FR3102775A1 - Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement - Google Patents

Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement Download PDF

Info

Publication number
FR3102775A1
FR3102775A1 FR1912379A FR1912379A FR3102775A1 FR 3102775 A1 FR3102775 A1 FR 3102775A1 FR 1912379 A FR1912379 A FR 1912379A FR 1912379 A FR1912379 A FR 1912379A FR 3102775 A1 FR3102775 A1 FR 3102775A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
substrate
mass fraction
cavity
layer
aircraft
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
FR1912379A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3102775B1 (fr
Inventor
Amar Saboundji
Jérémy RAME
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 SA
Original Assignee
Safran SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran SA
Priority to FR1912379A priority Critical patent/FR3102775B1/fr
Priority to PCT/FR2020/052002 priority patent/WO2021089945A1/fr
Priority to CN202080076901.2A priority patent/CN114667365B/zh
Priority to US17/774,187 priority patent/US20220356555A1/en
Priority to EP20816268.5A priority patent/EP4055201A1/fr
Publication of FR3102775A1 publication Critical patent/FR3102775A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3102775B1 publication Critical patent/FR3102775B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/02Pretreatment of the material to be coated
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/06Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using gases
    • C23C10/08Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using gases only one element being diffused
    • C23C10/10Chromising
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C22METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22CALLOYS
    • C22C19/00Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/051Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
    • C22C19/057Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being less 10%
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/30Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes using a layer of powder or paste on the surface
    • C23C10/32Chromising
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/36Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation only one element being diffused
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/36Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation only one element being diffused
    • C23C10/38Chromising
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/36Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation only one element being diffused
    • C23C10/38Chromising
    • C23C10/40Chromising of ferrous surfaces
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/36Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation only one element being diffused
    • C23C10/44Siliconising
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/36Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation only one element being diffused
    • C23C10/44Siliconising
    • C23C10/46Siliconising of ferrous surfaces
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/52Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation more than one element being diffused in one step
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/58Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation more than one element being diffused in more than one step
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/60After-treatment
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C16/00Chemical coating by decomposition of gaseous compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating, i.e. chemical vapour deposition [CVD] processes
    • C23C16/06Chemical coating by decomposition of gaseous compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating, i.e. chemical vapour deposition [CVD] processes characterised by the deposition of metallic material
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C16/00Chemical coating by decomposition of gaseous compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating, i.e. chemical vapour deposition [CVD] processes
    • C23C16/22Chemical coating by decomposition of gaseous compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating, i.e. chemical vapour deposition [CVD] processes characterised by the deposition of inorganic material, other than metallic material
    • C23C16/24Deposition of silicon only
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/02Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings only including layers of metallic material
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/02Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings only including layers of metallic material
    • C23C28/021Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings only including layers of metallic material including at least one metal alloy layer
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C23COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23CCOATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/02Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings only including layers of metallic material
    • C23C28/023Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings only including layers of metallic material only coatings of metal elements only
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Physical Vapour Deposition (AREA)

Abstract

La présente invention concerne une pièce comprenant un substrat en superalliage base nickel, le substrat présentant une première fraction massique moyenne d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome, le substrat comprenant au moins une cavité ouverte dans la pièce et préférentiellement un canal de refroidissement, le substrat comprenant en outre une couche superficielle formant au moins en partie la cavité, la couche superficielle présentant une deuxième fraction massique moyenne du ou des premiers éléments strictement supérieure à la première fraction massique moyenne. Figure pour l’abrégé : Fig. 1

