FR2947568A1 - Revetement de protection thermique pour une piece de turbomachine et son procede de realisation - Google Patents

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Abstract

Revêtement de protection thermique en particulier d'une pièce (12) de turbomachine, déposé par projection thermique sur la surface de la pièce (12) et comprenant au moins 80% en volume de micro-billes creuses de céramique réparties dans un alliage métallique à base de nickel ou de cobalt, ce revêtement pouvant être déposé sur une couche d'accrochage (22) en alliage métallique et revêtu d'une couche (26) de protection contre l'érosion ou contre l'usure par frottement ou d'une couche réfléchissant les radiations thermiques.

Description

Revêtement de protection thermique pour une pièce de turbomachine et son procédé de réalisation
L'invention concerne un revêtement de protection thermique en particulier pour une pièce d'une turbomachine telle qu'un turbopropulseur ou un turboréacteur d'avion, et un procédé de réalisation de ce revêtement. Dans une turbomachine telle qu'un moteur d'avion, un certain nombre de pièces doivent être protégées ou isolées d'un apport thermique provenant soit d'un flux de gaz chauds générés dans la turbomachine, soit de pièces voisines portées elles mêmes à haute température. II faut donc équiper ces pièces de moyens de protection thermique qui sont compatibles avec les exigences propres aux moteurs d'avion : durabilité, résistance à l'environnement direct, faible poids, simplicité, efficacité prouvée, etc.
Il faut également que ces moyens de protection thermique ne soient pas des pièces ajoutées et soient au contraire intégrés aux pièces à protéger qui ont déjà une fonction propre dans le moteur d'avion. On ne peut donc pas utiliser de tôles de protection thermique, qui sont efficaces mais qui constituent des pièces supplémentaires augmentant la masse et diminuant l'espace disponible dans le moteur. D'autres solutions envisageables comprennent des revêtements isolants en mousse mais ces derniers ont une durée de vie faible et ne sont pas adaptés aux températures élevées. II est également connu de former sur les pièces à protéger des barrières thermiques en céramique à base de zircone, mais celles-ci ont une épaisseur limitée (moins d'un millimètre), et sont fragiles et coûteuses à réaliser. On peut encore envisager le refroidissement de certaines pièces par une circulation d'air prélevé sur le moteur, mais cette solution dégrade les 30 performances du moteur.
L'invention a donc pour objet un revêtement de protection thermique de pièces de turbomachine, en particulier dans un moteur d'avion, qui ne présente pas les inconvénients précités. Elle a également pour objet un revêtement de protection thermique qui soit de réalisation simple, facile et économique, qui puisse avoir une épaisseur relativement importante et qui ait une masse volumique relativement faible. Elle propose à cet effet un revêtement de protection thermique, en particulier pour des pièces de turbomachine ou des disques de frein, caractérisé en ce qu'il comprend au moins 80% en volume de micro-billes creuses de céramique réparties dans un alliage métallique à base de nickel ou de cobalt. Ce revêtement présente une conductibilité thermique inférieure ou égale à 1W/m.°C et son épaisseur peut atteindre 5 mm environ, cette épaisseur étant ajustable et permettant de contrôler le transfert thermique. Sa masse volumique est inférieure à 2000 kg/m3 et il peut être utilisé sur des plages de température comprises entre -50°C et +1100°C, en fonction de l'alliage métallique associé aux micro-billes de céramique. Par ailleurs, son coût est relativement faible, dans la mesure où l'on peut utiliser des micro-billes de céramique qui sont issues de produits de combustion des incinérateurs et ont un prix de revient très faible. La résistance au transfert thermique du revêtement selon l'invention est principalement liée à la présence des micro-billes creuses de céramique dont la proportion en volume peut être supérieure à 90%.
Le diamètre des micro-billes est typiquement compris entre 30 et 250 m. L'alliage métallique du revêtement selon l'invention peut comprendre de l'aluminium, du chrome et de l'yttrium. Il est disponible sous forme de poudre et peut donc être utilisé en projection thermique.
