FR2935624A1 - Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane - Google Patents

Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane Download PDF

Info

Publication number
FR2935624A1
FR2935624A1 FR0855961A FR0855961A FR2935624A1 FR 2935624 A1 FR2935624 A1 FR 2935624A1 FR 0855961 A FR0855961 A FR 0855961A FR 0855961 A FR0855961 A FR 0855961A FR 2935624 A1 FR2935624 A1 FR 2935624A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
titanium
steel
alloy
blank
superalloy
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
Application number
FR0855961A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2935624B1 (fr
Inventor
Laurent Ferrer
Claude Marcel Mons
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR0855961A priority Critical patent/FR2935624B1/fr
Priority to PCT/EP2009/061387 priority patent/WO2010026182A1/fr
Priority to US13/060,748 priority patent/US8888448B2/en
Publication of FR2935624A1 publication Critical patent/FR2935624A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2935624B1 publication Critical patent/FR2935624B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D26/00—Shaping without cutting otherwise than using rigid devices or tools or yieldable or resilient pads, i.e. applying fluid pressure or magnetic forces
    • B21D26/02—Shaping without cutting otherwise than using rigid devices or tools or yieldable or resilient pads, i.e. applying fluid pressure or magnetic forces by applying fluid pressure
    • B21D26/033—Deforming tubular bodies
    • B21D26/051—Deforming double-walled bodies
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K3/00—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like
    • 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
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/01—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic
    • B32B15/013—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic one layer being formed of an iron alloy or steel, another layer being formed of a metal other than iron or aluminium
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/25—Manufacture essentially without removing material by forging
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/26—Manufacture essentially without removing material by rolling
    • 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
    • F05D2300/13—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
    • F05D2300/171—Steel alloys
    • 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
    • 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
    • F05D2300/175—Superalloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49636—Process for making bearing or component thereof
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49805—Shaping by direct application of fluent pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un nouveau procédé de fabrication d'un carter de compresseur résistant au feu de titane (titane en combustion). Selon l'invention, on réalise un hydroformage d'une ébauche circulaire (12') en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au feu de titane, contre une ébauche circulaire (11') en titane ou alliage de titane.