Description

Pièce d’aéronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement
DOMAINE DE L'INVENTION
L’invention concerne une pièce d’aéronef, telle qu’une aube de turbine ou une ailette de distributeur.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Dans un turboréacteur, les gaz d’échappement générés par la chambre de combustion peuvent atteindre des températures élevées, par exemple supérieure à 1200°C, voire 1600°C. Les pièces du turboréacteur, en contact avec ces gaz d’échappement, telles que les aubes de turbine par exemple, doivent ainsi être capables de conserver leurs propriétés mécaniques à ces températures élevées.
A cet effet, il est connu de fabriquer certaines pièces du turboréacteur en « superalliage ». Les superalliages constituent une famille d’alliages métalliques à haute résistance pouvant travailler à des températures relativement proches de leurs points de fusion (typiquement 0,7 à 0,8 fois leurs températures de fusion).
Toutefois, une pièce en superalliage présente toujours une température limite de fonctionnement au-dessus de laquelle le fluage de la pièce est trop important pour que la pièce puisse être utilisée.
A cet effet, il est connu de fabriquer des pièces d’aéronef comprenant un ou plusieurs canaux de refroidissement. Un fluide, tel qu’un gaz sortant du compresseur basse pression, peut-être introduit dans le ou les canaux de refroidissement. Sa circulation permet alors de refroidir la pièce.
Toutefois, les parois du ou des canaux de refroidissement sont sensibles à l’environnement. En particulier, ces parois peuvent être oxydées et ou corrodées lors de l’utilisation de la pièce, ce qui diminue son temps d’utilisation.
Un but de l’invention est de proposer une solution pour fabriquer une pièce de turbine comprenant un canal de refroidissement moins sensible à l’oxydation et/ou à la corrosion que les canaux de refroidissement de l’art antérieur.
Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une pièce comprenant un substrat en superalliage base nickel, le substrat présentant une première fraction massique moyenne d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome, le substrat comprenant au moins une cavité ouverte dans la pièce et préférentiellement un canal de refroidissement, le substrat comprenant une couche superficielle formant au moins en partie la cavité, la couche superficielle présentant une deuxième fraction massique moyenne du ou des premiers éléments strictement supérieure à la première fraction massique moyenne.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles :
- la pièce comprend en outre un revêtement recouvrant la couche superficielle, le revêtement présentant une fraction massique du ou des premiers éléments supérieure à 50 %, et préférentiellement supérieure à 90 %,
- l’épaisseurl 2 de la couche superficielle est au moins supérieure à 50 nm,
- le premier élément est du hafnium et la deuxième fraction massique est comprise entre 0,4 % et 4,5 %,
- le premier élément est du silicium, et la deuxième fraction massique est comprise entre 4 % et 10 %,
- le premier élément est du chrome et la deuxième fraction massique est comprise entre 0,2 % et 5 %,
- le substrat comprend du rhénium et/ou du ruthénium et la fraction massique moyenne en rhénium et/ou en ruthénium du substrat est supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement supérieure ou égale à 4 %,
- la pièce est une pièce de turbine.
Un autre aspect de l’invention est une turbine d’aéronef comprenant une pièce conforme à l’invention.
Un autre aspect de l’invention est un aéronef comprenant une pièce conforme à l’invention.
Un autre aspect de l’invention est un procédé de fabrication d’une pièce d’aéronef conforme à l’invention, comprenant au moins les étapes suivante :
- fourniture d’une pièce comprenant un substrat en superalliage base nickel, le substrat comprenant au moins une cavité ouverte dans la pièce,
- dépôt sur au moins une partie de la cavité d’au moins une couche d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome,
- traitement thermique du substrat et de la couche de sorte à faire diffuser le ou les premiers éléments de la couche dans le substrat.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en l’une quelconque de leurs combinaisons techniquement possibles :
- le traitement thermique est mis en œuvre dans une enceinte sous vide ou dans une enceinte comprenant un ou des gaz inertes, préférentiellement au moins un gaz choisi parmi l’argon et l’hélium,