L'invention propose également un procédé de réalisation d'un revêtement de protection thermique du type décrit ci-dessus, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il consiste à former le revêtement par projection thermique, sur la surface d'une pièce, d'un mélange de micro-billes creuses de céramique et d'une poudre d'un alliage métallique à base de nickel ou de chrome, au moyen d'une torche à plasma générant un dard de plasma orienté vers la pièce et dans lequel on injecte simultanément et latéralement, en amont, la poudre d'alliage métallique et, en aval, les micro-billes de céramique.
Si nécessaire, on peut former d'abord sur la surface de la pièce, par projection thermique, une couche d'accrochage en alliage métallique, ayant une épaisseur comprise typiquement entre 50 et 200 pm, l'alliage de la couche d'accrochage étant de préférence identique à celui du revêtement de protection thermique.
Cette couche d'accrochage augmente la rugosité de la surface de la pièce et permet une meilleure adhérence en traction du revêtement de protection thermique. Le procédé peut consister ensuite à former, sur le revêtement de protection thermique, une couche de protection contre l'érosion ou contre l'usure par frottement et/ou une couche réfléchissante de protection contre les radiations thermiques. L'invention propose également une pièce de turbomachine, telle qu'un carter ou une nacelle arrière, ou un disque de frein dans un système de freinage caractérisée en ce qu'elle comprend un revêtement de protection thermique tel que décrit ci-dessus ou réalisé par exécution du procédé qui vient d'être décrit. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 représente schématiquement des moyens de réalisation d'un revêtement de protection thermique selon l'invention ; - la figure 2 est un graphe représentant des courbes de dilatation thermique d'un revêtement selon l'invention et de la pièce sur laquelle ce 5 revêtement est déposé ; - la figure 3 est une vue schématique en coupe, à grande échelle, d'une surface de pièce comportant un revêtement de protection thermique selon l'invention. On a représenté schématiquement en figure 1 des moyens pour la 10 formation d'un revêtement 10 de protection thermique à la surface d'une pièce 12, en particulier d'une pièce de turbomachine, ces moyens comprenant une torche à plasma 14 comprenant des moyens d'amenée de gaz plasmagènes tels que de l'argon et de l'hydrogène et des moyens d'alimentation électrique, ainsi que des moyens 16 d'injection latérale d'un 15 débit de poudre métallique et des moyens 18 d'injection latérale d'un débit de micro-billes creuses en céramique, la poudre métallique et les micro-billes de céramique étant injectées dans un dard 20 de plasma à une distance D de la surface de la pièce à revêtir qui est de l'ordre de 150 mm pour une torche 14 d'un type donné. 20 Les positions d'injection de la poudre métallique et des billes de céramique sont réglables, l'injection des billes de céramique se faisant en aval de l'injection de la poudre métallique pour tenir compte de la différence de masse volumique de ces deux constituants. La poudre métallique injectée en 16 dans le dard de plasma est une 25 poudre d'un alliage métallique tel que NIAI, NiCrAI ou MCrAIY, M étant du nickel ou du cobalt ou du nickel-cobalt, en fonction des températures auxquelles est exposée la pièce 12 à protéger. On peut utiliser par exemple des alliages du type NiCrAl pour des plages de températures comprises entre -50°C et +900°C et des alliages 30 du type MCrAIY pour des plages de température allant jusqu'à + 1100°C, M étant un métal tel que Ni ou Co ou du nickel-cobalt.
