FR3127144A1 - Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique bi-matériaux - Google Patents

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Abstract

Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique bi-matériaux, ainsi qu’une aube obtenue par un tel procédé, le procédé comprenant une étape de réalisation d’une première partie comprenant la formation d’un modèle de première partie, la formation d’un premier moule carapace, puis la formation de la première partie (12) dans un premier alliage métallique, une étape de réalisation d’une deuxième partie comprenant la formation d’un modèle de deuxième partie, rapporté sur la première partie (12), la formation d’un deuxième moule carapace (60), puis la formation de la deuxième partie (14) dans un deuxième alliage métallique, dans lequel la formation de la deuxième partie (14) a lieu dans un four à croissance cristalline dirigée (90) comprenant une chambre relativement chaude (91) et une chambre relativement froide (92) séparées par un masque (93), et dans lequel, au moins au début de la formation de la deuxième partie (14), la première partie (12) est disposée dans la chambre froide (92) du four (90) avec sa surface d’interface (12a) disposée à la frontière entre la chambre chaude (91) froide et la chambre froide (92). Fig. 7.

Description

Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique bi-matériaux
Le présent exposé concerne un procédé de fabrication d’une pièce aéronautique bi-matériaux ainsi qu’une aube obtenue par un tel procédé. Un tel procédé est notamment utile pour fabriquer certaines pièces de turbomachines et en particulier de moteurs d’avion ou d’hélicoptère.
Des procédés de fabrication d’aubes monocristallines de turbine haute pression par fonderie à cire perdue sont connus.
Ces procédés comprennent la formation d’un modèle d’aube en cire ou en résine, puis la formation d’un moule carapace en céramique autour de ce modèle d’aube par trempage et séchage successifs. La cire ou la résine est ensuite éliminée lors d’une étape de décirage, puis le moule carapace est fritté, laissant finalement le moule carapace creux. Un germe monocristallin est disposé dans le moule carapace et du métal liquide est coulé dans le moule carapace. Le moule carapace descend progressivement hors de la chambre chaude dans laquelle il est placé, ce qui entraine la solidification dirigée du métal liquide à partir du germe monocristallin. Ainsi, une aube monocristalline est formée.
Afin d’assurer de bonnes performances, le choix du matériau est un critère important. En effet, une aube monocristalline doit répondre à des contraintes spécifiques de fluage tout en restant la plus légère possible. Les contraintes de fluage comprennent les contraintes mécaniques et les contraintes de température qui s’imposent sur l’aube disposée dans une turbomachine en fonctionnement et que le matériau doit supporter. Par ailleurs, l’optimisation des coûts est un enjeu affectant également le choix du matériau.
Plus particulièrement, les aubes monocristallines obtenues par les procédés conventionnels ne permettent de fabriquer que des aubes monobloc et mono-matériau. De manière générale, les aubes comprennent une pale et un pied. Les caractéristiques du matériau sont donc imposées par les conditions les plus strictes subies par l’aube finalisée et disposée dans la turbomachine en fonctionnement. Par exemple, les contraintes subies par la pale d’une aube de turbomachine en fonctionnement sont plus importantes que les contraintes subies par le pied d’aube. Le matériau qui compose la pale, et donc l’aube, doit donc respecter un cahier des charges contraignant répondant à ces contraintes, ce qui le rend généralement plus onéreux et/ou plus lourd qu’un matériau devant répondre à des contraintes moins importantes.
Par conséquent, il existe un équilibre à trouver entre la performance du matériau et le coût de l’aube. Des alliages ont été développés dans le but d’optimiser le cahier des charges des aubes monocristallines mais il reste encore de la marge pour des améliorations.
A cet égard, certains procédés de fonderie ont été proposés pour parvenir à fabriquer des aubes bi-matériaux de sorte à ajuster le matériau de chaque partie de la pièce, typiquement la pale de l’aube d’une part et son pied d’autre part, aux contraintes thermiques et mécaniques qu’elle rencontre effectivement. Toutefois, ces procédés rencontrent un certain nombre de difficultés, en particulier pour contrôler la position et la composition de l’interface entre les deux matériaux.
Il existe donc un réel besoin pour un procédé de fabrication d’une pièce aéronautique bi-matériaux qui soit dépourvu, au moins en partie, des inconvénients inhérents aux procédés connus précités.