Description

1 PROCEDE DE FABRICATION D'UNE PIECE THERMOMECANIQUE DE REVOLUTION CIRCULAIRE COMPORTANT UN SUBSTRAT PORTEUR A BASE DE TITANE REVETU D'ACIER OU SUPERALLIAGE, CARTER DE COMPRESSEUR DE TURBOMACHINE RESISTANT AU FEU 5 DE TITANE OBTENU SELON CE PROCEDE
DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne la fabrication d'une 10 pièce thermomécanique de révolution circulaire comportant un substrat porteur à base de titane revêtu d'acier ou superalliage. Elle concerne plus particulièrement la réalisation d'un carter de compresseur résistant au feu 15 de titane. Elle concerne également un compresseur axial haute-pression comprenant un tel carter et un moteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur d'avion équipé d'un tel carter. 20 ART ANTÉRIEUR Dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion, les carters de compresseur haute-pression doivent montrer leur capacité à résister au feu dit feu de titane . 25 Un tel feu de titane provient du fait qu'un frottement non souhaité apparaît entre une pièce mobile, par exemple une aube mobile, en titane du compresseur et une partie fixe en titane du compresseur. Ce frottement non souhaité peut entraîner 2 une surchauffe locale au moins de l'une des parties en contacts : aube mobile ou partie fixe, qui se traduit par une combustion volumique de l'alliage de titane. La température du matériau liquide (titane ou alliage de titane) en combustion peut atteindre les 2700°C soit localement au niveau de la zone de frottement, soit à l'intérieur des particules de titane en combustion qui sont projetées dans la veine du compresseur depuis la zone de frottement. En conséquence, les points de fusion de la matière environnante mise en contact avec le titane liquide sont dépassés, ce qui génère ainsi du combustible à la structure. Ce phénomène est entretenu par des pressions et des débits d'oxygène importants, qui sont rencontrés dès l'entrée de veine pour des compresseurs haute pression modernes. Ainsi, dans le cas de turboréacteurs nouvelles génération nécessitant des fortes pressions à l'entrée du compresseur axial haute-pression, le risque potentiel de frottement pouvant conduire à la combustion de titane existe, par exemple entre la première rangée d'aubes fixes et le bec formé par la partie inférieure des aubes mobiles. Par la suite, les particules en combustion peuvent être projetées dans la veine de compresseur et atteindre le carter externe. Dans le passé, des feux de titane ont été jusqu'à traverser des parois entières de carters avec les conséquences dommageables qui s'en suivent. Ces conséquences sont d'autant plus dommageables que le feu de titane ne peut s'éteindre que de lui-même lors du fonctionnement d'un turboréacteur en fonctionnement. 3 Pour protéger les carters de compresseur des feux de titane, différentes solutions ont déjà été proposées. Certaines techniques de protection thermique de carter utilisées sont soit draconiennes (suppression des alliages à base de titane et remplacement par des acier ou alliage d'acier ou superalliages ou des bases nickel ou d'autres matériaux), soit sophistiquées (mise en places de liners spécifiques sur le carter à base de titane ou d'alliage en titane, protections thermiques réalisées par plasma, traitement des surfaces potentiellement en contact au cours du fonctionnement moteur). On peut citer en tant que couches-liners de protections thermiques les solutions décrites dans les brevets FR 2 560 640 et FR 2 560 641. Quoi qu'il en soit, ces solutions s'avèrent lourdes, encombrantes et parfois limitées dans le temps, c'est-à-dire non compatibles avec les durées de vie de turbomachine, telles qu'un turboréacteur d'avion. La littérature fait aussi état d'alliages de titane peu combustible, mais de masse volumique plus élevée que celle des alliages standards. Aucun des ces solutions à base d'alliage dit peu combustible n'a réellement été validée aujourd'hui. Le but de l'invention est alors de proposer une solution qui permette de protéger un carter de compresseur de turbomachine de tout feu de titane susceptible de se produire, tout en conservant en grande partie les avantages du titane ou de ses 4 alliages conventionnels (résistance mécanique importante et faible masse volumique). EXPOSÉ DE L'INVENTION A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique de révolution circulaire comprenant un substrat porteur en titane ou alliage de titane revêtu d'un acier ou superalliage, caractérisé en ce qu'on réalise les étapes suivantes . a/ réalisation d'une ébauche brute en titane ou alliage de titane sous une forme générale circulaire au plus prêt de la forme et des côtes extérieures de la pièce à fabriquer, b/ réalisation d'une ébauche brute en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion sous une forme générale circulaire de diamètre(s) inférieur(s) à l'ébauche circulaire en titane ou alliage de titane et au plus prêt de la forme et des côtes intérieures de la pièce à fabriquer, c/ usinage, aux côtes intérieures de la pièce à fabriquer, de la surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage, d/ emboitement de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage dans l'ébauche en titane ou alliage de titane, e/ placage par hydroformage de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage contre l'ébauche en titane ou alliage de titane dans des conditions opératoires telles que les liaisons mécaniques créées à l'interface sont dépourvues de phases fragiles au cours des cycles thermomécaniques subis ultérieurement par la pièce. Selon l'invention, on réalise