Les micro-billes creuses de céramique injectées en 18 ont une composition quelconque et un diamètre moyen compris entre 30 et 250 pm environ, ces micro-billes étant par exemple du type silico-alumineux et étant des produits de recyclage tels que ceux issus de combustion d'incinérateur. Le mélange projeté sur la surface de la pièce 12 comprend au moins 80% en volume de micro-billes de céramique et, de préférence, au moins 90% en volume de ces micro-billes. Dans un exemple de réalisation, on projette à l'aide d'une torche 14 sur la surface de la pièce 12 un mélange d'un alliage NiCrAI et de micro-billes creuses de céramique, le débit d'alliage métallique étant de 24 g/mn et le débit de micro-billes de céramique étant de 48 g/mn. La torche à plasma est alimentée par un débit de gaz plasmagènes Ar-H2 compris entre 5 et 50 litres par minute, et par un courant électrique d'une intensité de 500A. On forme ainsi sur la pièce 12 un revêtement 10 ayant une masse volumique de 1700 kg/m3 qui contient 95% environ en volume de micro-billes creuses de céramique. La conductibilité thermique de ce revêtement est de l'ordre de 0,7 à 1,4 W/m.°C entre 20 et 800°C. L'épaisseur du revêtement 10 est typiquement comprise entre 2 et 5 mm environ, en fonction des températures auxquelles la pièce 12 est soumise. II est intéressant que le revêtement de protection 10 ait un coefficient de dilatation thermique inférieur à celui de la pièce 12 comme on le constate à partir des courbes de dilatation thermique de la figure 2.
On a représenté sur cette figure la courbe dl de dilatation thermique de la pièce 12 en fonction de la température T, et la courbe d2 de dilatation thermique du revêtement 10. Lors de la formation du revêtement 10, la matière de ce revêtement est soumise à une température assez nettement supérieure à la température à laquelle est exposée la pièce 12. Toutefois, comme le revêtement de protection thermique a un coefficient de dilatation inférieur à celui de la pièce 12, les dilatations thermiques de la pièce 12 et du revêtement 10 aux températures qu'ils leur sont appliquées sont sensiblement égales et leur différence Ld est relativement faible. Ainsi, au refroidissement, le revêtement de protection thermique 10 ne sera pas le siège d'une accumulation de contraintes en traction qui seraient susceptibles de provoquer des micro-fissurations, dans le revêtement isolant et/ou à l'interface entre la pièce 12 et le revêtement 10, ces micro-fissurations formant des ponts thermiques et dégradant l'isolation thermique.
Cela permet de former des revêtements 10 de plus forte épaisseur sur la pièce 12 sans risque de décollement. Typiquement, le revêtement de protection thermique 10 a une adhérence sur la pièce 12 comprise entre 5 et 20 MPa, en fonction de sa teneur en micro-billes creuses, et une dureté comprise entre 10 et 80 HR15Y. Lorsque l'on souhaite améliorer l'adhérence du revêtement 10 sur la pièce 12 on peut, comme représenté schématiquement en figure 3, former sur la pièce 12 une couche d'accrochage qui augmente la rugosité superficielle de la pièce 12 et améliore l'adhérence du revêtement de protection thermique. Cette couche d'accrochage 22 peut être formée par projection thermique d'un matériau métallique qui est de préférence identique à l'alliage métallique du revêtement 10. La couche d'accrochage 22 peut avoir une épaisseur comprise typiquement entre 50 et 200 pm.
Comme le revêtement 10 de protection thermique est sensible à l'érosion, du fait que la présence des micro-billes creuses de céramique 24 on peut former sur le revêtement 10 une couche de protection contre l'érosion, cette couche 26 étant réalisée par projection thermique d'un matériau métallique et ayant une épaisseur typiquement comprise entre 50 et 150 pm, ou bien déposer sur le revêtement 10, par peinture ou par dépôt électrolytique, (ce revêtement étant électroconducteur), une couche d'un autre matériau ayant des propriétés anti-érosion. En variante, la couche supérieure 26 peut être une couche antifriction ou une couche de protection contre l'usure par frottement, comme par exemple une couche d'un carbure tel que WC/Co ou WC/CoCr, ou encore une couche d'un matériau métallique standard tel que NiAI ou NiCrAI revêtu d'un film d'un vernis minéral résistant aux hautes températures. Lorsque la pièce 12 est dans un environnement où les radiations thermiques sont importantes, la couche supérieure 26 peut avoir des propriétés réfléchissantes par rapport au spectre radiatif incident. On peut par exemple déposer sur le revêtement 10 de protection thermique une couche de faible épaisseur (de 50 à 200 pm par exemple) d'un revêtement céramique tel que ZrO2/Y203, utilisable jusqu'à des températures de 1250°C environ. Une telle couche permet de réfléchir plus de 40% de l'énergie radiante reçue.

