thermoplastique présentant une telle température de transition vitreuse, et éventuellement une telle température de fusion, peut être ramolli et déposé sur le matériau composite sans altérer les propriétés mécaniques dudit matériau composite.
[0029] Au sens de la présente invention, le terme "température de transition vitreuse" désigne la température en dessous de laquelle le matériau thermoplastique est à l'état vitreux et au-dessus de laquelle les chaînes du matériau thermoplastique sont mobiles.
[0030] Le matériau thermoplastique peut, par exemple, être choisi parmi le polyéthylène, le polypropylène, le polyamide 1 1 , le polyétheréthercétone (PEEK) et leurs mélanges, tout particulièrement être le polyamide 11.
[0031] Au sens de la présente invention, le terme "polyamide 11" désigne les différentes nuances de polyamide 1 1 et leurs mélanges.
[0032] Ces matériaux thermoplastiques sont couramment utilisés dans le domaine aéronautique. L'homme du métier saura donc les mettre en œuvre dans le procédé de la présente invention. En particulier, l'homme du métier saura choisir les conditions de projection permettant de limiter au maximum l’apport thermique sur le substrat composite et les systèmes de projection (buses notamment) adaptées à ces matériaux thermosensibles.
[0033] De plus, le coût de production du matériau obtenu par le procédé de la présente invention est relativement faible car le coût des matériaux thermoplastiques est faible.
[0034] De plus, la deuxième couche obtenue par le procédé de la présente invention est intéressante en application aéronautique car elle présente une densité très faible, de l’ordre de 1 ,03 g/cm3.
[0035] Le matériau thermoplastique peut être mis en œuvre dans l'étape a) de projection du procédé de la présente invention sous forme de poudre, sous forme de fil, en particulier sous forme de poudre.
[0036] Un matériau thermoplastique, sous forme d'une poudre présentant une granulométrie comprise entre 10 pm et 500 pm, en particulier entre 50 pm et 250 pm, tout particulièrement entre 100 pm et 130 pm, est tout à fait adapté à une mise en œuvre dans l'étape a) de projection du procédé de la présente invention.
[0037] Selon l'invention, la granulométrie de la poudre est déterminée selon la norme ISO 13320:2020.
[0038] La matrice organique thermodurcissable 112 du matériau composite peut être obtenue à partir de polymère époxyde, de polybismaléimide ou de cyanate ester, ou à partir d'une résine thermoplastique à base de polyaryléthercétone, de polyethylenimine (PEI), de poly(sulfure de phénylène) (PPS), de polyimide (PI) ou leurs mélanges.
[0039] De façon avantageuse, l'adhérence entre la première couche 11 en matériau composite listé ci-dessus et la deuxième couche 12 comprenant un matériau thermoplastique listé ci-dessus est plus élevée que l'adhérence entre le revêtement en zinc déposé par la technique classique de projection à arc électrique et un matériau composite.
[0040] La projection à la flamme peut être mise en œuvre, lors de l'étape a) de projection, à l'aide d'un chalumeau oxy-gaz, c’est-à-dire un chalumeau employant deux gaz pour générer la flamme : l’oxygène et un gaz combustible. En particulier un chalumeau oxyacétylène (utilisant l’oxygène et l’acétylène) ou un chalumeau oxypropane (utilisant l’oxygène et le propane), tout particulièrement un chalumeau oxyacétylène.
[0041] De façon avantageuse, l'utilisation de ces chalumeaux permet de limiter la détérioration du matériau thermoplastique mis en œuvre lors de l'étape a) de projection.
[0042] Ceci est d'autant plus vrai si le chalumeau est équipé d'une buse spécifique aux matériaux thermosensibles tels que les matériaux thermoplastiques. En effet, une telle buse, connue de l'homme du métier, limite le contact direct entre le matériau thermoplastique et la flamme qui peut chauffer jusqu'à 3000°C.
[0043] Une buse spécifique aux matériaux thermosensibles comprend :
- un canal axial permettant la projection du matériau thermosensible à l'aide d'un gaz vecteur qui peut être l'azote ou l'argon,
- des premiers canaux annulaires disposés autour et équidistants du canal axial permettant une projection annulaire d'un gaz de gainage, qui peut être l'azote ou l'argon, autour du matériau thermosensible projeté par le canal axial, et
- des seconds canaux annulaires disposés autour et équidistants du canal axial permettant une projection annulaire des gaz générant la flamme, la distance entre les second canaux annulaires et le canal axial étant supérieure à la distance entre les premiers canaux annulaires et le canal axial.
