FR3138816A1 - Piece pour une turbomachine d’aeronef et procede de fabrication associe - Google Patents

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Anthony GRUNENWALD
Pierre DELALEAU
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Abstract

L’invention concerne une pièce (14) pour une turbomachine (1) d’aéronef, comprenant un alliage de titane, caractérisée en ce que la pièce (14) présente une microstructure de type équiaxe ou une microstructure de type duplex formée d’une matrice (140) en titane de phase bêta comprenant des nodules (141) de titane de phase alpha primaire et des aiguilles (142) de titane de phase alpha secondaire , la microstructure de type duplex comprenant un taux surfacique de nodules (141) de titane de phase alpha primaire supérieur à 20%, et les aiguilles (142) de titane de phase alpha secondaire présentant une dimension supérieure ou égale à 400 nm. Figure n° 4c

Description

PIECE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF ET PROCEDE DE FABRICATION ASSOCIE Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine des pièces en alliage de titane pour les turbomachines d’aéronef et les procédés de fabrication de ces pièces. L’invention concerne en particulier le domaine des pièces en alliage de titane formant des boucliers de protection de bords d’attaque d’aubes de turbomachines d’aéronef.
 Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef comprend de manière générale d’amont en aval une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz. Le rotor du compresseur haute pression est relié au rotor de la turbine haute pression par un arbre haute pression et le rotor du compresseur basse pression est relié au rotor de la turbine basse pression par un arbre basse pression.
La soufflante, les compresseurs ou encore les turbines sont équipées d’aubes régulièrement réparties sur un moyeu. Une aube comprend typiquement une pale reliée éventuellement à pied pour la fixation de l’aube au moyeu. La pale présente une forme aérodynamique comprenant une face intrados et une face extrados, les faces étant reliées par un bord d’attaque et par un bord de fuite. Afin d’alléger le poids des aubes, il a été proposé des pales en matériau composite. Le matériau composite est par exemple un composite à matrice organique (CMO) comprenant typiquement une matrice polymérique choisi parmi les résines époxy par exemple et des fibres de renfort noyées dans la matrice.
Lors du vol de l’aéronef, les aubes, et notamment le bord d’attaque des aubes, peuvent être soumises à des chocs et à de l’usure qui dégradent fortement le matériau composite des aubes. Pour protéger les aubes, il a donc été proposé d’agencer un bouclier de protection sur le bord d’attaque des aubes. Le bouclier de protection comprend une ailette intrados et une ailette extrados reliées par une âme centrale. L’âme s’étend le long du bord d’attaque tandis que l’ailette intrados s’étend sur la face intrados de la pale et l’ailette extrados s’étend sur la face extrados de la pale. Le bouclier de protection est réalisé en alliage de titane qui présente de bonnes propriétés aux chocs et à l’usure. Le bouclier de protection est typiquement fixé au bord d’attaque par collage.
Afin d’optimiser la qualité de collage du bouclier de protection sur le bord d’attaque, il est connu de réaliser une préparation de surface du bouclier de protection par décapage chimique. Il est toutefois observé que le décapage chimique du bouclier de bord d’attaque conduit à une très grande friabilité du bord d’attaque, si bien qu’une poudre se forme sur la face décapée.
Afin de retirer cette poudre, le document FR 3 099 997 propose de réaliser une étape supplémentaire de rinçage dans un bain ultrasons de la pièce après le décapage chimique et avant l’étape de collage.
Bien que cette étape supplémentaire de rinçage permette de supprimer la poudre formée par le décapage chimique et ainsi d’augmenter significativement la qualité de collage du bouclier de protection sur le bord d’attaque, cette solution présente des inconvénients. En effet, cette étape supplémentaire de rinçage augmente le temps de fabrication des boucliers de protection entrainant un surcoût de fabrication non négligeable. Aussi, il est nécessaire de se munir d’une cuve à ultrasons qui augmente encore le coût de fabrication du bouclier. Enfin, une telle cuve requière un entretien augmentant encore le coût de fabrication du bouclier.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir une pièce en alliage de titane pour les turbomachines d’aéronef, telle qu’un bouclier de protection pour un bord d’attaque d’une aube, qui présente directement à l’issue de la préparation de surface par décapage chimique, de bonnes propriétés au collage avec le bord d’attaque de l’aube tout en étant facile à fabriquer et peu coûteuse.