- l’étape de traitement thermique est mise en œuvre pendant une à huit heures, dans une enceinte dans laquelle la température est contrôlée entre 700°C et 1300°C et préférentiellement entre 900°C et 1250°C.
Un autre aspect de l’invention est un procédé de refroidissement d’une pièce d’aéronef, dans lequel la pièce est conforme à l’invention, le procédé comprenant une étape d’injection d’un fluide de refroidissement dans la cavité.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 illustre schématiquement une section d’une pièce d’aéronef, par exemple une aube de turbine, ou une ailette de distributeur, comprenant un canal de refroidissement,
– la figure 2 illustre schématiquement un procédé de fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,
– la figure 3 illustre schématiquement la paroi d’un canal de refroidissement lors de la fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,
– la figure 4 illustre schématiquement la paroi d’un canal de refroidissement lors de la fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,
– la figure 5 illustre schématiquement la paroi d’un canal de refroidissement d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,
– la figure 6 est une microphotographie d’une paroi d’un canal de refroidissement lors de la fabrication d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention,
– la figure 7 est une microphotographie d’une paroi d’un canal de refroidissement d’une pièce selon un mode de réalisation de l’invention.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DEFINITIONS
On désigne par le terme « superalliage » un alliage présentant, à haute température et à haute pression, une très bonne résistance à l'oxydation, à la corrosion, au fluage et à des contraintes cycliques (notamment mécaniques ou thermiques). Les superalliages trouvent une application particulière dans la fabrication de pièces utilisées dans l'aéronautique, par exemple des aubes de turbine, car ils constituent une famille d’alliages à haute résistance pouvant travailler à des températures relativement proches de leurs points de fusion (typiquement 0,7 à 0,8 fois leurs températures de fusion).
Un superalliage peut présenter une microstructure biphasique comprenant une première phase (appelée « phase γ ») formant une matrice, et une deuxième phase (appelée « phase γ’ ») formant des précipités durcissant dans la matrice. La coexistence de ces deux phases est désignée par « phase γ-γ’ ».
La « base » du superalliage désigne le composant métallique principal de la matrice. Dans la majorité des cas, les superalliages comprennent une base fer, cobalt, ou nickel, mais également parfois une base titane ou aluminium. La base du superalliage est préférentiellement une base nickel.
Les « superalliages base nickel » présentent l’avantage d’offrir un bon compromis entre résistance à l’oxydation, résistance à la rupture à haute température et poids, ce qui justifie leur emploi dans les parties les plus chaudes des turboréacteurs.
Les superalliages base nickel sont constitués d’une phase γ (ou matrice) de type austénitique cubique à face centrée γ-Ni, contenant éventuellement des additifs en solution solide de substitution α (Co, Cr, W, Mo), et d’une phase γ’ (ou précipités) de type γ’-Ni3X, avec X = Al, Ti ou Ta. La phase γ’ possède une structure L12 ordonnée, dérivée de la structure cubique à face centrée, cohérente avec la matrice, c’est-à-dire ayant une maille atomique très proche de celle-ci.
De par son caractère ordonné, la phase γ’ présente la propriété remarquable d’avoir une résistance mécanique qui augmente avec la température jusqu’à 800°C environ. La cohérence très forte entre les phases γ et γ’ confère une tenue mécanique à chaud très élevée des superalliages à base nickel, qui dépend elle-même du ratio γ/γ’ et de la taille des précipités durcissant.
Un superalliage est préférentiellement riche en rhénium et ou en ruthénium, c’est-à-dire que la fraction massique moyenne en rhénium et en ruthénium du superalliage est supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement à 4 %, permettant d’augmenter la résistance au fluage des pièces en superalliage comparativement aux pièces en superalliage sans rhénium.