Claims (12)

  1. REVENDICATIONS. 1. Revêtement de protection thermique, en particulier pour des pièces de turbomachine ou des disques de frein, caractérisé en ce qu'il comprend au moins 80% en volume de micro-billes creuses de céramique réparties dans un alliage métallique à base de nickel ou de cobalt.
  2. 2. Revêtement selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend au moins 90% en volume de micro-billes creuses de céramique.
  3. 3. Revêtement selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il a une épaisseur inférieure ou égale à 5 mm.
  4. 4. Revêtement selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le diamètre des micro-billes est compris entre 30 et 250 pm.
  5. 5. Revêtement selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alliage métallique comprend de l'aluminium.
  6. 6. Revêtement selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alliage métallique comprend du chrome.
  7. 7. Revêtement selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'alliage métallique comprend de l'yttrium.
  8. 8. Procédé de réalisation d'un revêtement de protection thermique selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il consiste à former le revêtement (10) par projection thermique, sur la surface d'une pièce (12), d'un mélange de micro-billes creuses de céramique et d'une poudre d'un alliage métallique à base de nickel ou de cobalt, au moyen d'une torche à plasma (14) générant un dard de plasma (20) orienté vers la pièce (12) et dans lequel on injecte simultanément et latéralement, en amont, la poudre d'alliage métallique et, en aval, les micro-billes de céramique.
  9. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'on forme d'abord sur la surface de la pièce (12), par projection thermique, une couche d'accrochage (22) en alliage métallique, ayant une épaisseurcomprise entre 50 et 200 pm, cet alliage étant identique à celui du revêtement (10) de protection thermique.
  10. 10. Procédé selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce qu'il consiste ensuite à former sur le revêtement (10) de protection thermique une couche (26) de protection contre l'érosion ou contre l'usure par frottement et/ou une couche réfléchissante de protection contre les radiations thermiques.
  11. 11. Pièce de turbomachine, telle qu'un carter ou une nacelle arrière, caractérisée en ce qu'elle comprend un revêtement de protection thermique selon l'une des revendications 1 à 7 ou réalisé par exécution du procédé selon l'une des revendications 8 à 10.
  12. 12. Disque de frein, caractérisé en ce qu'il comprend un revêtement de protection thermique selon l'une des revendications 1 à 7 ou réalisé par exécution du procédé selon l'une des revendications 8 à 10.
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RU2012103463/02A RU2012103463A (ru) 2009-07-02 2010-07-01 Теплозащитное покрытие для детали газотурбинного двигателя и способ его реализации
CN2010800300792A CN102471860A (zh) 2009-07-02 2010-07-01 用于涡轮引擎部件的热保护涂层及其制作方法
JP2012518122A JP2012531523A (ja) 2009-07-02 2010-07-01 タービンエンジン部品用の断熱被膜およびその製造方法
US13/380,952 US20120107110A1 (en) 2009-07-02 2010-07-01 thermal protection coating for a turbine-engine part, and a method of making it
CA2766493A CA2766493A1 (fr) 2009-07-02 2010-07-01 Revetement de protection thermique pour une piece de turbomachine et son procede de realisation
BRPI1014009A BRPI1014009A2 (pt) 2009-07-02 2010-07-01 revestimento de proteção térmica, processo de produção de um revestimento de proteção térmica, peça de turbomáquina, e, disco de freio.
PCT/FR2010/051382 WO2011001117A1 (fr) 2009-07-02 2010-07-01 Revêtement de protection thermique pour une pièce de turbomachine et son procédé de réalisation