A cet effet, l’invention propose une pièce pour une turbomachine d’aéronef, comprenant un alliage de titane.
Selon l’invention, l’alliage de titane présente une microstructure de type équiaxe ou une microstructure de type duplex.
Selon l’invention, la microstructure de type duplex est formée d’une matrice en titane de phase bêta comprenant des nodules de titane de phase alpha primaire et des aiguilles de titane de phase alpha secondaire.
Selon l’invention, la microstructure de type duplex comprend un taux surfacique de nodules de titane de phase alpha primaire supérieur à 20%, et les aiguilles de titane de phase alpha secondaire présentent une dimension supérieure ou égale à 400 nm.
Il a été constaté que le décapage chimique attaque préférentiellement la phase alpha de l’alliage de titane constituant le bouclier de bord d’attaque plutôt que la phase bêta, plus riche en vanadium. A l’issue du décapage chimique, la phase bêta se trouve alors en relief et est dépourvue de phase alpha environnante ayant pour effet de générer un matériau friable, poreux et peu adhérent formant une poudre à la surface du bouclier.
La microstructure selon l’invention permet de s’affranchir de phase bêta de petite taille qui serait dépourvue de phase alpha environnante. Ainsi, le décapage de la pièce selon l’invention est dépourvu des désavantages liés au décapage des pièces de l’art antérieur ne comprenant pas cette microstructure particulière.
Plus particulièrement, grâce à une microstructure équiaxe ou une microstructure duplex selon l’invention, notamment à la présence d’un fort taux surfacique de nodules et d’aiguilles de forte largeur (dimension transversale), la quantité de phase bêta est diminuée. Ainsi, malgré une attaque préférentielle de la phase alpha lors d’un traitement de surface par décapage chimique, la quantité de phase bêta se trouvant en relief est fortement diminuée à l’issue de ce décapage.
En outre, la phase bêta après le décapage est moins friable et moins isolée que dans des pièces ayant les microstructures de l’art antérieur.
Par conséquent, la quantité de poudre générée à la surface de la pièce est fortement réduite par rapport à une pièce de l’art antérieur. En effet, un taux de poudre de seulement 1,8% peut être généré à la surface de la pièce selon l’invention après un décapage chimique tandis qu’un taux de poudre de 22% est généralement généré à la surface de la pièce de l’art antérieur.
A l’issue du décapage chimique, la pièce selon l’invention présente donc de bonnes propriétés au collage. La pièce est donc compatible avec un collage direct.
Grâce à l’invention, aucune étape supplémentaire de rinçage aux ultrasons n’est nécessaire après le décapage chimique de la pièce et préalablement au collage de la pièce. Ceci permet de réduire le temps de fabrication de la pièce de 90% par rapport à un procédé de fabrication impliquant une étape de rinçage aux ultrasons. Le coût de fabrication de la pièce est également fortement réduit puisqu’aucune cuve d’ultrasons n’est nécessaire.
Dans la présente demande, la phase alpha (α) fait référence à une structure cristallographique du titane hexagonale compacte et la phase bêta (β) fait référence à une structure cristallographique du titane cubique centrée.
Dans la présente demande, on entend par nodule, un arrangement de phase alpha sous forme sensiblement sphérique appelé alpha primaire. On entend par aiguille, une phase alpha de morphologie aciculaire appelée alpha secondaire.
Selon un premier mode de réalisation de l’invention, la microstructure de l’alliage de titane de la pièce est de type équiaxe.
Une telle microstructure est caractérisée par la présence de gros grains de phase alpha, la phase bêta étant majoritairement présente aux joints de grains.
En particulier, une microstructure équiaxe ne comprend pas de phase alpha sous la forme d’aiguille ce qui permet de limiter la quantité de poudre à l’issue de l’étape de décapage chimique.
Selon un second mode de réalisation de l’invention, la microstructure de l’alliage de titane de la pièce est de type duplex.
Une telle microstructure est caractérisée par la présence de nodules alpha et de grains de structure bêta, lesdits grains de structure bêta comprenant en outre des aiguilles de titane de phase alpha dites « secondaires ».