un placage à hydraulique qui permet de lier mécaniquement l'acier ou 5 alliage d'acier ou superalliage avec le titane ou alliage de titane en évitant les traitements thermiques de revenu ou de recuits ultérieurs. La technique utilisée est celle d'un placage hydraulique d'une plaque mais adaptée judicieusement à des ébauches de forme générale circulaire et avec un matériau porteur en titane ou alliage de titane et un matériau de placage en acier ou alliage d'acier ou superalliage. La technique de placage hydraulique ou hydroformage est connue. La solution selon l'invention constitue une réponse efficace au feu de titane tout en conservant la majorité de l'avantage intrinsèque du titane, à savoir une faible masse volumique et une résistance mécanique importante, pour la structure porteuse. Le(s) superalliage(s) selon l'invention pourront être avantageusement à base de cobalt ou de nickel. Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, on réalise l'étape a/ par forgeage béta ou 25 alpha-béta ou par fonderie d'un alliage de titane. Selon une autre caractéristique avantageuse, on réalise l'étape b/ par prélaminage ou par roulage d'une tôle ou par une technique de filé-roulé-soudé d'un alliage d'acier ou superalliage. 30 Pour réaliser l'étape e/ on peut procéder avantageusement de la manière suivante : 20 6 - on porte les ébauches emboitées l'une dans l'autre à une température comprise entre 150 et 500°C, - on vient déformer par compression un récipient en matériau plastique, rempli d'un fluide incompressible et en contact direct avec la surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier. On peut avantageusement réaliser l'étape b/ avec des ondulations circonférentielles sur la surface intérieure de l'ébauche en titane ou alliage de titane afin d'augmenter la tenue mécanique des liaisons dans le sens axial de la pièce. Ainsi, selon l'invention, on peut utiliser des aciers ou des alliages en acier ou superalliages déjà existants et qui sont incombustibles au titane en combustion. Ces aciers ou alliages d'acier ou superalliage sont par ailleurs compatibles thermiquement (compatibilité de traitement thermique et coefficient de dilatation proches) avec le titane ou les alliages à base de titane également déjà existants dans la réalisation de carters de compresseurs, en particulier les compresseurs haute-pression de turboréacteur. L'invention concerne également un carter comprenant au moins une partie constituant la structure porteuse de rangées d'aubes fixes et une paroi interne délimitant le contour externe d'une veine de compresseur dans laquelle sont montées en rotation des rangées d'aubes mobiles intercalées individuellement avec les rangées d'aubes fixes et, des moyens de protection thermique contre du titane en combustion 7 caractérisé en ce qu'il comprend sur au moins une partie de sa longueur, en tant que structure porteuse, une pièce en titane ou alliage de titane sur laquelle est plaquée une épaisseur en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion, l'épaisseur d'acier ou alliage d'acier ou superalliage constituant les moyens de protection thermique et la paroi interne délimitant le contour externe de la veine de compresseur.
Le materiau préféré pour l'épaisseur interne en acier ou alliage d'acier ou superalliage est choisi parmi l'Inconel@ 909 ou l'Inconel@ 783. Un alliage de titane particulièrement avantageux est choisi parmi le Ti 6 4, Ti 6242 ou Ti 6246. Selon une variante, la pièce plaquée peut avoir une longueur correspondant à seulement à une partie de la longueur annulaire du carter. Sur le diamètre interne de la pièce plaquée ou en aval de la longueur sur laquelle elle est fixée, un matériau d'usure adapté pour définir le contour externe de la veine peut être fixé sur une partie en titane ou en alliage de titane. Ce matériau d'usure constitue l'abradable des aubes mobiles, c'est-à-dire un matériau susceptible d'être arasé ou érodé par le frottement des têtes d'aubes en rotation contre le carter. L'invention concerne également un compresseur axial haute-pression comprenant, en tant que stator, un carter tel que défini précédemment. 8
Selon un mode de réalisation avantageux, la longueur du carter constitue uniquement la partie amont du compresseur, la paroi interne délimitant le contour externe de la veine en aval étant réalisée en titane ou alliage de titane. L'invention concerne enfin un moteur d'aéronef comprenant un compresseur visé ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront mieux à la lecture de la description détaillée ci-dessous faite en référence aux figures suivantes parmi lesquelles: - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'un compresseur axial haute-pression d'un turboréacteur d'avion selon l'invention, - les figures 2A et 2B sont des vues schématiques en coupe d'une étape du procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique de révolution circulaire selon l'invention, - la figure 3 est une vue schématique en coupe transversale d'un carter de compresseur obtenu selon le procédé de l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Sur la figure 1, on a représenté un compresseur haute-pression 1 d'un turboréacteur de nouvelle génération, c'est-à-dire à fortes pressions à l'entrée E. Ce type de compresseur 1 comprend une première rangée d'aubes fixes 2 de redressement du gaz 9 en amont d'une première rangée d'aubes mobiles 3. Toutes les aubes 2, 3 sont réalisées en titane ou alliage de titane. Lors du fonctionnement du turboréacteur, il subsiste un risque de contact sévère par frottement entre le pied 20 des aubes fixes 2 et le pied 30 des aubes mobiles 3 dans la zone Z illustrée en figure 1. Ce risque de contact sévère par frottement peut conduire à la mise en combustion du titane dans cette zone Z. Il faut alors éviter que des particules de titane en combustion viennent propager la combustion au carter externe 10. En effet, de telles particules peuvent être expulsées dans la veine des gaz 4 et en conséquence venir en contact avec le carter externe 10.