Un superalliage est préférentiellement pauvre en chrome en moyenne, c’est-à-dire que la fraction massique moyenne dans l’ensemble du superalliage en chrome est inférieure à 5 %, préférentiellement inférieure à 3 %. En effet, l’appauvrissement en chrome lors d’un enrichissement en rhénium et/ou en ruthénium du superalliage permet de garder une structure allotropique stable du superalliage, en particulier une phase γ-γ’.
Les termes « fraction massique » désignent le rapport de la masse d’un élément ou d’un groupe d’éléments sur la masse totale.
On entend par « revêtement de protection » une couche recouvrant le substrat et permettant de le protéger chimiquement et/ou mécaniquement. Le revêtement de protection permet préférentiellement d’éviter la corrosion et/ou l’oxydation du substrat. Le revêtement de protection peut être préférentiellement une couche de liaison entre le substrat et une couche de protection thermique.
On entend par « cavité ouverte » d’une pièce une cavité reliée à l’extérieur de la pièce.
On entend par « vide secondaire » un vide dans lequel l’atmosphère est contrôlée à une pression comprise entre 10-7millibars et 10-3millibars exclu.
On entend par « vide primaire » un vide dans lequel l’atmosphère est contrôlée à une pression comprise entre 10-3et 1 millibars.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Substrat 2
En référence à la figure 1, une pièce 1 d’aéronef comprend un substrat 2 en superalliage monocristallin. La pièce d’aéronef est préférentiellement une pièce de turbine. Le superalliage monocristallin est préférentiellement un superalliage base nickel, mais peut être également un superalliage base cobalt, par exemple obtenu par un procédé de coulée equiaxe ou par solidification dirigée. Le substrat 2 présente préférentiellement majoritairement une phase γ-γ’. Le substrat 2 peut également comprendre du rhénium et/ou du ruthénium, la fraction massique moyenne du rhénium et/ou du ruthénium étant supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement supérieure ou égale à 4 %, permettant d’augmenter la résistance au fluage de la pièce en superalliage comparativement aux pièces en superalliage sans rhénium et/ou ruthénium.
Le substrat 2 présente préférentiellement une première fraction massique moyenne en chrome dans l’ensemble du substrat faible, c’est-à-dire inférieure à 5 %. Ainsi, le substrat présente des propriétés mécaniques de résistance au fluage à haute température supérieures à un substrat présentant une première fraction massique en chrome supérieure à 5 %. Le tableau 1 décrit des exemples de composition du substrat 2, en fraction massique moyenne de chaque élément dans l’ensemble du substrat 2.
  Eléments du substrat en superalliage (fraction massique moyenne en %)
  Ni Al Co Cr Mo Re Ta Ti W Cb Ru
A Base 5.2 6.5 7.8 2 0 7.9 1.1 5.7    
B Base 5.6 9 6.5 0.6 3 6.5 1 6    
C Base 5.73 9.6 3.46 0.6 4.87 8.28 0.86 5.5    
D Base 5.7 3 2 0.4 6 8 0.2 5 0.1  
E Base 5.8 12.5 4.2 1.4 5.4 7.2 0 6    
F Base 6 <0.2 4 1 4 5 0.5 5   4
Tableau 1
En référence à la figure 1, le substrat 2 forme au moins une cavité 12 dans la pièce 1. Préférentiellement, la cavité 12 est un canal de refroidissement 13 de la pièce 1. Le canal de refroidissement 13 peut présenter une entrée de fluide de refroidissement et une sortie de fluide de refroidissement. Il est ainsi possible d’introduire un fluide de refroidissement, tel qu’un gaz issu du compresseur basse pression, dans le canal de refroidissement de la pièce, de manière à diminuer la température de la pièce lors de son utilisation.
Procédé de fabrication de la pièce 1 et de protection de la cavité 12
En référence à la figure 2, un aspect de l’invention est un procédé de fabrication d’une pièce d’aéronef. Un tel procédé comprend une étape 201 de fourniture d’une pièce comprenant un substrat 2 tel que décrit précédemment. Un tel substrat 2 a alors déjà subi les étapes de mise en solution des eutectiques et de trempe.
En référence à la figure 3 et à la figure 4, le procédé comprend une étape 202 de dépôt, sur au moins une partie de la cavité 12, d’au moins une couche 14 de traitement d’un premier élément choisi parmi le hafnium, le silicium et le chrome. En référence à la figure 3, plusieurs couches 14, chaque couche 14 comprenant un élément différent choisi parmi le hafnium, le silicium et le chrome, peuvent être déposées sur au moins une partie de la cavité 12.
