FR2533501A1 - Composites carbone-carbone resistant a l'oxydation - Google Patents
Composites carbone-carbone resistant a l'oxydation Download PDFInfo
- Publication number
- FR2533501A1 FR2533501A1 FR8315411A FR8315411A FR2533501A1 FR 2533501 A1 FR2533501 A1 FR 2533501A1 FR 8315411 A FR8315411 A FR 8315411A FR 8315411 A FR8315411 A FR 8315411A FR 2533501 A1 FR2533501 A1 FR 2533501A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- composite
- carbon
- boron
- silicon
- matrix
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
- B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
- B32B5/30—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being formed of particles, e.g. chips, granules, powder
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C03—GLASS; MINERAL OR SLAG WOOL
- C03C—CHEMICAL COMPOSITION OF GLASSES, GLAZES OR VITREOUS ENAMELS; SURFACE TREATMENT OF GLASS; SURFACE TREATMENT OF FIBRES OR FILAMENTS MADE FROM GLASS, MINERALS OR SLAGS; JOINING GLASS TO GLASS OR OTHER MATERIALS
- C03C14/00—Glass compositions containing a non-glass component, e.g. compositions containing fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like, dispersed in a glass matrix
- C03C14/002—Glass compositions containing a non-glass component, e.g. compositions containing fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like, dispersed in a glass matrix the non-glass component being in the form of fibres, filaments, yarns, felts or woven material
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
- B32B5/16—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by features of a layer formed of particles, e.g. chips, powder or granules
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
- C04B35/71—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
- C04B35/78—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
- C04B35/80—Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
- C04B35/83—Carbon fibres in a carbon matrix
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
- C04B41/009—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone characterised by the material treated
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
- C04B41/45—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements
- C04B41/50—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements with inorganic materials
- C04B41/5022—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements with inorganic materials with vitreous materials
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
- C04B41/80—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone of only ceramics
- C04B41/81—Coating or impregnation
- C04B41/85—Coating or impregnation with inorganic materials
- C04B41/86—Glazes; Cold glazes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
- B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
- B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
- B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
- B32B2260/046—Synthetic resin
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
- B32B2262/10—Inorganic fibres
- B32B2262/106—Carbon fibres, e.g. graphite fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2264/00—Composition or properties of particles which form a particulate layer or are present as additives
- B32B2264/10—Inorganic particles
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C03—GLASS; MINERAL OR SLAG WOOL
- C03C—CHEMICAL COMPOSITION OF GLASSES, GLAZES OR VITREOUS ENAMELS; SURFACE TREATMENT OF GLASS; SURFACE TREATMENT OF FIBRES OR FILAMENTS MADE FROM GLASS, MINERALS OR SLAGS; JOINING GLASS TO GLASS OR OTHER MATERIALS
- C03C2214/00—Nature of the non-vitreous component
- C03C2214/02—Fibres; Filaments; Yarns; Felts; Woven material
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Inorganic Chemistry (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geochemistry & Mineralogy (AREA)
- General Chemical & Material Sciences (AREA)
- Dispersion Chemistry (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Wood Science & Technology (AREA)
- Ceramic Products (AREA)
Abstract
COMPOSITE CARBONE-CARBONE 31 RESISTANT A L'OXYDATION, QUI COMPREND UNE PLURALITE DE FIBRES DE GRAPHITE 13 DANS UNE MATRICE 14 CARBONISEE (GRAPHITISEE). UNE PREMIERE MATIERE COMPRENANT DU BORE 16 ET UNE DEUXIEME MATIERE COMPRENANT DU SILICIUM 18 SONT APPLIQUEES A CET ENSEMBLE. LE CHAUFFAGE DU COMPOSITE, AU COURS DE SON UTILISATION, A UNE TEMPERATURE A LAQUELLE LE COMPOSITE SE FISSURE, PERMET AU BORE ET AU SILICIUM DE SE COMBINER POUR FORMER UN FLUIDE D'ETANCHEITE DE BOROSILICATE, D'UNE VISCOSITE ASSEZ FAIBLE POUR OBTURER LES FISSURES DANS LE COMPOSITE.
Description
La présente invention se rapporte à un compo-
site carbone-carbone résistant à l'oxydation et à un pro-
cédé pour la fabrication d'un tel composite, permettant d'obtenir un composite carbone-carbone à base de fibres qui est auto-cicatrisant L'expression "composites car-
bone -carbone ", utilisée dans la présente description,
désigne des composites à base de fibres qui comprennent
des fibres en carbone ou graphite imprégnée avec une ré-
sine à base de carbone, par exemple une résine phénolique.