Le risque de contact est plus grand avec la partie amont de celui-ci 10 qui s'étend sur une certaine longueur L. Cette longueur L est la distance entre deux points dont l'un marque l'inversion des pentes dans le profil du carter et l'autre est un plan de joint avec la structure aval du compresseur HP qui devient une structure en superalliage en veine gazeuse. Si ce carter externe 10 est constitué exclusivement en titane ou en alliage de titane, un feu de titane peut donc être créé et donc se propager à l'ensemble des autres pièces constituant le turboréacteur. Pour éviter cela, selon l'invention, on réalise un carter externe 10 à partir d'une pièce dont l'épaisseur externe 11 est en titane ou alliage de titane et sur laquelle est plaquée une épaisseur interne 12 en acier ou alliage d'acier ou superalliage 10 incombustible au titane en combustion. L'épaisseur interne 12 en acier ou alliage d'acier incombustible au titane en combustion constitue ainsi en quelque sorte une barrière thermique à la structure porteuse contre n'importe quelle particule du titane en combustion susceptible de venir dans cette partie L du carter 10. La paroi interne 12 du carter délimitant le contour externe 40 de la veine de compresseur 4 est ainsi constituée par l'épaisseur en acier ou alliage d'acier. Dans le mode de réalisation illustré, l'épaisseur externe 11 est en alliage de titane Ti 6.4. L'épaisseur interne 12 de plaquage est en alliage à bas coefficient de dilatation tel que l'inconel 909 ou le 783. Selon l'invention, pour obtenir le carter 10 selon l'invention, on procède comme suit : Tout d'abord, on réalise une transformation à chaud de préférence par forgeage beta ou alpha-beta d'une ébauche brute 11' en alliage de titane Ti 6.4 en le mettant sous la forme d'un tronc de cône. L'ébauche 11' est réalisée au plus prêt de la forme extérieure et des côtes extérieures du carter 10. On réalise en parallèle une ébauche brute 12' en alliage d'acier Inconel 909 sous la forme également d'un tronc de cône de diamètre inférieur à la à celui 11' en Ti 6.4. L'ébauche 12' est réalisée au plus prêt de la forme intérieure et des côtes intérieures du carter 10.
11 On usine alors la surface interne du tronc de cône 12' en alliage d'acier aux côtes intérieures du carter 10 à obtenir. On emboite alors le tronc de cône 12' en alliage d'acier dans le tronc de cône 11' en alliage de titane. On place alors l'ensemble des deux troncs de cône 11', 12' dans une presse hydraulique comme montré sur la figure 2A. On porte l'ensemble à une température comprise entre 150°C et 500°C. On procède alors à l'étape proprement dite de placage hydraulique de l'alliage d'acier 12' contre l'épaisseur de titane 11'. On vient ainsi écraser avec deux tas 13, 14 un récipient en matériau plastique 15 rempli d'un fluide incompressible 16 en contact direct avec la surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage 12' (figure 2A). L'expansion du 20 récipient permet ainsi la mise en compression de l'interface (figure 2B) et de réaliser des liaisons mécaniques dépourvues de phases fragiles au cours des cycles thermomécaniques subis ultérieurement par le carter 10.
25 Grâce au procédé selon l'invention, on obtient une pièce thermomécanique de révolution circulaire dont la masse volumique est comprise entre 4,7 et 5,8 kg/dm3. Pour l'application au carter de 30 turboréacteur, on peut réaliser grâce au procédé, un carter 10 d'épaisseur finale de l'ordre de 1 à 2mm.
15 12 Pour finir la pièce thermomécanique de révolution circulaire 11', 12' obtenue selon le procédé de l'invention et parvenir au carter 10, on procède aux étapes de contrôles et de finition utilisées classiquement dans la fabrication des carters de compresseur de turboréacteur. Le carter externe 10 plaqué selon l'invention permet de conserver une structure porteuse 11 en alliage de titane (Ti 6 4 ,6242 ou 6246, par exemple) protégée des risques de feu de titane par l'épaisseur interne 12. En outre, grâce au procédé de placage hydraulique selon l'invention, l'épaisseur interne en acier ou alliage d'acier ou superalliage constitue en quelque sorte une partie de la structure porteuse et participe également à la tenue mécanique du carter. L'invention telle que décrite permet de: A/ protéger la veine des compresseurs haute-pression grâce à un alliage incombustible au feu de titane, B/ réaliser la partie externe ou structure porteuse avec un alliage de titane hors de la zone potentiellement concernée par le feu de titane, C/ conserver une masse bien inférieure par rapport à des solutions de carter réalisées complètement en acier ou alliage d'acier. Par exemple, il est permis d'envisager un carter externe 10, utilisant comme épaisseur interne plaquée de l'Inconel 909 de l'ordre de 1 à 2 mm, tel que réalisé sur la longueur L dans le mode de réalisation illustré, ayant un poids moindre d'environ 10 kg (par rapport à un 13 carter de forme et de dimensions identiques réalisé totalement en Inconel 909. Ainsi, la masse volumique moyenne du carter selon l'invention est équivalente à celle d'un carter en alliages dérivés du titane réputés anti feu.