L’épaisseurl 1 de la couche 14 déposée lors de l’étape de 102 peut être comprise entre 10 nm et 10 µm. Quand le premier élément est du hafnium, l’épaisseurl 1 de la couche 14 déposée est préférentiellement comprise entre 50 nm et 500 nm. Quand le premier élément est du silicium, l’épaisseurl 1 de la couche 14 déposée est préférentiellement comprise entre 100 nm et 500 nm. Quand le premier élément est du chrome, l’épaisseurl 1 de la couche 14 dépôts et est préférentiellement comprise entre 0,5 micromètres et 3 micromètres.
Le dépôt de la ou des couches 14 sur la cavité 12 peut être mis en œuvre par des méthodes de dépôts chimiques en phase vapeur (CVD), tels que PECVD, LPCVD, UHVCVD, APCVD, ALCVD, UHVCVD.
En référence à la figure 2, à la figure 5, à la figure 6 et à la figure 7, le procédé comprend une étape 203 de traitement thermique du substrat 2 et de la couche 14 de sorte à faire diffuser le ou les premiers éléments de la couche 14 dans le substrat 2. Ainsi, le ou les premiers éléments de la couche 14 diffusent dans le substrat 2, de manière à former une couche superficielle C1 dans le substrat 2. Une deuxième fraction massique moyenne en premier(s) élément(s) dans la couche superficielle C1 est strictement supérieure à la première fraction massique moyenne en premier élément dans le substrat 2. Ainsi, il est possible de protéger la cavité 12, et préférentiellement le ou les canaux de refroidissement 13, de l’oxydation et/ou de la corrosion, tout en maintenant une fraction massique moyenne en chrome, en Hafnium, et/ou en silicium suffisamment basse dans le substrat 2.
En référence à la figure 7, après l’étape 203, le substrat 2 comprend la couche superficielle C1, et est recouvert par un revêtement C2, issu de la couche 14 déposée avant l’étape 203 de traitement thermique. Le revêtement C2 peut ne comprendre que du ou des premiers éléments. Toutefois, il est possible que, pendant l’étape 203 de traitement thermique, certains éléments du substrat 2 soient introduits dans la couche 14. Ainsi, le revêtement C2 présente une fraction massique du ou des premiers éléments supérieure à 50 %, et préférentiellement supérieure à 90 %. L’épaisseurl 2 de la couche superficielle C1 est supérieure à 50 nm, soit à la longueur caractéristique de diffusion du ou des premiers éléments. L’épaisseurl 2 peut être notamment supérieure à 100 nm, et préférentiellement comprise entre 100 nm et 100 µm. Le revêtement C2 présente une épaisseurl 3 comprise entre 50 nm et 100 µm.
Préférentiellement, la couche superficielle C1 présente une deuxième fraction massique en premier élément adaptée à former un revêtement de protection par oxydation du premier élément. Lorsque le premier élément est du hafnium, la deuxième fraction massique peut être préférentiellement comprise entre 0,4 % et 4,5 %. Lorsque le premier élément est du silicium, la deuxième fraction massique peut être préférentiellement comprise entre 4 % et 10 %. Lorsque le premier élément est du chrome, la deuxième fraction massique peut être préférentiellement comprise entre 0,2 % et 5 %.
Le substrat 2 et la ou les couches 14 obtenus lors de l’étape 202 peuvent être par exemple disposés dans une enceinte pour la mise en œuvre de l’étape 203 de traitement thermique. Lors de l’étape 203 de traitement thermique, l’enceinte peut être mise sous vide, ou remplie d’un ou plusieurs gaz inertes, tels que l’argon et/ou l’hélium. Préférentiellement, un vide secondaire peut être maintenu à l’intérieur de l’enceinte. Préférentiellement, un vide primaire peut être contrôlé à l’intérieur de l’enceinte, le vide primaire étant formé par au moins un élément choisi parmi de l’argon, de l’hélium et du dihydrogène. Ainsi, il est possible d’éviter l’oxydation de la surface du substrat 2 lors de l’étape 203 de traitement thermique. Préférentiellement, l’étape 203 de traitement thermique comprend une sous-étape de montée thermique dans laquelle la température dans l’enceinte est contrôlée de manière à augmenter à une vitesse comprise dans une gamme de 5 à 100 °C par minute. Préférentiellement, l’étape de traitement thermique est mise en œuvre pendant une à huit heures, dans une enceinte dans laquelle la température est contrôlée entre 700°C et 1300°C, et préférentiellement entre 900 °C et 1250 °C. Au-dessus de 700 °C, et préférentiellement au-dessus de 900 °C, le ou les premiers éléments diffusent dans le substrat 2. La température est contrôlée en dessous de 1300 °C, et préférentiellement en dessous de 1250 °C, de manière à ne pas dégrader le superalliage.

