FR3131236A1 - Procédé d’usinage de parois pour une turbomachine - Google Patents

Procédé d’usinage de parois pour une turbomachine Download PDF

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Abstract

Le présent document concerne un procédé d’usinage d’une paroi (202) en matériau composite à matrice céramique comprenant une première face (205) et une seconde face (203) opposées, le procédé comprenant au moins les étapes :déposer une couche sacrificielle (204) sur au moins une partie de la première face, usiner ladite paroi avec un outil d’usinage (212) depuis la seconde face de sorte que l’outil d’usinage traverse la paroi et la couche sacrificielle, retirer la couche sacrificielle (204), etdans lequel la couche sacrificielle (204) est agencée pour empêcher une désagrégation de la paroi (202) au cours de l’usinage de ladite paroi (202). Figure à publier avec l’abrégé : [Fig. 3]

Description

Procédé d’usinage de parois pour une turbomachine Domaine technique de l’invention
Le présent document concerne un procédé d’usinage d’une pièce de turbomachine, en particulier d’une pièce en composite à matrice céramique.
 Etat de la technique antérieure
On connait le turboréacteur ou turbomachine d'aéronef, représenté à la , qui comprend un élément central d'éjection de gaz, annulaire autour d’un axe longitudinal X et adapté pour que du gaz soit éjecté par le turboréacteur autour de lui, d’amont (AM) vers l’aval (AV). L’axe longitudinal X précité est l’axe longitudinal, ou axe de rotation, de la turbomachine, en particulier de la soufflante 20 et des aubes mobiles du moteur 12. L’élément central d'éjection de gaz peut correspondre au cône d'éjection, repéré 1 ci-après, ou au moins à sa partie amont 1a définie ci-après.
Le turboréacteur à gaz d'aéronef 10 comprend une partie centrale, formant le moteur 12 à turbine à gaz, montée à l'intérieur d'un ensemble 14 de nacelle de moteur, comme cela est typique d'un aéronef conçu pour un fonctionnement subsonique, telle qu’un turbopropulseur ou un turboréacteur à double flux. L'ensemble 14 de nacelle comprend généralement une nacelle de moteur 16 et une nacelle de soufflante 18 entourant une soufflante 20 située axialement en amont du moteur 12.
Le moteur 12 comprend, axialement en partie aval, au moins une turbine qui peut être une turbine basse pression et, en aval de cette turbine, un carter d’échappement 22 métallique et comprenant une virole annulaire interne 22a et une virole annulaire externe 22b délimitant entre elles une partie aval de la veine annulaire primaire 24 dans laquelle circulent les gaz de combustion, issus de la chambre de combustion du moteur 12, selon le flux F.
La virole annulaire interne 22a est reliée, à son extrémité aval, au cône d'éjection 1, lequel peut comprendre une partie amont 1a, de forme sensiblement cylindrique, et une partie aval 1b de forme conique. La virole annulaire interne 22a est alignée avec la paroi externe du cône d’éjection 1 pour former une veine d’écoulement homogène de l’air en sortie du moteur 12.
La paroi externe du cône d’éjection peut être réalisée en composite à matrice céramique (CMC) pour résister aux températures des gaz en sortie du moteur 12 tout en réduisant la masse globale du turboréacteur. Cependant, la caractéristique fibreuse de ce matériau le rend complexe à usiner. En effet, la paroi en CMC est fortement sujette à la délamination. Dans ces matériaux, un usinage est susceptible d’engendrer une amorce de délaminage, en particulier sur la face de sortie de l’outil d’usinage. Ce délaminage va naturellement se propager de proche en proche, du fait de l’absence d’effet texture du matériau. En outre, la paroi en CMC est fréquemment sujette à des brisures lors de son usinage, en raison de sa fragilité. Ces inconvénients subsistent malgré l’usinage de la paroi en CMC en l’accolant à un support de maintien, également appelé « contre-forme ». En effet, les surfaces des pièces en CMC ne sont généralement pas planes et régulières, si bien que la surface d’appui de la contre-forme peut difficilement être ajustée pour épouser finement la surface de la paroi en CMC venant en appui sur cette contre-forme.
Il existe donc un besoin de remédier à ces inconvénients.
Le présent document propose un procédé d’usinage d’une paroi en matériau composite à matrice céramique (CMC) comprenant une première face et une seconde face opposées, le procédé comprenant au moins les étapes :
déposer une couche sacrificielle sur au moins une partie de la première face,
usiner ladite paroi avec un outil d’usinage depuis la seconde face de sorte que l’outil d’usinage traverse la paroi et la couche sacrificielle,
retirer la couche sacrificielle, et
