WO2024099721A1 - Composition pour joint abradable de turbomachine - Google Patents

Composition pour joint abradable de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
WO2024099721A1
WO2024099721A1 PCT/EP2023/079011 EP2023079011W WO2024099721A1 WO 2024099721 A1 WO2024099721 A1 WO 2024099721A1 EP 2023079011 W EP2023079011 W EP 2023079011W WO 2024099721 A1 WO2024099721 A1 WO 2024099721A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
metallic phase
composition
mass
turbomachine
abradable
Prior art date
Application number
PCT/EP2023/079011
Other languages
English (en)
Inventor
Laurent Schuster
Original Assignee
Safran Aero Boosters
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 Aero Boosters filed Critical Safran Aero Boosters
Publication of WO2024099721A1 publication Critical patent/WO2024099721A1/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING 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
    • C23C—COATING 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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING 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
    • C23C—COATING 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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/067—Metallic material containing free particles of non-metal elements, e.g. carbon, silicon, boron, phosphorus or arsenic
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F05D2230/312—Layer deposition by plasma spraying
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/95—Preventing corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/12—Light metals
    • F05D2300/121—Aluminium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/131—Molybdenum
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/132—Chromium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/134—Zirconium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/173—Aluminium alloys, e.g. AlCuMgPb
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/228—Nitrides
    • F05D2300/2282—Nitrides of boron