[0044] Ainsi, selon un mode de réalisation spécifique, le chalumeau est équipé d'une buse spécifique aux matériaux thermosensibles. Une telle buse est, par exemple, la buse SSM40 du chalumeau CastoDyn DS8000.
[0045] Typiquement, le débit d'oxygène dans le chalumeau peut être compris entre 15 1/min et 25 l/min, tout particulièrement entre 19 l/min et 20 l/min.
[0046] Typiquement, le débit de l'autre gaz, en particulier l'acétylène ou le propane, plus particulièrement l'acétylène, dans le chalumeau peut être compris entre 7 l/min et 11 l/min, tout particulièrement entre 9 l/min et 10 l/min.
[0047] La distance de projection, i.e. la distance entre l’extrémité de sortie de matériau thermoplastique du chalumeau et la première couche 11 , peut être comprise entre 200 mm et 400 mm, en particulier entre 280 mm et 320 mm.
[0048] De façon avantageuse, une telle distance permet de contrôler la température du matériau thermoplastique de sorte qu'il n'endommage pas le matériau composite de la première couche 11 tout en maintenant le matériau thermoplastique ramolli pour qu'il adhère à la première couche 11. Cette distance permet également, moyennant l’utilisation des refroidissements additionnel ad hoc de limiter l’apport thermique par la flamme sur le substrat de façon à ne pas l’altérer.
[0049] Typiquement, le débit du matériau thermoplastique dans le chalumeau peut être compris entre 10 g/min et 50 g/min, tout particulièrement entre 15 g/min et 25 g/mn.
[0050] La [Fig.2] illustre un mode de réalisation du procédé selon l'invention. Dans ce mode de réalisation, l'étape a) est réalisée à l'aide d'un chalumeau C générant une flamme F orientée vers le matériau multicouche 1 et comprenant des moyens M permettant son mouvement relatif par rapport au matériau multicouche 1. Au cours de l'étape a), le matériau thermoplastique, sous forme de poudre P, est projeté par le chalumeau C dans la flamme F vers le matériau multicouche 1 afin de former la deuxième couche 12 sur la première couche 11.
[0051] Le procédé de la présente invention peut en outre comprendre une étape b) de formation par projection thermique d'une troisième couche fonctionnalisée 13 sur une portion de la surface, en particulier sur toute la surface, de la deuxième couche 12 de sorte que cette portion de la surface, en particulier toute la surface, est disposée entre la première couche 11 et la troisième couche fonctionnalisée 13.
[0052] Selon un mode de réalisation, la surface de la deuxième couche 12 sur laquelle la troisième couche fonctionnalisée 13 est formée est la deuxième surface opposée à la première surface. [0053] De façon avantageuse, l'adhérence entre la troisième couche fonctionnalisée 13 et la première couche 11 , via la deuxième couche 12, est plus élevée que l'adhérence entre le revêtement en zinc déposé par la technique classique de projection à arc électrique et un matériau composite.
[0054] Ainsi, le matériau multicouche 1 produit par le procédé de l'invention comprenant la troisième couche fonctionnalisée 13 peut être utilisé dans de nombreuses et nouvelles applications, en particulier dans le domaine aéronautique.
[0055] Ceci est d'autant plus vrai que la troisième couche fonctionnalisée 13 permet d'adapter le matériau multicouche 1 produit par le procédé de la présente invention en fonction de son application envisagée, en particulier dans le domaine aéronautique.
[0056] Ainsi la troisième couche fonctionnalisée 13 comprend un matériau choisi parmi un métal, un oxyde, un nitrure, un carbure et leurs combinaisons.
[0057] Par exemple, le métal peut être choisi parmi le cuivre, l’acier inox, le titane, le zinc, l’aluminium et leurs mélanges, en particulier le zinc. Le métal peut être sous forme pure ou sous forme d'alliage.
[0058] Le cuivre, par exemple, permet d'améliorer la conductivité électrique du matériau multicouche 1 produit par le procédé de la présente invention. Ainsi ce matériau multicouche 1 peut être utilisé pour dissiper l'énergie électrique d'un éclair frappant un avion ou comme élément chauffant pour assurer le dégivrage d'un avion.
[0059] L’acier inox permet d’améliorer grandement la résistance à l’érosion et à l’abrasion par les particules de l’air venant impacter, par exemple, la surface d'une pale de réacteur d’avion.
[0060] La troisième couche fonctionnalisée 13 comprenant un matériau métallique peut être un renfort en matériau métallique, en particulier un renfort en matériau métallique d’une aube de fan, plus particulièrement un renfort en matériau métallique du bord d’attaque d’une aube de fan.