Selon ce second mode, le taux surfacique de nodules est supérieur à 20% et les aiguilles de titane de phase alpha secondaire ont une dimension supérieure ou égale à 400 nm ce qui permet de limiter la quantité de poudre à l’issue de l’étape de décapage chimique.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le taux surfacique de nodules est compris entre 30% et 90%, préférentiellement compris entre 30% et 70%,
- la dimension des aiguilles est supérieure à 500 nm, avantageusement supérieure à 600 nm,
- l’alliage de titane est le grade TA6V,
- la pièce est un bouclier de protection présentant un profil en U ou V comprenant une ailette intrados et une ailette extrados reliées par une âme centrale.
L’invention concerne également un procédé de fabrication d’une pièce finale pour une turbomachine d’aéronef selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, la pièce finale comprenant un alliage de titane, l’alliage de titane présentant une microstructure de type équiaxe ou une microstructure de type duplex formée d’une matrice en titane de phase bêta comprenant des nodules de titane de phase alpha primaire et des aiguilles de titane de phase alpha secondaire, la microstructure de type duplex comprenant un taux surfacique de nodules de titane de phase alpha primaire supérieur à 20%, et les aiguilles de titane de phase alpha secondaire présentant une dimension supérieure ou égale à 400 nm, le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend les étapes chronologiques suivantes :
(a) fournir une pièce initiale en alliage de titane présentant une microstructure initiale de type duplex formée d’une matrice en titane de phase bêta comprenant des nodules de titane de phase alpha primaire et des aiguilles de titane de phase alpha secondaire ,
(b) traiter thermiquement la pièce,
(c) optionnellement, réaliser une préparation de surface de la pièce.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- l’étape (b) de traitement thermique comprend les sous-étapes suivantes :
(b1) chauffer la pièce à une température comprise entre 500°C et 1500°C,
(b2) refroidir la pièce,
- la sous étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée à une vitesse comprise entre 0.5°C/min et 100°C/min, avantageusement comprise entre 0.5°C/min et 80°C/min, préférentiellement comprise entre 0.5°C/min et 50°C/min,
- la sous étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée dans un four ou une couverture isolante thermiquement,
- la sous étape (b1) de chauffage de la pièce est réalisée à une température comprise entre 600°C et 1000°C,
- la sous étape (b1) de chauffage de la pièce est réalisée pendant une durée supérieure ou égale à 60 min, préférentiellement comprise entre 60 min et 180 min, encore plus préférentiellement entre 60 min et 120 min,
- l’étape (b) est réalisé sous atmosphère inerte,
- entre les étapes (b) et (c), une étape (b’) d’usinage de la pièce,
- l’étape (c) de préparation de surface de la pièce comprend une sous étape (c1) de décapage chimique.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
la est une représentation schématique en coupe axiale d’une demi-turbomachine d’aéronef ;
la est une représentation schématique en perspective d’une aube équipant la turbomachine de la ;
la est une vue en coupe transversale d’une pièce selon l’invention fixée au bord d’attaque de l’aube de la ;
la est une image à microscopie électronique à balayage (grossissement 1000x) d’un bouclier de protection selon l’art antérieur après un décapage chimique ;
la est une image à microscopie électronique à balayage (grossissement 2500x) d’un bouclier de protection selon l’art antérieur après un décapage chimique ;
la est une image à microscopie électronique à balayage (grossissement 1000x) d’un bouclier de protection selon l’invention après un décapage chimique ;
la est une image à microscopie électronique à balayage (grossissement 2500x) d’un bouclier de protection selon l’invention après un décapage chimique ;
la est une image à microscopie électronique à balayage (grossissement 300x) d’un scotch passé sur un bouclier de protection selon l’art antérieur après un décapage chimique ;
la est une image à microscopie électronique à balayage (grossissement 300x) d’un scotch passé sur un bouclier de protection selon l’invention après un décapage chimique ;
la est un schéma synoptique d’un procédé de fabrication selon l’invention,
la est un schéma synoptique d’un autre exemple de procédé de fabrication selon l’invention.
 Description détaillée de l'invention
Une turbomachine 1 d’aéronef est par exemple représentée sur la .