Definitions

  • the invention relates to the field of sealing turbomachines using a two-phase abradable seal.
  • the invention also proposes a method for producing an abradable seal and a turbomachine provided with this seal.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are or will be adopted by various States. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them comply with current regulations. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • the invention relates more particularly to the aspects linked to the sealing of the air stream.
  • the clearance between the radial ends of the rotating blades and the casing can be the site of leaks or vortices, leading to a reduction in the efficiency of the turbomachine, and consequently higher consumption. high at equal power delivered.
  • Patents EP 3 023 511 A1 and EP 3 444 443 A1 disclose compositions for abradable gaskets for turbomachines. These compositions aim to maximize the durability of abradable joints.
  • the inventors have highlighted the fact that corrosion is not completely eliminated with these compositions, particularly when the substrate on which these joints are deposited is made of a material sensitive to corrosion. Also, the inventors observed wear due to erosion due to the flow of air which rubs against the abradable seal. This erosion appears especially under the high pressure and temperature conditions enabled by new generations of turbomachines, which are more compact, more powerful and more frugal.
  • the invention aims to propose a composition for an abradable joint which overcomes the disadvantages mentioned above and in particular which allows better resistance to corrosion (independently of the substrate on which the joint is deposited) and to erosion, and especially at high temperatures.
  • the invention relates to a composition for an abradable gasket for a turbomachine compressor, the composition comprising a metallic phase and a non-metallic phase, the latter constituting 5 to 50% of the total mass of the composition, the phase metallic comprising, by mass: 45% to 80% aluminum; 10% to 45% nickel; 5% to 20% cobalt or chromium; and 1 to 5% copper, magnesium, manganese or zirconium.
  • abradable or “abradable joint”, we mean a material capable of crumbling on contact with a turbomachine rotor element.
  • the composition can be in the form of a powder, the metallic phase and the non-metallic phase each forming distinct grains. Depending on the composition of the phase, the addition of a bonding agent between the two phases is used. The two phases are then thoroughly mixed to be uniformly dispersed.
  • the metallic phase comprises 5 to 17% cobalt.
  • the metallic phase comprises 15% cobalt and 4% zirconium.
  • the mass of cobalt or chromium, combined with the mass of copper, magnesium, manganese or zirconium, is between 10% and 22% of the mass of the metallic phase.
  • the non-metallic phase comprises, by mass, between 30% to 35% of one or more of the following elements: polyester, methyl methacrylate, hexagonal boron nitride, calcium fluorine, graphite, bentonite, talc, or molybdenum disulfide.
  • nickel and cobalt, or nickel and chromium together do not exceed 45% of the mass of the metallic phase. This prevents premature wear of the abradable material.
  • the invention also relates to a method for producing an abradable seal of an axial turbomachine, the method comprising the deposition of a composition according to one of the above embodiments by plasma projection on an internal surface of 'a ferrule or a compressor casing element.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a low-pressure compressor with a row of rotor blades and an abradable seal surrounding the row of rotor blades, remarkable in that the seal is formed by the method described above.
  • FIG. 1 illustrates a sectional view of a turbomachine compressor.
  • the terms “internal” and “external” refer to positioning relative to the axis of rotation of an axial turbomachine.
  • the axial direction corresponds to the direction along the axis of rotation of the turbomachine.
  • the radial direction is perpendicular to the axis of rotation. Upstream and downstream refer to the main flow direction of the flow in the turbomachine.
  • compressor 4 corresponds to a low-pressure compressor.
  • the turbomachine also includes other components not shown in the , such as a high-pressure compressor, a combustion chamber and one or more levels of turbines.
  • the turbine(s) drive a rotor 12 in rotation.
  • the rotor supports several rows of rotor blades 24 associated with rows of stator blades 26. The rotation of the rotor 12 around its axis of rotation 14 thus makes it possible to compress an air flow progressively until the inlet of the combustion chamber.
  • a fan 16 (partially illustrated) is coupled to the rotor 12 and generates an air flow which is divided into a primary flow 18 and a secondary flow 20.
  • the primary 18 and secondary 20 flows are separated by a separation nozzle 22 .
  • the rotor blades 24 can extend radially from a rotor support which can be a dovetail platform, an internal crown of a one-piece bladed drum or any other type of support for a composite rotor.
  • the stator vanes 26 extend essentially radially from an outer casing 28, 30. They can be fixed and immobilized there using fixing pins 32 and platforms 34. They pass radially through the primary flow 18 up to a internal ferrule 40.
  • the turbomachine can be a multi-flow turbomachine. We will focus on one of these flows, delimited by an air vein.
  • the air stream concerned by the invention can be a primary air stream, compressing the air intended to enter the combustion chamber; a secondary air stream, propelled by a ducted fan; or a tertiary vein coming from the primary vein and joining a secondary flow of an unducted turbojet (CROR “Counter-Rotating Open Rotor” or USF “Unducted Single Fan”).
  • a layer of abradable material or abradable seal 38 is deposited opposite the radial end of the rotor blades 24.
  • the wall 30 thus serves as a fixing support for the fixing platforms 34 of the stator blades 26 and as a support for the abradable seals 38 ensuring dynamic seals around the rotor blades 24.
  • Dynamic sealing is understood as a limitation of the flow between the abradable and a rotor blade rotating during operation of the turbomachine.
  • the radially internal surface of the abradable seal 38 is flush with the radially internal surface of the platforms 34.
  • the abradable seals 38 form homogeneous annular layers, like circular ribbons whose thicknesses can be greater than 2.00 mm.
  • the teaching of the invention can also be adapted to any rotating element, for example baffles or sealing labyrinths.
  • the internal surface of the ferrules 40 can also contain an abradable material of similar composition, or not, to the abradable 38.
  • the composition of the invention can also be implemented at the level of the turbines, given its resistance to heat.
  • the casing 28, and in particular its wall 30, can be made of a composite material with an organic matrix.
  • the composite material may include an epoxy resin and a preform with a stack of three-dimensionally woven carbon fibrous plies.
  • the casing can be made of metal, such as a titanium or aluminum alloy.
  • the composition of the material forming the abradable layer 38 may comprise two mixed phases, namely a metallic phase and a non-metallic phase.
  • the non-metallic phase can be mineral and/or organic.
  • the abradable can be composite; and/or grainy; and/or may contain spaces filled by some of its constituents.
  • the composition can be in the form of a powder, the metallic phase and the non-metallic phase each forming distinct grains.
  • the non-metallic phase can form inclusions (nodules) in grains mainly formed of the metallic phase.
  • the non-metallic phase can form a lubricant.
  • the non-metallic phase can represent 5 to 50%, preferably 15% to 25%, and more preferably 20%, of the total mass of the composition.
  • the metallic phase can form the remaining weight, namely 50 to 95% of the total weight, preferably 75 to 85%, and more preferably 80%, of the total mass of the composition.
  • the metallic phase can represent the majority of the volume of the abradable layer, thus, the metallic phase can form a matrix receiving the second phase.
  • the abradable layer can be formed from grains of metal powders whose inter-grain spaces are filled by the second phase.
  • the metallic phase mainly consists of aluminum. That is to say that among the abradable metals, the one with the greatest mass is aluminum.
  • the preponderance of aluminum promotes a good compromise between mass of the joint, corrosion resistance and mechanical strength.
  • the metallic phase of the abradable coating 38 also includes nickel, in a lower mass proportion than that of aluminum.
  • the mass proportions of nickel and aluminum in the metallic phase are: 10% to 45%, preferably 25 to 30% nickel; and 45% to 80%, preferably 70 to 75% aluminum.
  • the metal phase comprises between 5% and 20% chromium, or between 5% and 20% cobalt, or between 5% and 20% combined mass of chromium and cobalt. This range can preferably be restricted to 10 to 17%.
  • the metallic phase comprises between 1 and 5% copper, magnesium, manganese and/or zirconium.
  • the level of these elements can be present in trace amounts.
  • chromium and/or cobalt on the one hand, and copper, magnesium, manganese and/or zirconium, on the other hand, together constitute between 10 and 22% of the metallic phase, preferably between 16 and 18%.
  • the non-metallic phase may comprise one or more organic materials, and/or one or more mineral materials.
  • the non-metallic phase may contain, by mass, 15% to 35%, and preferably 30% to 35%, of one or more of the following elements: polyester, methyl methacrylate, hexagonal boron nitride, fluorine calcium, graphite, bentonite, talc, or molybdenum disulfide.
  • the non-metallic phase can also contain a resin (ketone or phenol).
  • the non-metallic phase may also include a bonding agent to bond the metallic phase to the non-metallic phase.
  • the composition described above can be applied to the casing by plasma spraying.
  • a thermal technique is known in particular in document EP 1 010 861 A2.
  • the powder constituting the non-metallic phase can be introduced into the plasma jet downstream of the powder constituting the metallic phase.
  • the composition can be applied to the support by sintering, possibly with prolonged heating.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention propose une composition pour un joint d'étanchéité abradable (38) de compresseur (4), la composition comprenant une phase métallique et une phase non-métallique, cette dernière constituant 5 à 50% de la masse totale de la composition, la phase métallique comprenant, en masse : 45% à 80% d'aluminium; 10% à 45% de nickel; 5% à 20% de cobalt ou de chrome; et 1 à 5% de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium. L'invention porte également sur le procédé de réalisation du joint et sur la turbomachine comprenant ce joint.