Le composite est obtenu par un processus de chauffage pen-
dant lequel les matières volatiles internes sont chassées de la résine qui est carbonisée et graphitisée Il reste
alors un composite carbone-carbone, c'est-à-dire des fi-
bres de carbone dans une matrice de carbone.
Dans la technique actuelle de fabrication et d'utilisation des composites carbone-carbone, on rencontre des difficultés pour maintenir une longue durée de vie du composite D'une manière générale, dans un milieu oxydant
à haute température qu'on trouve dans diverses applica-
tions thermiques, le carbone réagit avec l'oxygène pour former CO et CO 2 Le composite se brise structurellement et, par suite, son emploi dans diverses applications o il est exposé à la chaleur, par exemple dans des moteurs à
turbine, est limitée et non fiable.
Pour tenter de remédier à cette situation, des
composés à base de silicium,par exemple du carbure de sili-
cium, ont été infiltrés dans la structure poreuse des fi-
bres des composites carbone-carbone -Lorsqu'il est chauffé
au-dessus d'une certaine valeur, le carbure de silicium ré-
agit avec l'oxygène pour former un verre d'oxyde de sili-
cium qui est stable dans le milieu oxydant Toutefois, on rencontre encore des difficultés en ce que le carbure de
silicium se fissure pendant le passage cyclique à des ré-
gimes de faible température, par exemple 6500 C environ.
Ces fissures proviennent de ce que le carbure de silicium et le composite carbone-carbone ont des coefficients de dilatation différents Aux températures supérieures à 1 370 'C, l'oxyde de silicium est sous forme liquide, avec une viscosité suffisamment réduite en général pour qu'il pénètre dans les fissures et les obture Toutefois, à des températures inférieures, par exemple au-dessous de 1 370 'C, qu'on rencontre dans le cycle normal d'une
turbine, la viscosité de l'oxyde de silicium est trop éle-
vée pour obturer efficacement les fissures L'oxygène pé-
nètre dans les fissures et le composite peut de ce fait être oxydé et perdre environ 10 % ou plus de son poids, par heure.
La présente invention a donc pour objet un com-
posite carbone-carbone amélioré qui possède une plus gran-
de protection contre l'oxydation, ce qui retarde par con-
séquent la perte de poids et la détérioration indésirables
du composite et prolonge la durée de vie du composite.
L'invention a également pour objet un composite
carbone-carbone qui possède un mécanisme efficace d'auto-
cicatrisation pour recouvrir d'une protection étanche les fissures du composite, dans une large plage aussi bien
aux hautes températures de chauffage qu'aux faibles tempé-
ratures.
L'invention vise également un composite carbone-
carbone qui peut être utilisé pendant des périodes plus
longues, dans un grand nombre d'applications en milieu oxy-
dant. L'invention a encore pour objet un composite carbone-carbone et un procédé pour la fabrication de ce
composite, avec une moindre dégradation des fibres.
L'invention vise aussi un procédé de fabrication
du composite carbone-carbone ci-dessus.
La présente invention découle de l'idée qu'un mécanisme d'obturation amélioré peut être prévu pour les composites carbone-carbone, par utilisation de matières qui comprennent du bore en addition à une matière contenant du silicium Dans des conditions appropriées de chauffage, ces matières peuvent engendrer un verre de borosilicate qui agit pour remplir et obturer les fissures dans des composites carbone-carbone à base de fibres,à des tempé- ratures relativement faibles,par exemple au-dessous de
1 3700 C, qui ne permettaient pas jusqu'à présent de réa-
liser l'obturation.
L'invention procure un composite carbone-carbo-
ne résistant à l'oxydation, qui comprend une pluralité de
fibres en graphite dans une matrice carbonisée ou graphi-
tisée Une première matière comprenant du bore et une deu-
xième matière comprenant du silicium sont appliquées au
composite En cours d'utilisation, le chauffage du compo-
site, à une température à laquelle le composite se fissure, permet au bore et au silicium de se combiner pour former un verre de borosilicate, de viscosité suffisamment faible
pour obturer les fissures dans le composite.
Dans un mode préféré de réalisation, la première
matière peut être sous forme de particules et peut compren-
dre du bore à l'état de métal ou du carbure de bore Elle peut être appliquée entre les couches de fibres, avant ou
après que ces couches aient été imprégnées de résine.