Claims (14)

  1. Pièce (1) comprenant un substrat (2) en superalliage base nickel, le substrat (2) présentant une première fraction massique moyenne d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome, le substrat (2) comprenant au moins une cavité (12) ouverte dans la pièce (1), préférentiellement un canal de refroidissement (13), la pièce étant caractérisée en ce que le substrat comprend une couche superficielle (C1) formant au moins en partie la cavité, la couche superficielle (C1) présentant une deuxième fraction massique moyenne du ou des premiers éléments strictement supérieure à la première fraction massique moyenne.
  2. Pièce selon la revendication 1, comprenant en outre un revêtement (C2), recouvrant la couche superficielle (C1), le revêtement (C2) présentant une fraction massique du ou des premiers éléments supérieure à 50 %, et préférentiellement supérieure à 90 %.
  3. Pièce (1) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l’épaisseurl 2 de la couche superficielle (C1) est au moins supérieure à 50 nm.
  4. Pièce (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le premier élément est du hafnium, et dans laquelle la deuxième fraction massique est comprise entre 0,4 % et 4,5 %.
  5. Pièce (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le premier élément est du silicium, et dans laquelle la deuxième fraction massique est comprise entre 4 % et 10 %.
  6. Pièce (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le premier élément est du chrome, et dans laquelle la deuxième fraction massique est comprise entre 0,2 % et 5 %.
  7. Pièce (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle le substrat (2) comprend du rhénium et/ou du ruthénium, la fraction massique moyenne en rhénium et/ou en ruthénium du substrat étant supérieure ou égale à 3 %, et préférentiellement supérieure ou égale à 4 %.
  8. Pièce (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle la pièce est une pièce de turbine.
  9. Turbine d’aéronef comprenant une pièce conforme à l’une des revendications précédentes.
  10. Aéronef comprenant une pièce conforme à l’une des revendications 1 à 5.
  11. Procédé de fabrication d’une pièce (1) d’aéronef conforme à la pièce de l’une des revendications 1 à 7, comprenant au moins les étapes suivante :
    - fourniture d’une pièce comprenant un substrat (2) en superalliage base nickel, le substrat (2) comprenant au moins une cavité ouverte dans la pièce (1),
    - dépôt sur au moins une partie de la cavité d’au moins une couche (14) d’un ou plusieurs premiers éléments choisis parmi du hafnium, du silicium et du chrome,
    - traitement thermique du substrat (2) et de la couche (14) de sorte à faire diffuser le ou les premiers éléments de la couche (14) dans le substrat.
  12. Procédé selon la revendication 11, dans lequel le traitement thermique est mis en œuvre dans une enceinte sous vide ou dans une enceinte comprenant un ou des gaz inertes, préférentiellement au moins un gaz choisi parmi l’argon et l’hélium.
  13. Procédé selon l’une des revendications 11 à 12, dans lequel l’étape de traitement thermique est mise en œuvre pendant une à huit heures, dans une enceinte dans laquelle la température est contrôlée entre 700°C et 1300°C et préférentiellement entre 900°C et 1250°C.
  14. Procédé de refroidissement d’une pièce (1) d’aéronef, dans lequel la pièce (1) est conforme à l’une des revendications 1 à 8, le procédé comprenant une étape d’injection d’un fluide de refroidissement dans la cavité.
FR1912379A 2019-11-05 2019-11-05 Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement Active FR3102775B1 (fr)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1912379A FR3102775B1 (fr) 2019-11-05 2019-11-05 Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement
PCT/FR2020/052002 WO2021089945A1 (fr) 2019-11-05 2020-11-05 Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement
CN202080076901.2A CN114667365B (zh) 2019-11-05 2020-11-05 包括冷却通道的高温合金飞行器部件
US17/774,187 US20220356555A1 (en) 2019-11-05 2020-11-05 Superalloy aircraft part comprising a cooling channel
EP20816268.5A EP4055201A1 (fr) 2019-11-05 2020-11-05 Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1912379A FR3102775B1 (fr) 2019-11-05 2019-11-05 Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement
FR1912379 2019-11-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3102775A1 true FR3102775A1 (fr) 2021-05-07
FR3102775B1 FR3102775B1 (fr) 2022-04-22