Claims (13)

  1. REVENDICATIONS1. Procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique de révolution circulaire comprenant un substrat porteur en titane ou alliage de titane revêtu d'un acier ou superalliage, caractérisé en ce qu'on réalise les étapes suivantes : a/ réalisation d'une ébauche brute en titane ou alliage de titane sous une forme générale circulaire (12') au plus prêt de la forme et des côtes extérieures de la pièce à fabriquer, b/ réalisation d'une ébauche brute en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion sous une forme générale circulaire (11') de diamètre(s) inférieur(s) à l'ébauche circulaire en titane ou alliage de titane et au plus prêt de la forme et des côtes intérieures de la pièce à fabriquer, c/ usinage, aux côtes intérieures de la pièce à fabriquer, de la surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage, d/ emboitement de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage dans l'ébauche en titane ou alliage de titane, e/ placage par hydroformage de l'ébauche (12') en acier ou alliage d'acier ou superalliage contre l'ébauche en titane ou alliage de titane (11') dans des conditions opératoires telles que les liaisons mécaniques créées à l'interface sont dépourvues de phases fragiles au cours des cycles thermomécaniques subis ultérieurement par la pièce.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en qu'on réalise l'étape a/ par forgeage béta ou alpha-béta ou par fonderie d'un alliage de titane.
  3. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en qu'on réalise l'étape b/ par prélaminage ou par roulage d'une tôle ou par une technique de filéroulé-soudé d'un alliage d'acier. 10
  4. 4.Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en qu'on réalise l'étape e/ de la manière suivante : - on porte les ébauches emboitées l'une 15 dans l'autre à une température comprise entre 150 et 500°C, - on vient déformer par compression un récipient en matériau plastique (15), rempli d'un fluide incompressible (16) et en contact direct avec la 20 surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage.
  5. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en qu'on réalise l'étape b/ avec des 25 ondulations circonférentielles sur la surface intérieure de l'ébauche en titane ou alliage de titane afin d'augmenter la tenue mécanique des liaisons dans le sens axial de la pièce. 30
  6. 6. Carter (10) comprenant au moins une partie constituant la structure porteuse de rangées5 16 d'aubes fixes et une paroi interne délimitant le contour externe (40) d'une veine (4) de compresseur (1) dans laquelle sont montées en rotation des rangées d'aubes mobiles (3) intercalées individuellement avec les rangées d'aubes fixes (2) et, des moyens de protection thermique contre du titane en combustion caractérisé en ce qu'il comprend sur au moins une partie de sa longueur, en tant que structure porteuse, une pièce (11) en titane ou alliage de titane sur laquelle est plaquée une épaisseur (12) en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion, l'épaisseur d'acier ou alliage d'acier ou superalliage constituant les moyens de protection thermique et la paroi interne délimitant le contour externe (40) de la veine (4) de compresseur.
  7. 7. Carter (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l'acier ou l'alliage d'acier est choisi parmi l'Inconel@ 909 ou l'Inconel@ 783.
  8. 8. Carter (10) selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que l'alliage de titane est choisi parmi le Ti 6 4, Ti 6242 ou Ti 6246.
  9. 9. Carter (10) selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce que la pièce plaquée a une longueur correspondant à seulement à une partie de la longueur annulaire du carter. 3017
  10. 10. Carter (10) selon l'une des revendications 6 à 9, caractérisé en ce qu'en aval de la longueur sur laquelle est fixée la pièce plaquée, un matériau d'usure adapté pour définir le contour externe 5 de la veine est fixé sur une partie en titane ou en alliage de titane.
  11. 11. Compresseur axial haute-pression (1) comprenant, en tant que stator, un carter (10) selon 10 l'une quelconque des revendications 6 à 10.
  12. 12. Compresseur haute-pression (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la longueur du carter (L) constitue uniquement la partie 15 amont (10) du compresseur, la paroi interne (14) délimitant le contour externe (40) de la veine (4) en aval étant réalisée en titane ou alliage de titane.
  13. 13. Moteur d'aéronef comprenant un 20 compresseur selon la revendication 11 ou 12.
FR0855961A 2008-09-05 2008-09-05 Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane Active FR2935624B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0855961A FR2935624B1 (fr) 2008-09-05 2008-09-05 Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
PCT/EP2009/061387 WO2010026182A1 (fr) 2008-09-05 2009-09-03 Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane obtenu selon ce procede
US13/060,748 US8888448B2 (en) 2008-09-05 2009-09-03 Method for the manufacture of a circular revolution thermomechanical part including a titanium-based load-bearing substrate lined with steel or superalloy, a turbomachine compressor housing which is resistant to titanium fire obtained according to this method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0855961A FR2935624B1 (fr) 2008-09-05 2008-09-05 Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2935624A1 true FR2935624A1 (fr) 2010-03-12
FR2935624B1 FR2935624B1 (fr) 2011-06-10