Le présent exposé concerne un procédé de fabrication d’une pièce aéronautique comprenant une première partie et une deuxième partie, le procédé comprenant
une étape de réalisation de la première partie comprenant la formation d’un modèle de première partie en matériau éliminable, puis la formation d’un premier moule carapace à partir du modèle de première partie, puis la formation de la première partie dans un premier alliage métallique dans le premier moule carapace à partir d’un sélecteur de grain,
une étape de réalisation de la deuxième partie comprenant la formation d’un modèle de deuxième partie en matériau éliminable, rapporté sur la première partie, puis la formation d’un deuxième moule carapace à partir de la première partie et du modèle de deuxième partie, puis la formation de la deuxième partie dans un deuxième alliage métallique, différent du premier alliage, dans le deuxième moule carapace à partir d’une surface d’interface de la première partie,
dans lequel la formation de la deuxième partie a lieu dans un four à croissance cristalline dirigée comprenant une chambre relativement chaude et une chambre relativement froide séparées par un masque faisant saillie dans la cavité du four, et
dans lequel, au moins au début de la formation de la deuxième partie, la première partie est disposée dans la chambre froide du four avec sa surface d’interface disposée à la frontière entre la chambre chaude et la chambre froide.
Grâce à un tel procédé, il est possible d’obtenir une pièce bi-matériaux dont chaque partie est réalisée à l’aide d’un alliage adapté aux contraintes thermiques et mécaniques effectivement rencontrées par la partie considérée. On évite ainsi de surdimensionner certaines parties de la pièce ou de son environnement, ce qui contribue à réduire la masse de l’ensemble. On réalise également des économies lorsque l’un des deux alliages est plus coûteux que l’autre.
De plus, en utilisant un tel four équipé d’un tel masque et en disposant la première partie dans la chambre froide avec sa surface d’interface disposée à la frontière entre la chambre froide et la chambre chaude, on évite d’exposer la première partie déjà formée à une température suffisamment élevée pour entraîner une modification non souhaitée de la microstructure de la première partie.
En particulier, grâce à cette disposition, seule la surface d’interface de la première partie atteint la température de fusion du premier alliage, ce qui conduit à des conditions satisfaisante pour assurer l’interface entre les deux alliages de manière contrôlée, en particulier pour permettre l’épitaxie et donc la transmission d’au moins certains paramètres de la structure cristalline de la première partie à la deuxième partie.
On obtient donc une pièce bi-matériaux dont l’interface entre les deux matériaux est bien contrôlée, en termes de position, de composition et de microstructure.
Dans certains modes de réalisation, la pièce aéronautique est une aube, de préférence une aube de turbine. Il peut s’agir d’une aube de turbine basse-pression (BP) ou haute-pression (HP). Il peut s’agir d’une aube fixe ou d’une aube mobile. Il peut s’agir d’une aube de moteur d’hélicoptère ou de moteur d’avion.
Dans certains modes de réalisation, la première partie est une pale et la deuxième partie est un pied.
Dans certains modes de réalisation, les premier et deuxième alliages sont des alliages base nickel. Dans le présent exposé, un alliage base nickel est un alliage dont le nickel est l’élément présentant la fraction massique majoritaire, de préférence supérieure à 40%.
Dans certains modes de réalisation, le premier alliage possède une tenue en température plus élevée que le deuxième alliage et le deuxième alliage possède une tenue mécanique, à la température d’opération, plus élevée que le premier alliage.
Dans certains modes de réalisation, le premier alliage possède une densité plus élevée que le deuxième alliage.
Dans certains modes de réalisation, le premier alliage possède une densité supérieure à 8,5 g/cc et le deuxième alliage une densité inférieure à 8,5 g/cc.
Dans certains modes de réalisation, le deuxième alliage est dépourvu d’élément lourd parmi les suivants : Mo, Ta , W, Re ou Ru.
Dans certains modes de réalisation, la première partie est monocristalline ou colonnaire. Elle est de préférence monocristalline pour assurer les meilleures propriétés, notamment de résistance au fluage, à la première partie de la pièce.
Dans certains modes de réalisation, le premier alliage est du type CMSX4, CMSX4+ ou CMSX10.
Dans certains modes de réalisation, la deuxième partie est monocristalline, colonnaire ou poly-cristalline équiaxiale. La deuxième partie est en effet prévue pour rencontrer des contraintes moins exigeantes que la première partie. On comprend que lorsque la deuxième partie est poly-cristalline, sa croissance n’est pas dirigée. Les parties poly-cristallines peuvent donc comporter une pluralité de grains dirigés aléatoirement dans toutes les directions.
Dans certains modes de réalisation, le deuxième alliage est monocristallin, du type CMSX6 ou RR200.
Dans certains modes de réalisation, le deuxième alliage est polycristallin, du type In100, René77 ou In713.