La deuxième matière peut comprendre du carbure
de silicium et elle est de préférence appliquée sur la sur-
face extérieure du composite.
Un procédé de fabrication d'un composé résis-
tant à l'oxydation carbone-carbone à matrice de carbone renforcée par un réseau de fibres, conforme à la présente invention, comprend l'imprégnation d'un réseau de fibres de carbone avec une matrice carbonée, pour constituer une
préforme On désigne par "préforme" le composite carbone-
carbone avant les cycles de liaison et de chauffage Une
première matière comprenant du bore est appliquée au ré-
seau de fibres La préforme est chauffée à 650 'C environ,
pour carboniser la matrice de résine, et elle est chauf-
fée entre 2 000 C et 2 300 'C pour graphitiser la matrice, vaporiser la première matière et disperser cette matière
vaporisée à travers tout le composite Une deuxième ma-
tière comprenant du silicium est appliquée au composite. Par ce procédé, on obtient le composite à obturation de
fissures, décrit plus haut.
Dans un mode préféré de réalisation, le réseau
de fibres peut être disposé en couches, la première matiè-
re étant appliquée entre les couches La préforme peut être liée par compression et à une température comprise entre 650 C et 1750 C La première matière peut comprendre du bore ou du carbure de bore et peut être projetée sous
forme de particules sur le réseau de fibres, avant ou a-
près que ces fibres aient été imprégnées de résine.
La deuxième matière peut comprendre du carbure
de silicium qui, dans un mode de réalisation à couches su-
perposées, peut être appliqué sur la surface extérieure
du composite.
D'autres objets et avantages de l'invention ap-
paraitront aux hommes de l'art à la lecture de la descrip-
tion de ses formes de réalisation, non limitatives, re-
présentées sur les dessins annexés dans lesquels: Fig 1 est une vue en perspective et en coupe
du composite carbone-carbone résistant à l'oxydation, sui-
vant l'invention, avant la carbonisation;
Fig 2 est une vue schématique en coupe du com-
posite de la figure 1, après la carbonisation;
Fig 3 est une vue schématique en coupedu com-
posite de la figure 1,-après graphitisation et revêtement avec une couche de carbure de silicium;
Fig 4 est une vue schématique en coupe ducom-
posite carbone-carbone suivant l'invention, après formation d'une fissure au cours de son utilisation; Fig 5 est une coupe schématique du composite
carbone-carbone, illustrant le mécanisme d'auto-cicatrisa-
tion pou 4 l'obturation de fissures à température relative-
ment basse, par exemple 13700 C et au-dessous, conformément à l'invention; et Fig 6 est une coupe schématique du composite
carbone-carbone, illustrant le mécanisme d'auto-cicatrisa-
tion, pour l'obturation de fissures à température relative-
ment élevée, par exemple au-dessus de 13700.
La figure 1 représente une préforme 10 carbone-
carbone, conforme à la présente invention Dans un mode préféré de réalisation, une pluralité d'épaisseurs 12 de
fibres en carbone ou graphite sont disposées en couches.
Chaque couche peut comprendre des fibres 13 ou, en va-
riante, diverses fibres placées perpendiculairement (par exemple des tissus), imprégnées par une matrice de résine
14 D'une manière générale, chaque épaisseur 12 est pré-
imprégnée, c'est-à-dire imprégnée de résine avant la mise en place en couches Il faut noter qu'un réseau de fibres
non disposées en couches peut également être utilisé, con-
formément à l'invention -
Une couche de particules 16 de carbure de bore est répartie, par exemple au moyen d'un tamis calibré, sur
le dessus de chaque pli imprégné 12 D En variante, les par-
ticules peuvent être appliquées avant-l'imprégnation de résine Les particules peuvent elles-mêmes être imprégnées de résine 14 Il faut noter que l'épaisseur de la couche 16, ainsi que les particules individuelles de carbure de
bore, sont fortement exagérées, pour la clarté du dessin.
En plus des épaisseurs ou plis de fibres 12 et de la matri-
ce 14 de résine d'imprégnation, l'intérieur de la préforme composite 10 peut contenir 5 à 15 % de carbure de bore, en
volume La préforme 10 est obtenue, de façon caractéristi-
que, d'abord par imprégnation de chaque pli 12 avec la résine, puis application des particules de carbure de bore
et, finalement, pose des plis 12 les uns au-dessus des au-
tres Il faut noter qu'on peut utiliser un nombre quel-
conque de plis, pour obtenir l'épaisseur désirée Une cou-
che de carbure de bore est de préférence interposée entre chaque paire de plis D'autre part, le bore à l'état de métal peut remplacer le-carbure de bore et être trans-
formé en carbure de bore pendant le traitement.