Family

ID=40560218

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0855961A Active FR2935624B1 (fr) 2008-09-05 2008-09-05 Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8888448B2 (fr)
FR (1) FR2935624B1 (fr)
WO (1) WO2010026182A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3141206A1 (fr) 2022-10-20 2024-04-26 Safran Aircraft Engines Module de compresseur pour une turbomachine d’aeronef

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8805844B2 (en) 2008-08-04 2014-08-12 Liveperson, Inc. Expert search
FR2951198B1 (fr) 2009-10-12 2013-05-10 Snecma Traitements thermiques d'aciers martensitiques inoxydables apres refusion sous laitier
FR2951196B1 (fr) 2009-10-12 2011-11-25 Snecma Degazage d'aciers martensitiques inoxydables avant refusion sous laitier
FR2951197B1 (fr) 2009-10-12 2011-11-25 Snecma Homogeneisation d'aciers martensitiques inoxydables apres refusion sous laitier
FR2978075B1 (fr) * 2011-07-22 2013-08-16 Snecma Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par deformation superplastique
FR2978077B1 (fr) * 2011-07-22 2013-08-16 Snecma Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par compression isostatique a chaud
US20140325823A1 (en) * 2011-07-22 2014-11-06 Snecma Method for assembling a titanium shell with a titanium fire resistant alloy shell
FR2978987B1 (fr) * 2011-08-11 2013-08-30 Snecma Carter de compresseur haute-pression comportant une paroi interne resistante au feu de titane
US11982236B2 (en) 2017-12-22 2024-05-14 General Electric Company Titanium alloy compressor case

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3434194A (en) * 1966-11-09 1969-03-25 Stanley James Whittaker Method of forming joint between tube and fitting
GB1344667A (en) * 1970-12-01 1974-01-23 Snam Progetti Method of internally lining a shell of an apparatus
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
FR2560640A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Procede et moyens pour eviter la naissance du feu de titane
FR2560641A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Installation pour eviter l'extension du " feu de titane " dans les turbomachines notamment les turbines a gaz ou des turbines a gaz ou des turboreacteurs
EP0305113A2 (fr) * 1987-08-27 1989-03-01 Imi Titanium Limited Pièces métalliques rotatives ou mouvantes et méthodes de fabrication de ces pièces
US5664327A (en) * 1988-11-03 1997-09-09 Emitec Gesellschaft Fur Emissionstechnologie Gmbh Method for producing a hollow composite members
EP1002882A1 (fr) * 1998-11-11 2000-05-24 Rolls-Royce Plc Une alliage de titane de phase beta
EP1643011A1 (fr) * 2004-09-30 2006-04-05 General Electric Company Structures de protection résistantes à l'érosion et à l'abrasion pour composants de turbine
US20090047126A1 (en) * 2006-12-29 2009-02-19 Ress Jr Robert A Integrated compressor vane casing