La turbomachine 1 s’étend selon un axe longitudinal A. Elle comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe longitudinal A, une soufflante 2, au moins un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, au moins une turbine 6 telle qu’une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère (non représentée).
Le rotor de la turbine basse pression est relié à la soufflante 2 et au rotor du compresseur basse pression 3 par un arbre basse pression 7. Le rotor de la turbine haute pression est quant à lui relié au rotor du compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression 8 agencé coaxialement autour de l’arbre basse pression 7.
La turbomachine 1 comprend en outre optionnellement une nacelle 9 entourant la soufflante 2.
La turbomachine 1 comprend par ailleurs un redresseur 10. Le redresseur 10 permet de redresser le flux à la sortie d’un rotor situé en amont afin de fournir une poussée maximale à la sortie de la turbomachine 1. Sur l’exemple particulier de la , le redresseur 10 est situé en aval de la soufflante 2. Le redresseur 10 est par exemple agencé entre le compresseur basse pression 3 et le compresseur haute pression 4 et à l’intérieur de la nacelle 9.
La soufflante 2 permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 1 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.
Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 3 puis du compresseur haute pression 4. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein de la chambre de combustion 5. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine haute pression et la turbine basse pression. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion. Le flux secondaire F2 traverse le redresseur 10 qui accélère la vitesse de circulation du flux secondaire F2 pour générer de la propulsion.
La soufflante 2, les compresseurs 3, 4, les turbines 6 et le redresseur 10 sont équipés d’un ensemble d’aubes 11. Les aubes 11 sont mobiles ou fixes en rotation autour de l’axe longitudinal A. Les aubes 11 s’étendent radialement par rapport à l’axe longitudinal A. Comme mieux visible sur la , chaque aube 11 comprend une pale 12 et une pièce 14.
La pale 12 s’étend selon un axe d’allongement X. L’axe d’allongement X de la pale 12 s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal A de la turbomachine 1 après montage de l’aube 11 sur la turbomachine 1. La pale 12 présente un profil aérodynamique. La pale 12 comprend ainsi une face extrados 12e et une face intrados 12i reliées par un bord d’attaque 12a et un bord de fuite 12b. La pale 12 s’étend ainsi selon un axe transversal Y entre le bord d’attaque 12a et le bord de fuite 12b. L’axe transversal Y est perpendiculaire à l’axe d’allongement X. La pale 12 s’étend par ailleurs longitudinalement selon l’axe d’allongement X entre une première extrémité et une seconde extrémité opposée à la première extrémité.
La pale 12 est en matériau composite. Le matériau composite est par exemple un composite à matrice organique (CMO). Le matériau composite comprend une matrice polymérique et un renfort fibreux noyé dans la matrice. La matrice est par exemple une matrice polymérique thermoplastique ou thermodurcissable. Le matériau thermodurcissable est par exemple un polymère époxy. Le renfort fibreux comprend des fibres qui sont par exemple des fibres de carbone ou des fibres de verre. Les fibres sont organisées par exemple sous la forme d’une préforme fibreuse.
L’aube 11 comprend en outre un pied 13. Le pied 13 est notamment relié à la seconde extrémité de la pale 12, la première extrémité opposée étant libre. Le pied 13 est par ailleurs fixé à un moyeu (non représenté) centré sur l’axe longitudinal A de la turbomachine 1.
La pièce 14 s’étend sur le bord d’attaque 12a et avantageusement tout le long du bord d’attaque 12a. La pièce 14 est avantageusement un bouclier de protection se présentant sous une forme allongée en forme de dièdre. Il est destiné à protéger le bord d’attaque 12a des chocs extérieurs et de l’usure. Comme mieux visible sur la , la pièce 14 présente un profil en U ou en V. La pièce 14 comprend une ailette intrados 14a et une ailette extrados 14b reliée à l’ailette intrados 14a par une âme centrale 14j. Les ailettes intrados et extrados 14a, 14b définissent entre elles une cavité dans laquelle le bord d’attaque 12a est agencé. L’ailette intrados 14a présente une première extrémité longitudinale libre et l’ailette extrados 14b présente une seconde extrémité longitudinale libre qui sont opposées à l’âme centrale 14j. Les extrémités longitudinales s’étendent respectivement sur la face intrados 12i et la face extrados 12e de la pale 12. Avantageusement, l’épaisseur de la pièce 14 est variable. Par exemple, l’épaisseur de l’âme centrale 14j est supérieure aux épaisseurs des première et seconde ailettes latérales 14a, 14b. Avantageusement, l’épaisseur des ailettes intrados et extrados 14a, 14b est décroissante en direction du bord de fuite 12b de la pale 12. Les ailettes 14a, 14b sont effilées en direction du bord de fuite 12b de la pale 12.