dans lequel la couche sacrificielle est agencée pour empêcher une désagrégation de la paroi au cours de l’usinage de ladite paroi.
Ainsi, la couche sacrificielle permet de maintenir les fibres de la paroi en CMC lors du passage de l’outil d’usinage, en particulier au niveau du débouché de l’outil d’usinage au niveau de la première face. Le procédé permet de maintenir l’intégrité de la paroi en CMC et évite son délaminage lors de l’usinage. En outre, la couche sacrificielle étant retirée après usinage, la masse de la paroi CMC n’est pas impactée par le procédé d’usinage.
La paroi peut être réalisée en composite à matrice céramique en oxyde-oxyde. La paroi peut présenter des fibres unidirectionnelles.
Plus précisément, la couche sacrificielle peut être agencée pour présenter une résistance mécanique supérieure à la pression exercée par l’outil d’usinage sur la paroi selon une direction normale à ladite paroi. Par « résistance mécanique », on entend la valeur limite de contrainte hors plan, également appelée « tenue en compression orthogonale ». Elle correspond à la composante du tenseur des contraintes.
Selon un mode de réalisation, la couche sacrificielle peut présenter une résistance mécanique, en l’occurrence une valeur limite de contrainte hors plan, supérieure ou égale à 34 MPa, en particulier supérieure ou égale à 84 MPa.
La couche sacrificielle peut comprendre une ou plusieurs couches en résine. La couche sacrificielle peut présenter une épaisseur comprise entre 0,1 et 1 mm.
Selon un mode de réalisation, la couche sacrificielle peut être une couche en résine époxy. La couche sacrificielle peut être une couche en résine époxy comprenant une armature en carbone ou en verre. Une telle armature permet une meilleure adhérence de la couche sacrificielle à la première face de la paroi.
Selon un mode de réalisation, la couche sacrificielle peut être déposée sur ladite au moins une partie de la première face en baignant la paroi dans ladite résine. En particulier, la première face peut être immergée dans de la résine.
Selon un mode de réalisation, la couche sacrificielle peut être déposée sur ladite au moins une partie de la première face en pulvérisant la résine sur ladite au moins une partie de la première face.
La couche sacrificielle peut être retirée par traitement chimique de la paroi, en particulier après le passage de l’outil d’usinage. Seule la première face de la paroi peut être traitée chimiquement. Par exemple, la première face peut être immergée dans un solvant adapté pour dissoudre la résine, ou le solvant peut être pulvérisé sur la première face.
La couche sacrificielle peut être retirée par traitement thermique de la paroi, en particulier après le passage de l’outil d’usinage. Pour cela, la paroi en CMC peut être exposée à une température comprise entre 400 °C et 600 °C, en particulier égale à 500 °C, pour pyrolyser la couche sacrificielle. Seule la première face de la paroi peut être exposée à une température élevée.
Le procédé peut comprendre une étape de dépôt d’une couche sacrificielle en résine supplémentaire sur la seconde face. Ainsi, le délaminage est limité au niveau des deux faces de la paroi.
La première face peut être recouverte en partie seulement de la résine, en particulier au niveau des zones destinées à l’usinage. Alternativement, toute la première face peut être recouverte de résine. La couche sacrificielle peut comprendre un tissu en verre imprégné de résine.
Selon un mode de réalisation, l’étape d’usinage peut consister à réaliser au moins un trou, en particulier par perçage, dans la paroi. L’outil d’usinage peut alors comprendre au moins un outil de forage. L’étape d’usinage peut être une étape de multi-perforation de la paroi. Plusieurs dizaines voire plusieurs centaines de trous peuvent être percés simultanément ou successivement. L’étape d’usinage peut aussi consister à réaliser au moins un trou par fraisage ou meulage.
Selon un mode de réalisation, l’étape d’usinage peut consister en un détourage ou un découpage de la paroi en CMC.
En outre, la paroi peut être destinée pour un cône d’éjection d’une turbomachine d’un aéronef et les perforations peuvent être des trous destinés au traitement acoustique de la paroi. La paroi peut présenter une densité de perçage comprise entre 5 et 25%. Les trous présentent par exemple un diamètre compris entre 0,5 et 2 mm.
Le procédé peut comprendre une étape consistant à placer la première face de la paroi contre une contre-forme pour supporter la paroi autour des zones usinées. La contre-forme peut être réalisée en bois recyclé ou en résine polyuréthane. Elle peut également comporter une ou plusieurs couches support en matériau métallique, par exemple de l’aluminium ou de l’acier, recouverte(s) d’une couche de matériau polymère, par exemple un silicone ou un polyuréthane. La contre-forme ou sa couche de matériau polymère peut présenter une dureté Shore A comprise entre 50 et 100, par exemple égale à 75, et une épaisseur comprise entre 5 et 10 mm.