Dans certains modes de réalisation, la structure cristalline de la deuxième partie est déterminée par la structure cristalline de la première partie. Autrement dit, l’épitaxie est assurée entre la deuxième partie et la première partie. La cohérence et l’intégrité de la pièce sont ainsi améliorés.
Dans certains modes de réalisation, le four à croissance cristalline dirigée est un four sous vide du type Bridgman.
Dans certains modes de réalisation, la chambre froide est située sous la chambre chaude dans le four à croissance cristalline dirigée.
Dans certains modes de réalisation, au cours de la formation de la deuxième partie, la température de la chambre chaude est supérieure à la température de fusion du deuxième alliage, de préférence supérieure à 1450°C.
Dans certains modes de réalisation, au cours de la formation de la deuxième partie, la température de la chambre froide est inférieure à la température de fusion des deux alliages, de préférence inférieure à 500°C.
Dans certains modes de réalisation, la chambre chaude comprend au moins deux sections, de préférence au moins trois sections, dont la température est réglable indépendamment. Cela permet de réaliser un gradient de température au sein de la chambre chaude et, ainsi, de mieux contrôler la solidification dirigée ainsi que l’interface entre les deux alliages.
Dans certains modes de réalisation, la première partie est disposée dans la chambre froide du four durant toute l’étape de formation de la deuxième partie.
Dans certains modes de réalisation, la surface d’interface est disposée à la frontière entre la chambre froide et la chambre chaude durant toute l’étape de remplissage du deuxième moule carapace.
Dans certains modes de réalisation, après remplissage, le deuxième moule carapace est progressivement tiré vers la chambre froide pour accompagner la solidification dirigée de la deuxième partie.
Dans certains modes de réalisation, le masque possède une géométrie adaptée à celle du contour du deuxième moule carapace au niveau de la surface d’interface de la première partie. On comprend ici que le masque ne possède pas une géométrie standard, avec un contour possédant des segments rectilignes par exemple, mais une géométrie particulière basée sur la géométrie du contour de la surface d’interface ou tout du moins du deuxième moule carapace au niveau de la surface d’interface. Le masque peut par exemple comprendre des portions convexes au niveau des portions concaves du contour du deuxième moule carapace et des portions concaves au niveau des portions convexes du deuxième moule carapace. On réduit ainsi la transmission de chaleur de la chambre chaude à la chambre froide.
Dans certains modes de réalisation, au moins au début de la formation de la deuxième partie, et de préférence au cours de la formation de la deuxième partie, un jeu inférieur à 5 mm est laissé entre le masque et le deuxième moule carapace. Ce jeu peut être constant ou variable, auquel cas il est en tout point inférieur à cette limite. Le contour du masque peut notamment suivre le contour du deuxième moule carapace.
Dans certains modes de réalisation, le masque comprend au moins deux panneaux mobiles. Les panneaux étant mobiles, il est possible de leur donner une géométrie très proche de celle du deuxième moule carapace sans entraver sa mise en place ou son retrait du four.
Dans certains modes de réalisation, le matériau éliminable est de la cire ou de la résine.
Dans certains modes de réalisation, le modèle de première partie est basé sur la géométrie de la première partie, sans tenir compte de la géométrie de la deuxième partie. On réalise ainsi des économies de matières premières.
Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend au moins une étape de traitement thermique après l’étape de formation de la première partie. Cette étape de traitement thermique peut permettre d’affiner la microstructure de la première partie.
Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend, après l’étape de formation de la première partie, une étape de protection de la surface d’interface de la première partie. Plus largement, l’ensemble de la première partie peut le cas échéant être protégé de la sorte. La surface d’interface étant la surface à partir de laquelle la deuxième partie va être formée et, en particulier, à partir de laquelle la croissance cristalline de la deuxième partie va débuter, il est préférable de préserver la surface d’interface de toute altération, notamment lors de la formation du deuxième moule carapace.
Dans certains modes de réalisation, l’étape de protection comprend la mise en place d’un revêtement de protection contre l’oxydation sur la surface d’interface de la première partie. Ce revêtement de protection peut comprendre du platine. Il s’agit de préférence d’une couche de platine pur. Il est à noter que cette couche de protection n’empêche pas l’épitaxie entre la première partie et la deuxième partie car elle se liquéfie et se dissout dans le deuxième alliage lors de la coulée du deuxième alliage.
Dans certains modes de réalisation, le revêtement de protection possède une épaisseur comprise entre 3 et 10 µm.
Dans certains modes de réalisation, l’étape de formation de la deuxième partie comprend une étape refroidissement équiaxial.
Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend au moins une étape de traitement thermique après l’étape de formation de la deuxième partie. Cette étape de traitement thermique peut permettre d’affiner la microstructure de la première partie.
Le présent exposé concerne en outre une aube, obtenue par un procédé selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents. Tous les avantages mentionnés ci-dessus obtenus par le procédé se transposent donc directement à cette aube.
Le présent exposé concerne également une turbomachine, comprenant une aube selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents.
Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d'exemples de réalisation du procédé et de l’aube proposés. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés.
Les dessins annexés sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’exposé.
Sur ces dessins, d’une figure à l’autre, des éléments (ou parties d’élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence.
La est une vue en perspective d’un exemple d’aube.
La illustre schématiquement un exemple de procédé de fabrication.
La illustre le modèle de première partie dans cet exemple de procédé.
La illustre l’étape de formation de la première partie dans cet exemple de procédé.
La illustre la première partie dans cet exemple de procédé.
La illustre le modèle de deuxième partie dans cet exemple de procédé.
La illustre l’étape de formation de la deuxième partie dans cet exemple de procédé.
La illustre la pièce obtenue par cet exemple de procédé.

Claims (11)

  1. Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique (10) comprenant une première partie (12) et une deuxième partie (14), le procédé comprenant
    une étape de réalisation de la première partie (E1) comprenant la formation (E11) d’un modèle de première partie (20) en matériau éliminable, puis la formation (E12) d’un premier moule carapace (30) à partir du modèle de première partie (20), puis la formation (E13) de la première partie (12) dans un premier alliage métallique dans le premier moule carapace (30) à partir d’un sélecteur de grain (33),
    une étape de réalisation de la deuxième partie (E2) comprenant la formation (E21) d’un modèle de deuxième partie (51) en matériau éliminable, rapporté sur la première partie (12), puis la formation (E22) d’un deuxième moule carapace (60) à partir de la première partie (12) et du modèle de deuxième partie (51), puis la formation (E23) de la deuxième partie (14) dans un deuxième alliage métallique, différent du premier alliage, dans le deuxième moule carapace (60) à partir d’une surface d’interface (12a) de la première partie (12),
    dans lequel la formation de la deuxième partie (E23) a lieu dans un four à croissance cristalline dirigée (90) comprenant une chambre relativement chaude (91) et une chambre relativement froide (92) séparées par un masque (93) faisant saillie dans la cavité du four (90), et
    dans lequel, au moins au début de la formation de la deuxième partie (23), la première partie (12) est disposée dans la chambre froide (92) du four (90) avec sa surface d’interface (12a) disposée à la frontière entre la chambre chaude (91) et la chambre froide (92).
  2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la pièce aéronautique est une aube (10), de préférence une aube de turbine, et
    dans lequel la première partie est une pale (12) et la deuxième partie est un pied (14).
  3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le premier alliage possède une tenue en température plus élevée que le deuxième alliage et le deuxième alliage possède, à la température d’opération, une tenue mécanique plus élevée que le premier alliage, et
    dans lequel le premier alliage possède une densité plus élevée que le deuxième alliage.
  4. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la première partie (12) est monocristalline ou colonnaire, et
    dans lequel la deuxième partie (14) est monocristalline, colonnaire ou poly-cristalline équiaxiale.
  5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la structure cristalline de la deuxième partie (14) est déterminée par la structure cristalline de la première partie (12).
  6. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel, au cours de la formation de la deuxième partie (E23), la température de la chambre chaude (91) est supérieure à la température de fusion du deuxième alliage, de préférence supérieure à 1450°C, et
    dans lequel, au cours de la formation de la deuxième partie (E23), la température de la chambre froide (92) est inférieure à la température de fusion des deux alliages, de préférence inférieure à 500°C.
  7. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le masque (93) possède une géométrie adaptée à celle du contour du deuxième moule carapace (60) au niveau de la surface d’interface (12a) de la première partie (12), et
    dans lequel, au moins au début de la formation de la deuxième partie (E23), un jeu inférieur à 5 mm est laissé entre le masque (93) et le deuxième moule carapace (60).
  8. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le masque (93) comprend au moins deux panneaux mobiles.
  9. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant, après l’étape de formation de la première partie (E13), une étape de protection (E14) de la surface d’interface (12a) de la première partie (12), et
    dans lequel, l’étape de protection (E14) comprend la mise en place d’un revêtement de protection contre l’oxydation (49) sur la surface d’interface (12a) de la première partie (12).
  10. Aube, obtenue par un procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.
  11. Turbomachine, comprenant une aube selon la revendication 10.
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