[0061] Grâce au procédé de ce mode de réalisation, le renfort en matériau métallique peut facilement et rapidement adhéré sur l’aube de fan. De plus, l'adhérence entre le renfort en matériau métallique et l’aube de fan, via la deuxième couche 12, est très élevée.
[0062] L'étape b) de formation par projection thermique peut être réalisée par projection à la flamme, projection par flamme supersonique ("High Velocity Oxy-Fuel" selon la terminologie anglaise) par plasma d'arc soufflé, par projection à arc électrique, ou par projection dynamique à froid ("Cold spray" selon la terminologie anglaise), en particulier par projection à la flamme, par projection à arc électrique ou par projection dynamique à froid, plus particulièrement par projection dynamique à froid.
[0063] La mise en œuvre de ces techniques de projection d'un métal sur un revêtement en matériau thermoplastique est connue de l'homme du métier. Ainsi, l'homme du métier sait mettre en œuvre l'étape b).
[0064] Selon un mode de réalisation, le procédé selon l’invention peut comprendre, alternativement à l’étape b), une étape c) de collage d’un renfort, en particulier un renfort en matériau métallique, sur une portion de la surface de la deuxième couche 12 de sorte que cette portion de la surface est disposée entre la première couche 11 et le renfort. [0065] Le matériau multicouche 1, produit par le procédé de ce mode de réalisation, peut être une aube de fan, en particulier une aube de fan comprenant un bord d’attaque sur lequel est collé le renfort.
[0066] Grâce au procédé de ce mode de réalisation, le renfort peut être facilement et rapidement collé sur l’aube de fan. De plus, l'adhérence entre le renfort et l’aube de fan, via la deuxième couche 12, est très élevée.
[0067] Avant l'étape a) de projection du procédé de la présente invention, la première couche 11 en matériau composite en fibres de carbone 111 à matrice organique thermodurcissable 112 peut subir une étape de prétraitement. Cette étape peut, par exemple, être un préchauffage à une température inférieure à la température de transition vitreuse du matériau thermoplastique, en particulier à une température inférieure à 100°C, plus particulièrement entre 50°C et 80°C.
[0068] Selon un autre aspect, il est proposé un matériau multicouche 1 comprenant une première couche 11 en matériau composite en fibres de carbone 111 à matrice organique thermodurcissable 112 et une deuxième couche 12 en matériau thermoplastique en contact avec la première couche 11.
[0069] Ce matériau multicouche 1 est susceptible d'être obtenu par le procédé de la présente invention.
[0070] La deuxième couche 12 du matériau multicouche 1 comprend une première surface en contact avec une surface de la première couche 11 et une deuxième surface opposée à la première surface.
La première surface de la deuxième couche 12 peut recouvrir partiellement ou totalement, en particulier totalement, la surface de la première couche 11 avec laquelle elle est en contact.
[0071] Le matériau multicouche 1 de l'invention peut donc être utilisé dans de nombreuses et nouvelles applications, en particulier dans le domaine aéronautique.
[0072] L'épaisseur de la deuxième couche 12 dépend de la mise en œuvre de l'étape a) de projection du procédé de la présente invention. Elle peut, par exemple, être comprise entre 50 pm et 3000 pm, en particulier entre 75 pm et 1500 pm, tout particulièrement entre 100 pm et 200 pm.
[0073] De façon avantageuse, une épaisseur dans ces gammes assure la forte adhérence entre la première couche 11 et la deuxième couche 12. De plus, les épaisseurs les plus élevées de ces gammes permettent d'augmenter la capacité d'accommodation des contraintes par le matériau multicouche 1 que procure la très forte déformabilité de la deuxième couche 12 en matériau thermoplastique et/ou d'améliorer la capacité d'absorption des chocs du matériau multicouche 1.
[0074] Le matériau composite de la première couche 11 est tel que décrit ci-dessus en lien avec l'étape a) de projection du procédé de la présente invention.
[0075] Le matériau thermoplastique de la deuxième couche 12 est tel que décrit ci-dessus en lien avec l'étape a) de projection du procédé de la présente invention. [0076] Le matériau multicouche 1 peut comprendre en outre, un film plastique, une peinture ou leurs combinaisons, entre la première couche 11 et la deuxième couche 12. Le film plastique peut, par exemple, être un film de polyuréthane. La peinture peut, par exemple, être une peinture aéronautique.
[0077] Le matériau multicouche 1 peut comprendre en outre une troisième couche fonctionnalisée 13 sur une portion de la surface, en particulier sur toute une surface, de la deuxième couche 12 de sorte que cette portion de la surface, en particulier toute cette surface, est disposée entre la première couche 11 et la troisième couche fonctionnalisée 13.