La pièce 14 est fixée au bord d’attaque 12a par collage. L’aube 11 comprend au moins une couche de colle 15 agencée entre la pale 12 et la pièce 14.
Selon l’invention, la pièce 14 comprend un alliage de titane. L’alliage de titane est avantageusement le grade TA6V. Avantageusement, l’alliage de titane présente une microstructure de type duplex ou équiaxe
Selon un premier mode de réalisation, la microstructure est de type duplex. Selon l’invention, la microstructure de type duplex de l’alliage de titane est formée d’une matrice 140 en titane de structure cristalline phase bêta et comprenant des nodules 141 de titane de structure cristalline phase alpha primaire et des aiguilles 142 de titane de structure cristalline de phase alpha secondaire.
De manière bien connue, la phase alpha fait référence à une structure cristalline du titane hexagonale compacte. La phase bêta fait référence à une structure cristalline du titane cubique centrée.
Dans la présente demande, on entend par nodule, un arrangement de phase alpha sous forme sphérique et discrète appelé alpha primaire. On entend par aiguille, une phase alpha de morphologie aciculaire appelée alpha secondaire.
Selon l’invention, la microstructure de type duplex présente un taux surfacique des nodules 141 de titane de phase alpha primaire dans la matrice 140 supérieur à 20%, avantageusement compris entre 30% et 90% et plus préférentiellement entre 30% et 70%. Le taux surfacique correspond au pourcentage de la surface cumulée de nodules par rapport à la surface totale d’observation. Le taux surfacique peut être mesuré par imagerie par exemple par microscopie, sur un échantillon de la pièce 14.
Les aiguilles 142 présentent une forme allongée selon une direction longitudinale de l’aiguille 142. Elles présentent une dimension transversale supérieure à 400 nm, notamment supérieure à 500 nm et avantageusement supérieure à 600 nm. La dimension transversale des aiguilles est mesurée selon une direction perpendiculaire à la direction longitudinale. La dimension transversale des aiguilles peut être mesurée par microscopie.
Une telle microstructure duplex de l’alliage de titane de la pièce 14 permet de réduire la quantité de poudre après un décapage chimique de la pièce 14 préalablement à son collage sur la pale 12. En effet, la quantité de phase bêta étant diminuée, malgré une attaque préférentielle de la phase alpha lors d’un décapage chimique de la pièce 14 générant une phase bêta en relief responsable de la formation de poudre, la quantité de poudre formée est fortement diminuée. La pièce 14 peut donc être collée à la pale 12 après un décapage chimique sans étape de rinçage succédant le décapage.
Selon un second mode de réalisation, la microstructure est de type équiaxe telle que visible sur les figures 4c et 4d. Une telle microstructure offre les mêmes avantages que ceux précités.
Un procédé de fabrication de la pièce 14 va maintenant être décrit en référence à la .
Le procédé comprend les étapes chronologiques suivantes :
(a) fournir une pièce initiale en alliage de titane présentant une microstructure initiale de type duplex formée d’une matrice en titane de phase bêta comprenant des nodules de titane de phase alpha primaire et des aiguilles de titane de phase alpha secondaire,
(b) traiter thermiquement la pièce,
(c) optionnellement, réaliser une préparation de surface de la pièce 14.
A l’étape (a), la pièce initiale peut être réalisée par exemple par forgeage. A l’issue de cette étape, la microstructure initiale de l’alliage de titane peut présenter un taux surfacique des nodules 141 de titane de phase alpha primaire dans la matrice inférieur à 20% et des aiguilles de dimension transversale inférieure à 400 nm.