La paroi peut en outre être destinée à équiper une chambre de combustion de la turbomachine. En outre, la paroi peut être destinée à former un radôme d’un aéronef.
Le présent document concerne encore une paroi en matériau composite à matrice céramique obtenue par un procédé tel que précité.
Brève description des figures
déjà décrite, représente une vue en coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon l’art antérieur,
représente un schéma d’un procédé pour usiner une paroi en CMC de la turbomachine, et
représente les étapes du procédé de la appliqué à la paroi CMC.
 Description détaillée de l’invention
Pour alléger la masse totale de la turbomachine 1, certaines de ses pièces sont réalisées en composite à matrice céramique. Un tel matériau est particulièrement adapté à des zones soumises à de fortes températures dans la turbomachine. Par exemple, la paroi du cône d’éjection peut être réalisée en CMC. Cependant, les parois en CMC restent difficiles à usiner en raison du risque de délaminage engendré par l’outil d’usinage.
En référence aux figures 2 et 3, le procédé 100 permet de limiter l’endommagement de la paroi, par exemple de la paroi 202. La paroi 202 est réalisée en CMC oxyde-oxyde et peut être annulaire. La paroi 202 peut être une tôle pour former une paroi annulaire ou un secteur d’anneau prévu pour l’assemblage de la paroi annulaire.
La paroi peut être usinée afin de former des trous destinés à réaliser un traitement acoustique des gaz de combustion. À cet effet, le procédé 100 comprend une première étape 102 de dépôt d’une couche sacrificielle 204 sur une première face 205 de la paroi 202. La couche sacrificielle 204 est une couche en résine, en particulier une résine époxy. Selon un mode de réalisation, la résine époxy peut comprendre des armatures en carbone ou en verre.
La couche en résine 204 est déposée en immergeant la paroi 202 dans de la résine, qui va naturellement adhérer à la première face 205. Alternativement, la couche en résine 204 peut être appliquée au pinceau sur la première face 205 ou en pulvérisant de la résine sur ladite première face 205. La couche sacrificielle 204 présente une épaisseur comprise entre 0,1 et 1 mm.
La couche sacrificielle 204 est déposée au moins de sorte à couvrir la zone d’usinage de la paroi 202. Alternativement, la couche sacrificielle 204 peut s’étendre sur toute la première face 205.
Le procédé 100 comprend ensuite une étape 104 pour usiner la paroi 202. Par exemple, la paroi 202 est usinée par un foret 212 introduit depuis une seconde face 203 de la paroi 102 et traversant la paroi 202 et la couche sacrificielle 204, pour réaliser un trou 210.
L’étape d’usinage 104 peut également consister à réaliser plusieurs trous 210 dans la paroi 202, en particulier pour réaliser un traitement acoustique de la paroi 202. La paroi 202 est par exemple usinée simultanément par plusieurs forets.
L’étape d’usinage 104 peut par ailleurs consister en un détourage ou un découpage de la paroi 202.
La couche sacrificielle 204 permet de maintenir les fibres de la paroi 202 en CMC lorsque le foret 212 débouche de la première face 205.
Lors de la perforation de la paroi 202, cette dernière est agencée en butée contre une contre-forme 206 qui comprend un évidement 208 en regard de chaque position du foret 212. Ainsi, la paroi 202 est maintenue par une surface dont l’aire est maximale, tout en permettant une évacuation aisée des copeaux formés lors de la perforation de la paroi.
Dans un exemple de réalisation, l’usinage de la paroi est réalisé par 22 forets de 1,7 mm venant simultanément en appui sur la paroi en exerçant un effort global de 1700 N, soit environ 77 N par foret. Au niveau de chaque foret, la paroi subit alors une contrainte d’environ 34 MPa. Afin d’éviter une désagrégation ou un délaminage de la paroi au cours de l’usinage, la couche sacrificielle présente une résistance mécanique, en l’occurrence une valeur limite de contrainte hors plan, supérieure à 34 MPa.
En plus, une couche sacrificielle supplémentaire peut être appliquée à la seconde face 203 opposée à la première face 205.
A l’issue de l’étape d’usinage 104, le procédé 100 comprend une étape 106 pour retirer la couche sacrificielle 204. Cette étape 106 peut être une étape de pyrolyse où la paroi 102 est soumise à une température comprise entre 400 °C et 600 °C, en particulier égale à 500 °C.
Alternativement, l’étape 106 peut consister à pulvériser sur la paroi 102 un solvant dédié pour dissoudre la résine, ou à immerger la paroi 102 dans le solvant.