Family

ID=71452270

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1912379A Active FR3102775B1 (fr) 2019-11-05 2019-11-05 Piece d'aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220356555A1 (fr)
EP (1) EP4055201A1 (fr)
CN (1) CN114667365B (fr)
FR (1) FR3102775B1 (fr)
WO (1) WO2021089945A1 (fr)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2377683A2 (fr) * 2010-04-16 2011-10-19 United Technologies Corporation Revêtement métallique pour alliages de cristal simple
WO2017212195A1 (fr) * 2016-06-10 2017-12-14 Safran Procédé de fabrication d'une pièce en superalliage à base de nickel contenant de l'hafnium
WO2019077271A1 (fr) * 2017-10-20 2019-04-25 Safran Piece de turbine en superalliage comprenant du rhenium et procede de fabrication associe
WO2020128394A1 (fr) * 2018-12-21 2020-06-25 Safran Pièce de turbine en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procédé de fabrication associé

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3312546A (en) * 1965-10-20 1967-04-04 Bethlehem Steel Corp Formation of chromium-containing coatings on steel strip
US3556744A (en) * 1965-08-16 1971-01-19 United Aircraft Corp Composite metal article having nickel alloy having coats containing chromium and aluminum
US6503347B1 (en) * 1996-04-30 2003-01-07 Surface Engineered Products Corporation Surface alloyed high temperature alloys
EP0821076B1 (fr) * 1996-07-23 2001-11-28 ROLLS-ROYCE plc Procédé d'aluminisation d'un superalliage
US5925198A (en) * 1997-03-07 1999-07-20 The Chief Controller, Research And Developement Organization Ministry Of Defence, Technical Coordination Nickel-based superalloy
WO1999066089A1 (fr) * 1998-06-15 1999-12-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ALLIAGE MONOCRISTALLIN A BASE DE Ni DOTE D'UN FILM DE REVETEMENT PERMETTANT D'EMPECHER LA CASSURE DE RECRISTALLISATION
US6273678B1 (en) * 1999-08-11 2001-08-14 General Electric Company Modified diffusion aluminide coating for internal surfaces of gas turbine components
US6933062B2 (en) * 2001-08-16 2005-08-23 General Electric Company Article having an improved platinum-aluminum-hafnium protective coating
US6921586B2 (en) * 2002-02-05 2005-07-26 General Electric Company Ni-Base superalloy having a coating system containing a diffusion barrier layer
US6921014B2 (en) * 2002-05-07 2005-07-26 General Electric Company Method for forming a channel on the surface of a metal substrate
US20050067061A1 (en) * 2003-09-26 2005-03-31 General Electric Company Nickel-based braze alloy compositions and related processes and articles
WO2007008227A2 (fr) * 2004-08-18 2007-01-18 Iowa State University Research Foundation, Inc. Revetements et alliages massifs haute temperature, et alliages $g(g)-ni+$g(g)'-ni3al modifies par un metal du groupe pt resistants a la corrosion a chaud
US7326441B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-05 General Electric Company Coating systems containing beta phase and gamma-prime phase nickel aluminide
US9133718B2 (en) * 2004-12-13 2015-09-15 Mt Coatings, Llc Turbine engine components with non-aluminide silicon-containing and chromium-containing protective coatings and methods of forming such non-aluminide protective coatings
US7364801B1 (en) * 2006-12-06 2008-04-29 General Electric Company Turbine component protected with environmental coating
US8262812B2 (en) * 2007-04-04 2012-09-11 General Electric Company Process for forming a chromium diffusion portion and articles made therefrom
US20090317287A1 (en) * 2008-06-24 2009-12-24 Honeywell International Inc. Single crystal nickel-based superalloy compositions, components, and manufacturing methods therefor
US8501273B2 (en) * 2008-10-02 2013-08-06 Rolls-Royce Corporation Mixture and technique for coating an internal surface of an article
FR2941963B1 (fr) * 2009-02-10 2011-03-04 Snecma Methode de fabrication d'une barriere thermique recouvrant un substrat metallique en superalliage et piece thermomecanique resultant de cette methode de fabrication
EP2695964B1 (fr) * 2012-08-10 2020-05-06 MTU Aero Engines AG Couche de protection adaptée au composant
FR2995807B1 (fr) * 2012-09-25 2015-10-09 Snecma Moule carapace a ecran thermique
FR3052464B1 (fr) * 2016-06-10 2018-05-18 Safran Procede de protection contre la corrosion et l'oxydation d'une piece en superalliage monocristallin a base de nickel exempt d'hafnium
CN108728888A (zh) * 2018-06-14 2018-11-02 暨南大学 一种具有含Hf扩散障的高温扩散涂层及其制备方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2377683A2 (fr) * 2010-04-16 2011-10-19 United Technologies Corporation Revêtement métallique pour alliages de cristal simple
WO2017212195A1 (fr) * 2016-06-10 2017-12-14 Safran Procédé de fabrication d'une pièce en superalliage à base de nickel contenant de l'hafnium
WO2019077271A1 (fr) * 2017-10-20 2019-04-25 Safran Piece de turbine en superalliage comprenant du rhenium et procede de fabrication associe
WO2020128394A1 (fr) * 2018-12-21 2020-06-25 Safran Pièce de turbine en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procédé de fabrication associé