Les plis 12 sont liés par compression et chauf-
fés, par exemple par des moyens de chauffage usuels, non représentés, à une température comprise entre 650 C et 175 WC qui provoque la prisé de la préforme composite 10 La carbonisation est effectuée par chauffage de la préforme composite 10 à 6500 C (figure 2) La préforme est ensuite
graphitisée à des températures atteignant 23000 C, de ma-
nière à obtenir un composite 31 'carbone-carbone (figure 3).
Il faut noter que des cycles supplémentaires d'imprégna-
tion de résine, carbonisation et graphitisation peuvent être effectués pour obtenir une densification désirée A la température de graphitisation, le carbure de bore est vaporisé et réparti sensiblement uniformément à travers tout le composite 31 Une couche de carbure de silicium 18 est ensuite appliquée sur les surfaces extérieures 20 du composite 31 Ce revêtement est généralement effectué
par dépôt de vapeur chimique.
Le composite 31 est ensuite utilisé dans des applications de chauffage dans lesquelles il se trouve en
milieu oxydant Un exemple caractéristique d'une telle uti-
lisation est représenté par le fonctionnement d'un moteur
à turbine Commeon le voit sur la figure 4, lorsque le com-
posite 31 est chauffé à une température de l'ordre de 650 C, des fissures 32 peuvent se produire dans le revêtement
18 de carbure de silicium, en raison des discordances en-
tre les coefficients de dilatation de la couche 18 de car-
bure de silicium et des épaisseurs de fibres 12 imprégnées par la matrice de résine 14 L'oxygène 02 pénètre dans la fissure 32 et oxyde une petite partie du carbure de bore
16, pour former de l'oxyde de bore qui migre à la surfa-
ce 20, comme un fluide à des températures inférieures à 650 'C ou comme une combinaison de liquide et de vapeur à des températures supérieures à 650 'C A la surface 20, l'oxyde de bore migrant, indiqué par des flèches 34, pé-
nètre dans la fissure 32 Lorsque ce processus se pour-
suit, une partie du carbure de silicium dans la couche 18
s'oxyde également et de l'oxygène 02 pénètre dans la cou-
che 18, pour former un verre d'oxyde de silicium, comme indiqué par des flèches 35 Comme représenté sur la figure , le carbure de bore qui pénètre dans la fissure 32 et l'oxyde de silicium se combinent pour engendrer un verre 36 de borosilicate (zone à hachures croisées) qui a une viscosité suffisamment faible pour qu'il puisse s'écouler dans la fissure 32 et l'obturer, ce qui empêche d'autre
oxygène de pénétrer à l'intérieur du composite 31 L'oxy-
dation de la structure carbone-carbone est par conséquent inhibée Une détérioration prématurée par perte de poids
est évitée et la durée de vie du composite est augmentée.
Par exemple, par utilisation de la composition de carbure de bore décrite ci-dessus, les pertes de poids-dans le composite peuvent être réduites de plus de 10 % par heure,
comme c'est présentement le cas générale à 1 % par heure.
Aux températures inférieures à 13700 C environ, la viscosité du verre d'oxyde de silicium est généralement trop forte pour permettre au verre de s'écouler dans la
fissure 32 et de l'obturer, en particulier lorsque la fis-
sure est relativement grande Par conséquent, pour de
telles températures, le verre de borosilicate, décrit ci-
dessus, agit souvent seul pour obturer les fissures Toute-
fois, comme représenté sur la figure 6, aux températures
supérieures à 13700 C environ, l'oxyde de silicium 35-de-
vient généralement assez fluide pour s'écouler suffisam-
ment de manière à remplir les fissures 32 et à former une étanchéité 40 Il faut noter que les particules de carbure
de bore 16 restent dispersées dans tout le composite 31.
Si l'oxyde de silicium ne réussit pas, à des températures supérieures à 13700 C, à remplir une partie ou la totalité des fissures 32, par exemple lorsque les fissures sont exceptionnellement grandes, ou que le carbure de silicium n'est pas présent en quantité suffisante pour remplir lui- même les fissures 32 et reste visqueux, le carbure de
bore peut encore être oxydé et combiné à l'oxyde de sili-
cium, comme décrit plus haut, pour servir d'appoint au ver-
re d'oxyde de silicium et fournir un verre de borosilicate pour obturer les fissures et procurer la résistance à 1 ' oxydation.