Lors de l’étape (a) le taux surfacique de nodules de titane de phase alpha primaire est inférieur à 20%, et les aiguilles de titane de phase alpha secondaire, ont une dimension inférieure à 400 nm
L’étape (b) de traitement thermique de la pièce permet de modifier la microstructure initiale de l’alliage de titane et d’aboutir à une microstructure finale de l’alliage de titane avec un taux surfacique des nodules 141 de titane de phase alpha primaire dans la matrice supérieur à 20% et dans laquelle les aiguilles présentent une dimension transversale supérieure à 300 nm ou à une microstructure de type équiaxe. L’étape (b) permet donc d’aboutir à la pièce 14 de l’invention.
De manière préférée, l’étape (b) comprend les sous-étapes suivantes dans l’ordre chronologique :
(b1) chauffer la pièce à une température comprise entre 500°C et 1500°C, préférentiellement entre 600°C et 1000°C, encore plus préférentiellement entre 930°C et 960°C,
(b2) refroidir la pièce.
Préférentiellement, la sous-étape (b1) de chauffage de la pièce est réalisée pendant une durée supérieure ou égale à 60 min, préférentiellement comprise entre 60 min et 180 min, encore plus préférentiellement entre 60 min et 120 min. Une telle durée de chauffage permet d’homogénéiser la température de la pièce.
Préférentiellement, la sous-étape (b1) de chauffage de la pièce est réalisée dans un four ou dans une étuve.
Préférentiellement, la sous-étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée à une vitesse comprise entre 0,5°C/min et 100°C/min, avantageusement comprise entre 0,5°C/min et 80°C/min, encore plus avantageusement comprise entre 0,5°C/min et 50°C/min, et encore plus avantageusement entre 0,5°C/min et 40°C/min.
De manière très avantageuse, la sous-étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée selon un premier exemple dans une couverture isolante thermiquement. La couverture isolante thermiquement est par exemple en matériau céramique. Elle comprend par exemple une nappe en fibres céramiques. Selon un second exemple, la sous-étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée dans un four. La couverture isolante et le four permettent d’assurer une vitesse de refroidissement lente de la pièce. Le four est particulièrement avantageux en ce qu’il permet un contrôle précis de cette vitesse de refroidissement.
La vitesse de refroidissement lente de la pièce permet de modifier la microstructure de l’alliage de titane pour aboutir à un taux surfacique de nodules 141 important et des aiguilles 142 de dimension transversales importantes voire à une microstructure équiaxe.
De manière avantageuse, selon un premier mode de réalisation, l’étape (b) de traitement thermique est réalisée sous atmosphère inerte. Elle est par exemple réalisée sous vide ou sous argon. Un tel mode de réalisation permet de prévenir la formation d’une couche d’oxyde en surface de la pièce 14 durant le traitement thermique de la pièce.
Alternativement, et en référence à la , après l’étape (b) de traitement thermique et avant l’étape (c) de préparation de surface de la pièce 14, le procédé comprend une étape (b’) d’usinage de la pièce 14. L’usinage est par exemple un usinage mécanique réalisé par fraisage.
Lorsque l’étape (b) de traitement thermique de la pièce est réalisée dans un milieu non protecteur vis-à-vis de l’oxydation de la pièce 14, une couche d’oxydes se forme en surface de la pièce 14 qui pourrait réduire les performances mécaniques de la pièce 14. L’étape (b’) d’usinage permet de retirer une telle couche d’oxydes.
L’étape (c) de préparation de surface de la pièce 14 permet d’améliorer les propriétés au collage de la pièce 14 sur la pale 12. Avantageusement, l’étape (c) de préparation de surface comprend dans l’ordre chronologique les sous-étapes suivantes :
(c0) optionnellement, dégraisser la pièce 14,
(c1) décaper chimiquement la pièce 14,
(c2) optionnellement, appliquer un primaire de collage sur la pièce 14.
La sous-étape (c0) de dégraissage est par exemple réalisée dans un bain alcalin. Le bain alcalin comprend une solution aqueuse et de l’hydroxyde de sodium a une concentration en poids comprise entre 5% et 35% dans la solution aqueuse. Avantageusement, la sous-étape (c0) est réalisée pendant une durée comprise entre 1 min et 30 min. La température du bain alcalin est par exemple comprise entre 40°C et 70°C.