[0078] Selon un mode de réalisation, cette surface de la deuxième couche 12 est la deuxième surface opposée à la première surface.
[0079] Cette couche fonctionnalisée 13 permet d'adapter le matériau multicouche 1 en fonction de son application.
[0080] Le matériau de la couche fonctionnalisée 13 est tel que décrit ci-dessus en lien avec l'étape b) de formation du procédé de la présente invention.
[0081] Il est également proposé l'utilisation du matériau multicouche 1 tel que défini ci-dessus dans le domaine aéronautique.
[0082] Par exemple, le matériau multicouche 1 peut être utilisé en tant qu'élément dissipateur d'énergie électrique, élément chauffant pour assurer le dégivrage, élément résistant à l’abrasion ou à l’érosion.
[0083] Il est en outre proposé une pièce aéronautique au moins en partie fabriquée dans le matériau multicouche 1 tel que défini ci-dessus.
[0084] Par exemple, la pièce aéronautique peut être au moins en partie fabriquée dans le matériau multicouche 1 comprenant la troisième couche fonctionnalisée 13 qui est un renfort en matériau métallique, ladite pièce aéronautique étant une aube de fan.
[0085] En particulier l’aube de fan peut être une aube de fan comprenant un bord d’attaque sur lequel est collé le renfort.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de production d'un matériau multicouche (1 ) comprenant : une étape a) de projection à la flamme d'un matériau thermoplastique sur une première couche (11 ) en matériau composite en fibres de carbone (111 ) à matrice organique thermodurcissable (112) pour former une deuxième couche (12) comprenant le matériau thermoplastique sur la première couche (11 ).
[Revendication 2] Procédé selon la revendication 1 , dans lequel le matériau thermoplastique présente une température de transition vitreuse inférieure à 200°C et éventuellement une température de fusion inférieure à 250°C.
[Revendication 3] Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel le matériau thermoplastique est choisi parmi le polyéthylène, le polypropylène, le polyamide 11 , le polyétheréthercétone et leurs mélanges.
[Revendication 4] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 comprenant en outre une étape b) de formation par projection thermique d'une troisième couche fonctionnalisée (13) sur une portion de la surface de la deuxième couche (12) de sorte que cette portion de la surface est disposée entre la première couche (11 ) et la troisième couche fonctionnalisée (13).
[Revendication 5] Procédé selon la revendication 4 dans laquelle la troisième couche fonctionnalisée (13) est un renfort en matériau métallique.
[Revendication 6] Procédé selon la revendication 5, dans lequel le matériau multicouche (1) est une aube de fan sur laquelle adhère le renfort en matériau métallique.
[Revendication 7] Matériau multicouche (1 ) comprenant une première couche (11 ) en matériau composite en fibres de carbone (11 1 ) à matrice organique thermodurcissable (112) et une deuxième couche (12) en matériau thermoplastique en contact avec la première couche (11 ).
[Revendication 8] Matériau selon la revendication 7 dans lequel le matériau thermoplastique de la deuxième couche (12) présente une température de transition vitreuse inférieure à 200°C et éventuellement une température de fusion inférieure à 250°C.
[Revendication 9] Matériau selon la revendication 7 ou la revendication 8 dans lequel le matériau thermoplastique de la deuxième couche (12) est choisi parmi le polyéthylène, le polypropylène, le polyamide 11 , le polyétheréthercétone et leurs mélanges.
[Revendication 10] Matériau selon l'une quelconque des revendications 7 à 9 comprenant en outre une troisième couche fonctionnalisée (13) sur une portion de la surface de la deuxième couche (12) de sorte que cette portion de la surface est disposée entre la première couche (11 ) et la troisième couche fonctionnalisée (13).
[Revendication 11] Matériau selon la revendication 10 dans lequel la troisième couche fonctionnalisée (13) comprend un matériau choisi parmi un métal, un oxyde, un nitrure, un carbure et leurs combinaisons.
[Revendication 12] Matériau selon la revendication 10 ou la revendication 11 dans lequel la troisième couche fonctionnalisée (13) est un renfort en matériau métallique.
[Revendication 13] Utilisation d'un matériau multicouche (1) tel que défini dans l'une quelconque des revendications 7 à 12 dans le domaine aéronautique.
[Revendication 14] Pièce aéronautique au moins en partie fabriquée dans le matériau selon l’une des revendications 7 à 12.
[Revendication 15] Pièce aéronautique selon la revendication 14 et au moins en partie fabriquée dans le matériau selon la revendication 12, la pièce aéronautique étant une aube de fan, en particulier une aube de fan comprenant un bord d’attaque sur lequel le renfort en matériau métallique adhère.
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