Par conséquent, la présente invention est par-
ticulièrement utile comme procédé d'obtention d'une auto-
obturation et d'une protection contre l'oxydation pour les composites carbone-carbone, lorsqu'ils sont utilisés dans des applications à température relativement faible, par
exemple dans un cycle de moteur à turbine o les tempéra-
tures rencontrées sont inférieures à 1370 'C Au-dessus de ce niveau de température, le composite suivant l'invention peut compter sur la protection d'obturation par le verre d'oxyde de silicium ou le verre boresilicate décrits plus haut Les applications particulières pour ce composite comprennent les moteurs à turbine, les tuyères de fusée et
des dispositifs de freinage.
Il est entendu que des modifications de détail peuvent être apportées dans la forme et la mise en oeuvre
du dispositif et du procédé suivant l'invention, sans sor-
tir du cadre de celle-ci.
Claims (14)
1 Composite carbone-carbone résistant à l'oxydation, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) une pluralité de fibres de graphite ( 13) et une matrice ( 14) carbonisée ou graphitisée, (b) une première matière comprenant du bore, et
(c) une deuxième matière comprenant du silicium, ap-
pliquée à l'ensemble (a) et (b), de sorte que le chauffage de ce composite au cours de son utilisation, à une température à laquelle le composite se fissure, permet au bore et au silicium de se combiner
pour former un verre de borosilicate d'une viscosité as-
sez faible pour obturer les fissures dans le composite.
2 Composite suivant la revendication 1, caractérisé en ce que la première matière est disposée dans toute la
matrice graphitisée.
3 Composite suivant la revendication 1 ou 2, ca-
ractérisé en ce que les fibres sont disposées en couches ( 12) et en ce que la première matière ( 16) est appliquée
entre ces couches.
4 Composite suivant l'une des revendications précé-
dentes, caractérisé en ce que la deuxième matière ( 18) est
appliquée sur les surfaces extérieures des fibres impré-
gnées de résine graphitisées.
Composite suivant l'une des revendications précé-
dentes, caractérisé en ce que la première matière comprend
du bore à l'état de métal.
6 Composite suivant l'une des revendications là 5,
caractérisé en ce que la première matière comprend du
carbure de bore.
7 Composite suivant l'une des revendications précé-
dentes, caractérisé en ce que la deuxième matière comprend
du carbure de silicium.
8 Composite suivant l'une des revendications précé-
dentes, caractérisé en ce que la première matière est sous
forme de particules.
9 Procédé de fabrication d'un composite résistant
à l'oxydation à matrice de carbone renforcée par un ré-
seau de fibres de carbone, caractérisé en ce qu'il consis-
te à: imprégner chacun d'une pluralité de réseaux de fi- bres de carbone avec une matrice de résine carbonée, pour constituer une préforme; appliquer une première matière comprenant du bore au dit réseau en couches; chauffer la préforme à 650 'C pour carboniser la matrice de résine et
chauffer la préforme entre 2 000 C et 2 300 'C pour graphi-
tiser la matrice de résine, vaporiser la première matière et disperser cette première matière dans tout le composite; et appliquer une deuxième matière comprenant du silicium au dit réseau, de sorte que le chauffage du composite à une température à laquelle ce composite se fissure permet au bore et au silicium de se combiner pour former un verre de borosilicate d'une viscosité assez faible pour obturer
les fissures dans le composite.
Procédé suivant la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comprend la mise en place du réseau de fibres en couches et l'application de la première matière entre
chaque couche.
11 Procédé suivant la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend l'application de la deuxième matière sur les surfaces extérieures du réseau imprégné de résine
et graphitisé.
12 Procédé suivant l'une des revendications 9 à 11,
caractérisé en ce que la première matière comprend du
bore à l'état de métal.
13 Procédé suivant l'une des revendications 9 à 11,
caractérisé en ce que la première matière comprend du car-
bure de bore.
14 Procédé suivant l'une des revendications 9 à 13,
caractérisé en ce-qu'il comprend la mise en place de la
première matière dans la matrice, et de préférence la ré-
partition de la première matière en particules sur le ré-
seau de fibres -
Procédé suivant l'une des revendications 9 à 14,
caractérisé en ce que la deuxième matière comprend du
carbure de silicium.