La sous-étape (c1) de décapage chimique est par exemple réalisée dans un bain alcalin. Ce dernier comprend avantageusement un décapant à base d'hydroxyde de sodium en solution aqueuse. Le pourcentage en poids de ce décapant dans la solution est compris entre 50% et 100%. Avantageusement, la sous-étape (c1) est réalisée pendant une durée comprise entre 5 min et 20 min. La température de ce bain est par exemple comprise entre 50°C et 90°C. Cette sous-étape permet de créer des aspérités en surface de la pièce 14 favorables au collage de la pièce 14 sur la pale 12.
Avantageusement, après la sous-étape (c1) et avant la sous-étape (c2), une sous-étape de neutralisation du bain alcalin sur la pièce 14 est réalisée. La neutralisation est par exemple réalisée dans un bain acide. Le bain acide comprend une solution aqueuse à base d'acide nitrique. La durée de cette sous-étape est par exemple comprise entre 1 min et 10 min. La température de ce bain acide est par exemple comprise entre 10°C et 40°C.
Dans la sous-étape (c2), le primaire de collage est par exemple appliqué par pulvérisation. Le primaire de collage est par exemple une résine époxy ou une résine phénolique ou un mélange de celles-ci. Puis, une sous-étape optionnelle de séchage de la pièce 14 peut être réalisée. Le séchage peut être réalisé dans un four ou dans une étuve à une température par exemple comprise entre 50°C et 200°C. Ceci permet de polymériser la résine. Une sous-étape de fonctionnalisation de la pièce 14 peut également être réalisée après le séchage, par exemple par traitement plasma.
Grâce au traitement thermique de la pièce 14, la microstructure de l’alliage de titane est modifiée pour créer un fort taux surfacique de nodules et des aiguilles de fortes épaisseurs ou une microstructure équiaxe. Ceci permet de diminuer la quantité de phase bêta. Ainsi, malgré une attaque préférentielle de la phase alpha lors du traitement de surface par décapage chimique, la quantité de phase bêta se trouvant en relief de faible largeur et sans phase alpha environnante est fortement diminuée à l’issue de ce décapage. Par conséquent, la quantité de poudre générée à la surface de la pièce 14 est fortement réduite par rapport à une pièce de l’art antérieur. En effet, un taux de poudre de seulement 1,8% est généré à la surface de la pièce 14 après le décapage chimique selon le procédé de l’invention tandis qu’un taux de poudre de 22% est généré à la surface de la pièce de l’art antérieur, c’est-à-dire sans traitement thermique préalable.
Grâce à l’invention, aucune étape supplémentaire de rinçage aux ultrasons n’est nécessaire après le décapage chimique de la pièce 14 et préalablement au collage de la pièce 14. Ceci permet de réduire le temps de fabrication de la pièce de 90% par rapport à un procédé de fabrication impliquant une étape de rinçage aux ultrasons. Le coût de fabrication de la pièce 14 est également fortement réduit puisqu’aucune cuve à ultrasons n’est nécessaire.
Une pièce témoin en alliage de titane et présentant une microstructure de type duplex non conforme à l’invention a été réalisée et soumise directement à un décapage chimique dans un bain alcalin à base d’hydroxyde de sodium en solution aqueuse à une concentration volumique de 85% pendant 16 min à 90°C.
En parallèle, une pièce en alliage de titane et présentant une microstructure de type duplex non conforme à l’invention a été réalisée et soumise au traitement thermique comprenant les étapes de chauffage de la pièce à 930°C dans un four pendant une durée de 1h, puis de refroidissement de la pièce à une vitesse de 0.5°C/min.
La pièce a été ensuite soumise à un décapage chimique dans un bain alcalin à base d’hydroxyde de sodium en solution à une concentration massique de 85%, pendant 16 min à 90°C.
Un échantillon de chaque pièce a ensuite été préparé et une observation au microscope électronique à balayage a été réalisée.
Les images de la pièce témoin sont présentées sur les figures 4a, 4b et les images de la pièce selon l’invention sont présentées sur les figures 4c, 4d. La pièce selon l’invention présentée sur les figures 4c, 4d présentent une microstructure équiaxe grâce au traitement thermique de l’invention.