Claims (10)

  1. Procédé d’usinage (100) d’une paroi (202) en matériau composite à matrice céramique comprenant une première face (205) et une seconde face (203) opposées, le procédé comprenant au moins les étapes :
    déposer (102) une couche sacrificielle (204) sur au moins une partie de la première face,
    usiner (104) ladite paroi avec un outil d’usinage (212) depuis la seconde face de sorte que l’outil d’usinage traverse la paroi et la couche sacrificielle,
    retirer (106) la couche sacrificielle (204), et
    dans lequel la couche sacrificielle (204) est agencée pour empêcher une désagrégation de la paroi (202) au cours de l’usinage de ladite paroi (202).
  2. Procédé (100) selon la revendication précédente, dans lequel la couche sacrificielle (204) est une couche en résine.
  3. Procédé (100) selon la revendication précédente, dans lequel la couche sacrificielle (204) est une couche en résine époxy, en particulier comprenant une armature en carbone ou en verre.
  4. Procédé (100) selon l’une des revendications 2 ou 3, dans lequel la couche sacrificielle (204) est déposée sur ladite au moins une partie de la première face (205) en baignant la paroi (202) dans ladite résine.
  5. Procédé (100) selon l’une des revendications 2 à 3, dans lequel la couche sacrificielle (204) est déposée sur ladite au moins une partie de la première face (205) en pulvérisant la résine sur ladite au moins une partie de la première face.
  6. Procédé (100) selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel la couche sacrificielle (204) est retirée par traitement chimique de la paroi (202).
  7. Procédé (100) selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel la couche sacrificielle (204) est retirée par traitement thermique de la paroi (202).
  8. Procédé (100) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’étape d’usinage (104) consiste à réaliser au moins un trou (210), en particulier par perçage, dans la paroi (202).
  9. Procédé (100) selon la revendication précédente, comprenant en outre une étape consistant à placer la première face (205) de la paroi (202) contre une contre-forme (206) .
  10. Paroi (202) en matériau composite à matrice céramique obtenue par un procédé (100) selon l’une des revendications précédentes.
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WO2021225052A1 (fr) * 2020-05-08 2021-11-11 三菱瓦斯化学株式会社 Matériau auxiliaire pour usinage de matériau composite renforcé par des fibres, et procédé d'usinage par découpe

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