16 Procédé suivant l'une des revendications 9 à
, caractérisé en ce qu'il comprend la liaison par
compression des plis imprégnés, avant le chauffage.
17 Procédé suivant l'une des revendications 9 à 16,
caractérisé en ce qu'il comprend le chauffage de la pré-
forme entre 650 C et 1750 C pour durcir la préforme, avant
la carbonisation.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/426,600 US4613522A (en) | 1982-09-29 | 1982-09-29 | Oxidation resistant carbon-carbon composites |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2533501A1 true FR2533501A1 (fr) | 1984-03-30 |
FR2533501B1 FR2533501B1 (fr) | 1987-01-09 |
Family
ID=23691448
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR8315411A Expired FR2533501B1 (fr) | 1982-09-29 | 1983-09-28 | Composites carbone-carbone resistant a l'oxydation |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4613522A (fr) |
FR (1) | FR2533501B1 (fr) |
GB (1) | GB2130567B (fr) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2611198A1 (fr) * | 1987-02-25 | 1988-08-26 | Aerospatiale | Materiau composite a matrice et fibres de renforcement carbonees et son procede de fabrication |
FR2616105A1 (fr) * | 1987-06-04 | 1988-12-09 | Mtu Muenchen Gmbh | Piece moulee en un materiau compose de metaux et de non-metaux |
EP0413096A2 (fr) * | 1989-08-18 | 1991-02-20 | Nkk Corporation | Corps cuit en carbure de bore |
FR2681064A1 (fr) * | 1991-09-06 | 1993-03-12 | Daimler Benz Ag | Procede d'impregnation de pieces poreuses de carbone pour les proteger contre l'oxydation. |
Families Citing this family (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5955197A (en) * | 1989-08-15 | 1999-09-21 | Boeing North American, Inc. | Coating for carbon--carbon composites and method for producing same |
US5217657A (en) * | 1989-09-05 | 1993-06-08 | Engle Glen B | Method of making carbon-carbon composites |
FR2654094B1 (fr) * | 1989-11-09 | 1993-07-09 | Aerospatiale | Procede de fabrication d'un materiau carbone protege contre l'oxydation par du nitrure d'aluminium et materiau obtenu par ce procede. |
FR2655364B1 (fr) * | 1989-12-01 | 1992-04-10 | Europ Propulsion | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite, notamment a texture fibres de carbone ou refractaires et matrice carbone ou ceramique. |
US5252361A (en) * | 1990-01-19 | 1993-10-12 | The Carborundum Company | Protective coating for non-oxide sintered fibers generated by in situ chemical reaction |
FR2659949B1 (fr) * | 1990-03-26 | 1992-12-04 | Europ Propulsion | Procede de conformation d'une texture fibreuse de renfort pour la fabrication d'une piece en materiau composite. |
US5094901A (en) * | 1990-07-19 | 1992-03-10 | E. I. Du Pont De Nemours And Company | Oxidation resistant ceramic matrix composites |
FR2668477B1 (fr) * | 1990-10-26 | 1993-10-22 | Propulsion Ste Europeenne | Materiau composite refractaire protege contre la corrosion, et procede pour son elaboration. |
US5536574A (en) * | 1993-08-02 | 1996-07-16 | Loral Vought Systems Corporation | Oxidation protection for carbon/carbon composites |
GB9612882D0 (en) | 1996-06-20 | 1996-08-21 | Dunlop Ltd | Densification of a porous structure |
US5932335A (en) * | 1996-12-31 | 1999-08-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Oxidation resistant fiber-reinforced composites with poly(carborane-siloxane/silane-acetylene) |
US6555173B1 (en) | 2000-11-08 | 2003-04-29 | Honeywell International Inc. | Carbon barrier controlled metal infiltration layer for enhanced oxidation protection |
GB0112893D0 (en) * | 2001-05-25 | 2001-07-18 | Dunlop Aerospace Ltd | Refractory-carbon composite brake friction elements |
FR2838071B1 (fr) | 2002-04-09 | 2004-07-09 | Snecma Propulsion Solide | Protection contre l'oxydation de pieces en materiau composite |
CN101279859B (zh) * | 2003-03-26 | 2012-01-04 | 圣戈本陶瓷及塑料股份有限公司 | 具有氧化层的碳化硅陶瓷部件 |
US7452606B2 (en) * | 2003-05-01 | 2008-11-18 | Saint-Gobain Ceramics & Plastics, Inc. | Silicon carbide ceramic components having oxide layer |