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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2604377B1 (fr) * 2011-12-15 2015-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Procédé de traitement laser d'une pièce doté d'une couche en céramique
CN102744930B (zh) * 2012-06-26 2015-08-19 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 空调压缩机零部件表面的强韧润滑复合薄膜及其制备方法
WO2014123841A1 (fr) * 2013-02-10 2014-08-14 United Technologies Corporation Film amovible pour surfaces de profil aérodynamique
US20180179623A1 (en) * 2016-12-22 2018-06-28 GM Global Technology Operations LLC Thermal spray deposition of hollow microspheres
CN111520423B (zh) * 2020-05-11 2021-03-16 中国矿业大学 一种矿井高速提升机用非均质制动盘
CN114455757B (zh) * 2022-01-06 2024-01-19 纳美盾新材料有限公司 一种净水处理系统及其工艺

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2507729A1 (fr) * 1981-06-12 1982-12-17 Snecma Joint susceptible d'etre use par abrasion et son procede de realisation
WO1997018341A1 (fr) * 1995-11-13 1997-05-22 The University Of Connecticut Produits nanostructures pour pulverisation a chaud
US6071628A (en) * 1999-03-31 2000-06-06 Lockheed Martin Energy Systems, Inc. Thermal barrier coating for alloy systems
US20040137259A1 (en) * 2003-01-09 2004-07-15 Pabla Surinder Singh High temperature, oxidation-resistant abradable coatings containing microballoons and method for applying same

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2507331A1 (fr) * 1981-06-05 1982-12-10 Cables De Lyon Geoffroy Delore Dispositif de jonction des extremites de deux cables sous-marins a fibres optiques
US4386112A (en) * 1981-11-02 1983-05-31 United Technologies Corporation Co-spray abrasive coating
JPH0248769B2 (ja) * 1989-03-29 1990-10-26 Toyo Kaabon Kk Bureekipatsudo
CA2055897C (fr) * 1990-11-21 1997-08-26 Larry Sokol Enceinte utilisee pour l'application d'un enduit vaporise a chaud et methode d'utilisation connexe
DE69707365T2 (de) * 1996-06-27 2002-07-11 United Technologies Corp., Hartford Isolierendes, wärmedämmendes Beschichtungssystem
US6977060B1 (en) * 2000-03-28 2005-12-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Method for making a high temperature erosion resistant coating and material containing compacted hollow geometric shapes
JP3825231B2 (ja) * 2000-07-24 2006-09-27 三菱重工業株式会社 溶射用中空セラミックス粉末の製造方法
US6670046B1 (en) * 2000-08-31 2003-12-30 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coating system for turbine components
JP2003308074A (ja) * 2002-04-16 2003-10-31 Oda Kensetsu Kk 多孔質吸音・遮音性成形体及びその製造方法
CA2504831C (fr) * 2005-04-21 2010-10-19 Standard Aero Limited Revetements composites en ceramique resistant a l'usure et methode de production connexe

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2507729A1 (fr) * 1981-06-12 1982-12-17 Snecma Joint susceptible d'etre use par abrasion et son procede de realisation
WO1997018341A1 (fr) * 1995-11-13 1997-05-22 The University Of Connecticut Produits nanostructures pour pulverisation a chaud
US6071628A (en) * 1999-03-31 2000-06-06 Lockheed Martin Energy Systems, Inc. Thermal barrier coating for alloy systems
US20040137259A1 (en) * 2003-01-09 2004-07-15 Pabla Surinder Singh High temperature, oxidation-resistant abradable coatings containing microballoons and method for applying same

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CN102471860A (zh) 2012-05-23
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