Un essai adhésif a également été réalisé sur chaque pièce par application d’un ruban adhésif normalisé NITTO. Le ruban adhésif est appliqué manuellement puis une pression est appliquée sur le ruban. Après une durée d’environ 2 min, le retrait du ruban est réalisé par pelage avec un angle de 60°. Une observation au microscope électronique à balayage de chaque scotch a été réalisée. L’image du scotch témoin est présentée sur la et l’ image du scotch de la pièce selon l’invention est présentée sur la .
Comme visible, le taux de phase bêta fragile est important sur les figures 4a, 4b comparé aux figures 4c, 4d. Le traitement thermique permet de diminuer significativement le taux de phase bêta fragile après le décapage chimique.
Ceci résulte en une diminution importante du taux de poudre généré. Comme visible sur la le taux surfacique de poudre est de 22% alors que sur la le taux de poudre n’est que de 1,8%.
Le traitement thermique conduit donc à une microstructure de l’alliage qui permet de diviser par 12 le taux surfacique de poudre après le décapage chimique autorisant un collage de la pièce sans étape préalable de rinçage. Le temps de fabrication de la pièce est alors réduit de 90%.

Claims (14)

  1. Pièce (14) pour une turbomachine (1) d’aéronef, comprenant un alliage de titane, caractérisée en ce que l’alliage de titane présente une microstructure de type équiaxe ou une microstructure de type duplex formée d’une matrice (140) en titane de phase bêta comprenant des nodules (141) de titane de phase alpha primaire selon un taux surfacique supérieur à 20% et des aiguilles (142) de titane de phase alpha secondaire présentant une dimension supérieure ou égale à 400 nm.
  2. Pièce selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le taux surfacique de nodules (141) est compris entre 30% et 90%, préférentiellement compris entre 30% et 70%.
  3. Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la dimension des aiguilles (142) est supérieure à 500 nm, avantageusement supérieure à 600 nm.
  4. Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’alliage de titane est le grade TA6V.
  5. Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle est un bouclier de protection présentant un profil en U ou V comprenant une ailette intrados (14a) et une ailette extrados (14b) reliées par une âme centrale (14j).
  6. Procédé de fabrication d’une pièce (14) pour une turbomachine (1) d’aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes chronologiques suivantes :
    (a) fournir une pièce en alliage de titane présentant une microstructure initiale de type duplex formée d’une matrice en titane de phase bêta comprenant des nodules de titane de phase alpha primaire et des aiguilles de titane de phase alpha secondaire ,
    (b) traiter thermiquement la pièce,
    (c) optionnellement, réaliser une préparation de surface de la pièce (14).
  7. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’étape (b) de traitement thermique comprend les sous-étapes suivantes :
    (b1) chauffer la pièce à une température comprise entre 500°C et 1500°C,
    (b2) refroidir la pièce.
  8. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la sous étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée à une vitesse comprise entre 0.5°C/min et 100°C/min, avantageusement comprise entre 0.5°C/min et 80°C/min, préférentiellement comprise entre 0.5°C/min et 50°C/min.
  9. Procédé selon l’une quelconque des revendications 7 à 8, caractérisé en ce que la sous étape (b2) de refroidissement de la pièce est réalisée dans un four ou une couverture isolante thermiquement.
  10. Procédé selon l’une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que la sous étape (b1) de chauffage de la pièce est réalisée à une température comprise entre 600°C et 1000°C.
  11. Procédé selon l’une quelconque des revendications 7 à 10, caractérisé en ce que la sous étape (b1) de chauffage de la pièce est réalisée pendant une durée supérieure ou égale à 60 min, préférentiellement comprise entre 60 min et 180 min, encore plus préférentiellement entre 60 min et 120 min.
  12. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 11, caractérisé en ce que l’étape (b) est réalisé sous atmosphère inerte.
  13. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 11, caractérisé en ce qu’il comprend entre les étapes (b) et (c), une étape (b’) d’usinage de la pièce (14).
  14. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 13, caractérisé en ce que l’étape (c) de préparation de surface de la pièce (14) comprend une sous étape (c1) de décapage chimique.
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