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4738822A (en) * 1986-10-31 1988-04-19 Titanium Metals Corporation Of America (Timet) Titanium alloy for elevated temperature applications
US5924288A (en) * 1994-12-22 1999-07-20 General Electric Company One-piece combustor cowl
FR2794816B1 (fr) 1999-06-10 2001-07-06 Snecma Stator de compresseur a haute pression
US6531005B1 (en) * 2000-11-17 2003-03-11 General Electric Co. Heat treatment of weld repaired gas turbine engine components
US7370467B2 (en) * 2003-07-29 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan case and method of making

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3434194A (en) * 1966-11-09 1969-03-25 Stanley James Whittaker Method of forming joint between tube and fitting
GB1344667A (en) * 1970-12-01 1974-01-23 Snam Progetti Method of internally lining a shell of an apparatus
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
FR2560640A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Procede et moyens pour eviter la naissance du feu de titane
FR2560641A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Installation pour eviter l'extension du " feu de titane " dans les turbomachines notamment les turbines a gaz ou des turbines a gaz ou des turboreacteurs
EP0305113A2 (fr) * 1987-08-27 1989-03-01 Imi Titanium Limited Pièces métalliques rotatives ou mouvantes et méthodes de fabrication de ces pièces
US5664327A (en) * 1988-11-03 1997-09-09 Emitec Gesellschaft Fur Emissionstechnologie Gmbh Method for producing a hollow composite members
EP1002882A1 (fr) * 1998-11-11 2000-05-24 Rolls-Royce Plc Une alliage de titane de phase beta
EP1643011A1 (fr) * 2004-09-30 2006-04-05 General Electric Company Structures de protection résistantes à l'érosion et à l'abrasion pour composants de turbine
US20090047126A1 (en) * 2006-12-29 2009-02-19 Ress Jr Robert A Integrated compressor vane casing

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3141206A1 (fr) 2022-10-20 2024-04-26 Safran Aircraft Engines Module de compresseur pour une turbomachine d’aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
US20110206503A1 (en) 2011-08-25
US8888448B2 (en) 2014-11-18
FR2935624B1 (fr) 2011-06-10
WO2010026182A1 (fr) 2010-03-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2935624A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
FR2935623A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
WO2010026179A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane obtenu selon ce procede
EP2326845B1 (fr) Carter de compresseur résistant au feu de titane, compresseur haute pression comprenant un tel carter et moteur d'aéronef équipé d'un tel compresseur
WO2016146932A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
FR2893359A1 (fr) Lechette annulaire destinee a un laryrinthe d'etancheite, et son procede de fabrication
EP3429787B1 (fr) Procede de fabrication d'une plaque abradable et de reparation d'un anneau de turbine
WO2017158264A1 (fr) Procede de fabrication d'un anneau de turbine pour turbomachine
EP3469206B1 (fr) Chambre de combustion de moteur fusee avec ailettes a composition variable
WO2014053754A1 (fr) Procede pour l'integration de materiau abradable dans un logement par compression isostatique
FR3101642A1 (fr) Etanchéité d’une turbine
FR2996475A1 (fr) Procede pour l'integration de materiau abradable dans un logement par projection a froid
EP2903763B1 (fr) Procede de fabrication d'une piece couverte d'un revetement abradable
FR3055820A1 (fr) Procede d'assemblage de coques en metal dont une est realisee par depot laser
FR2996477A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece couverte d'un revetement abradable
EP3568574B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP4127265A1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce en métal résistante au feu titane par fabrication additive
FR2978077A1 (fr) Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par compression isostatique a chaud
WO2022184991A1 (fr) Elément tubulaire fileté à segment
FR3027959B1 (fr) Protection anti-feu d'une piece en materiau composite d'une turbine a gaz
WO2021069402A1 (fr) Joint filete avec portee d'etancheite realisee par fabrication additive
FR2978987A1 (fr) Carter de compresseur haute-pression comportant une paroi interne resistante au feu de titane
FR2848245A1 (fr) Siege de soupape pour culasse de moteur a combustion interne

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170719

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 15

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 16