US20080220256A1 (en) * | 2007-03-09 | 2008-09-11 | Ues, Inc. | Methods of coating carbon/carbon composite structures |
FR2932176B1 (fr) * | 2008-06-06 | 2012-02-03 | Snecma Propulsion Solide | Procede de realisation d'une couche auto-cicatrisante sur une piece en materiau composite c/c |
JP2020022991A (ja) * | 2018-08-07 | 2020-02-13 | 新光機器株式会社 | ガスシールドアーク溶接トーチのシールドノズル |
US20210387441A1 (en) * | 2020-06-15 | 2021-12-16 | Goodrich Corporation | Composites and methods of forming composites having an increased volume of ceramic particles |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3470003A (en) * | 1966-06-06 | 1969-09-30 | Union Carbide Corp | Oxidation resistant composites |
FR2006447A1 (fr) * | 1968-04-18 | 1969-12-26 | Carborundum Co | |
FR2519296A1 (fr) * | 1982-01-06 | 1983-07-08 | Hitco | Matiere carbonee fibreuse a resistance elevee a l'oxydation et aux fortes temperatures et son application a la fabrication de produits composites stratifies du type carbone-carbone |
EP0121797A2 (fr) * | 1983-03-15 | 1984-10-17 | Refractory Composites Inc. | Produit composite en carbone et son procédé de fabrication |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3712428A (en) * | 1970-06-22 | 1973-01-23 | Carborundum Co | Reinforced carbon bodies |
US3738906A (en) * | 1970-08-21 | 1973-06-12 | Atlantic Res Corp | Pyrolytic graphite silicon carbide microcomposites |
GB1307185A (en) * | 1971-04-22 | 1973-02-14 | Bobkovsky V N | Mould for continuous and semicontinuous casting |
US3826707A (en) * | 1971-06-28 | 1974-07-30 | Atlantic Res Corp | Pyrolytic graphite composites |
US3717419A (en) * | 1971-07-09 | 1973-02-20 | Susquehanna Corp | Turbine blade |
GB1431891A (en) * | 1972-03-22 | 1976-04-14 | Foseco Int | Protective coatings onto graphite articles |
US3895084A (en) * | 1972-03-28 | 1975-07-15 | Ducommun Inc | Fiber reinforced composite product |
US3925577A (en) * | 1972-11-24 | 1975-12-09 | Westinghouse Electric Corp | Silicon carbide coated graphite members and process for producing the same |
US4101354A (en) * | 1976-07-01 | 1978-07-18 | Hitco | Coating for fibrous carbon material in boron containing composites |
US4321298A (en) * | 1980-02-26 | 1982-03-23 | Hitco | Carbon fabrics sequentially resin coated with (1) a metal-containing composition and (2) a boron-containing composition are laminated and carbonized |
-
1982
- 1982-09-29 US US06/426,600 patent/US4613522A/en not_active Expired - Fee Related
-
1983
- 1983-09-28 FR FR8315411A patent/FR2533501B1/fr not_active Expired
- 1983-09-29 GB GB08326161A patent/GB2130567B/en not_active Expired
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3470003A (en) * | 1966-06-06 | 1969-09-30 | Union Carbide Corp | Oxidation resistant composites |
FR2006447A1 (fr) * | 1968-04-18 | 1969-12-26 | Carborundum Co | |
FR2519296A1 (fr) * | 1982-01-06 | 1983-07-08 | Hitco | Matiere carbonee fibreuse a resistance elevee a l'oxydation et aux fortes temperatures et son application a la fabrication de produits composites stratifies du type carbone-carbone |
EP0121797A2 (fr) * | 1983-03-15 | 1984-10-17 | Refractory Composites Inc. | Produit composite en carbone et son procédé de fabrication |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
CHEMICAL ABSTRACTS, vol. 84, no. 12, 22 mars 1976, page 304, résumé no. 78570q, Columbus, Ohio, US; W.V. KOTLENSKY et al.: "Silicon carbide oxidation protection coatings for carbon/carbon composites" & PROC. INT. CONF. CHEM. VAP. DEPOSITION, 3rd 1972, 574-89 * |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2611198A1 (fr) * | 1987-02-25 | 1988-08-26 | Aerospatiale | Materiau composite a matrice et fibres de renforcement carbonees et son procede de fabrication |
EP0282386A1 (fr) * | 1987-02-25 | 1988-09-14 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Matériau composite à matrice et fibres de renforcement en carbone et son procédé de fabrication |