Also Published As

Publication number Publication date
CN114667365A (zh) 2022-06-24
CN114667365B (zh) 2024-07-16
FR3102775B1 (fr) 2022-04-22
US20220356555A1 (en) 2022-11-10
WO2021089945A1 (fr) 2021-05-14
EP4055201A1 (fr) 2022-09-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2474533A1 (fr) Piece mecanique resistant a la chaleur et procede de sa preparation
FR2624882A1 (fr) Procede de revetement de pieces en alliages de titane par de l&#39;aluminium diffuse
EP3469112B1 (fr) Procédé de protection contre la corrosion et l&#39;oxydation d&#39;une pièce en superalliage monocristallin à base de nickel exempt d&#39;hafnium
EP3698020B1 (fr) Pièce de turbine en superalliage comprenant du rhénium et procédé de fabrication associé
EP3227468B1 (fr) Procédé de fabrication d&#39;une pièce revêtue d&#39;un revêtement protecteur
FR3102775A1 (fr) Piece d&#39;aeronef en superalliage comprenant un canal de refroidissement
EP3601634B1 (fr) Piece de turbine en superalliage et procede de fabrication associe
EP3685018B1 (fr) Pièce de turbine en superalliage comprenant du rhénium et/ou du ruthénium et procédé de fabrication associé
WO2020128394A1 (fr) Pièce de turbine en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procédé de fabrication associé
EP4041930B1 (fr) Piece d&#39;aeronef en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procede de fabrication associe
CA3040769A1 (fr) Piece comprenant un substrat en superalliage monocristallin a base de nickel et son procede de fabrication
FR3096690A1 (fr) Procédé de protection contre la corrosion
FR2924129A1 (fr) Procede pour realiser un revetement d&#39;aluminiure de nickel modifie platine monophase
FR3107081A1 (fr) Piece de turbomachine en superalliage a teneur en hafnium optimisee
WO2024023428A1 (fr) Procede d&#39;application de revetement et aube de turbine avec revetement applique suivant ce procede
FR3107080A1 (fr) Piece de turbomachine revetue ayant un substrat base nickel comprenant de l&#39;hafnium
FR3127144A1 (fr) Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique bi-matériaux

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20210507

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5