US4863773A (en) * | 1987-02-25 | 1989-09-05 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Composite material with matrix and reinforcing fibers of carbon |
FR2616105A1 (fr) * | 1987-06-04 | 1988-12-09 | Mtu Muenchen Gmbh | Piece moulee en un materiau compose de metaux et de non-metaux |
EP0413096A2 (fr) * | 1989-08-18 | 1991-02-20 | Nkk Corporation | Corps cuit en carbure de bore |
EP0413096A3 (en) * | 1989-08-18 | 1991-07-03 | Nkk Corporation | Coated boron carbide sintered body |
FR2681064A1 (fr) * | 1991-09-06 | 1993-03-12 | Daimler Benz Ag | Procede d'impregnation de pieces poreuses de carbone pour les proteger contre l'oxydation. |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2533501B1 (fr) | 1987-01-09 |
GB8326161D0 (en) | 1983-11-02 |
US4613522A (en) | 1986-09-23 |
GB2130567A (en) | 1984-06-06 |
GB2130567B (en) | 1985-09-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2533501A1 (fr) | Composites carbone-carbone resistant a l'oxydation | |
EP1594816B1 (fr) | Procede de siliciuration de materiaux composites thermostructuraux et pieces telles qu obtenues par le procede | |
EP0956276B8 (fr) | Element de friction en materiau composite carbone/carbone-carbure de silicium et procede pour sa fabrication | |
US4599256A (en) | Self-healing oxidation-resistant carbon structure | |
EP0817762B1 (fr) | Materiau composite protege contre l'oxydation par une matrice autocicatrisante et son procede de fabrication | |
EP0866783B1 (fr) | Materiaux composites thermostructuraux avec renforts en fibres carbone ou revetues de carbone, ayant une resistance accrue a l'oxydation | |
EP0282386B1 (fr) | Matériau composite à matrice et fibres de renforcement en carbone et son procédé de fabrication | |
EP0619801B1 (fr) | Procede pour la protection contre l'oxydation de produits en materiau composite contenant du carbone, et produits obtenus par le procede | |
FR2756277A1 (fr) | Materiau composite a matrice ceramique et renfort en fibres sic et procede pour sa fabrication | |
EP1651435A2 (fr) | Structure composite thermostructurale a gradient de composition et son procede de fabrication | |
EP0482994B1 (fr) | Pièce en matériau composite carboné, protégée contre l'oxydation et son procédé de fabrication | |
FR2821859A1 (fr) | Procede pour la densification par infiltration chimique en phase vapeur de substrats poreux ayant un passage central | |
FR2553485A1 (fr) | Disque de frein ou d'embrayage poreux reutilisable en composite carbone et procede de fabrication | |
EP0427629B1 (fr) | Procédé de fabrication d'un matériau composite protégé contre l'oxydation et matériau obtenu par ce procédé | |
CA1060425A (fr) | Masse de contact pour catalyse heterogene | |
FR2534071A1 (fr) | Substrat d'electrode de pile a combustible possedant des trous allonges pour l'alimentation en gaz reactifs | |
WO2018234686A1 (fr) | Procédé de réalisation d'une pièce de forme tronconique ou cylindrique en matériau composite et outillage d'imprégnation d'une préforme fibreuse de forme tronconique ou cylindrique | |
EP0955281B1 (fr) | Matériau composite de type carbone/carbone ayant une résistance accrue à l'oxydation | |
EP3698066B1 (fr) | Procede de fabrication d'une piece de friction en materiau composite | |
FR3115784A1 (fr) | Formation de nitrure de bore sur fibres par la méthode des sels fondus | |
FR3072674B1 (fr) | Procede de fabrication d'une piece de friction en materiau composite | |
FR2587375A1 (fr) | Mandrin pour la fabrication complete de pieces creuses comportant une armature multidirectionnelle et procede de fabrication d'une telle piece a l'aide de ce mandrin | |
FR2778655A1 (fr) | Procede d'elaboration d'un materiau d'interphase, materiau obtenu, procede de traitement d'une fibre ceramique de renfort avec ce materiau et materiau thermostructural incluant de telles fibres | |
EP0482968A1 (fr) | Composite à matrice carbure de silicium utilisable comme couche pare-flamme | |
JPH0549625B2 (fr) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
ST | Notification of lapse |