Description

COMPOSITION POUR JOINT ABRADABLE DE TURBOMACHINE
L’invention se rapporte au domaine de l’étanchéité des turbomachines par joint abradable à deux phases. L’invention propose également un procédé de réalisation d’un joint abradable et une turbomachine munie de ce joint.
 Art antérieur
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers Etats. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire l'empreinte environnementale de son activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Dans ce contexte, l’invention porte plus particulièrement sur les aspects liés à l’étanchéité de la veine d’air. En effet, au sein de la veine primaire, le jeu entre les extrémités radiales des aubes tournantes et le carter peut être le lieu de fuites ou de vortex, conduisant à une baisse de l’efficacité de la turbomachine, et par conséquent une consommation plus élevée à puissance délivrée égale.
Afin de réduire ces fuites, il est impératif de rapprocher les aubes du carter tout en conservant une marge de sécurité. En effet, en cas de contact les aubes comme le carter peuvent s’endommager, et mettre en péril la sécurité de fonctionnement de la turbomachine. Ces cas de figure restent monnaie courante en raison des vibrations, des ingestions, de la force centrifuge, de la dilatation, et des désaxages du rotor notamment. Dès lors, ajouter une couche de matériau abradable à l’interface entre le carter et les aubes permet de maîtriser l’endommagement en cas de contact puisque la dégradation est concentrée dans la matière du joint qui est destinée à s’effriter.
Les documents EP 3 023 511 A1 et EP 3 444 443 A1 divulguent des compositions pour joint abradable de turbomachine. Ces compositions visent à maximiser la durabilité des joints abradables.
Les inventeurs ont mis en évidence le fait que la corrosion n’est pas complètement éliminée avec ces compositions, notamment lorsque le substrat sur lequel ces joints sont déposés est fait d’une matière sensible à la corrosion. Aussi, les inventeurs ont observé une usure due à l’érosion du fait du flux d’air qui vient frotter contre le joint abradable. Cette érosion apparaît surtout sous les conditions de pression et de température élevées que permettent les nouvelles générations de turbomachine, plus compactes, plus puissantes et plus frugales.
L’invention a pour objectif de proposer une composition pour un joint abradable qui surmonte les inconvénients mentionnés ci-dessus et notamment qui permette une meilleure résistance à la corrosion (indépendamment du substrat sur lequel le joint est déposé) et à l’érosion, et en particulier à haute température.
L’invention a trait à une composition pour un joint d’étanchéité abradable de compresseur de turbomachine, la composition comprenant une phase métallique et une phase non-métallique, cette dernière constituant 5 à 50% de la masse totale de la composition, la phase métallique comprenant, en masse : 45% à 80% d’aluminium ; 10% à 45% de nickel ; 5% à 20% de cobalt ou de chrome ; et 1 à 5% de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium.
Par « abradable » ou « joint abradable », on entend un matériau apte à s’effriter au contact d’un élément rotorique de turbomachine.
La présence, en combinaison, de cobalt ou de chrome dans un taux entre 5 et 20% d’une part, et de traces de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium d’autre part, a été démontrée par les inventeurs comme bénéfique pour améliorer la tenue face à l’érosion et en particulier à hautes températures (au-delà de 150°C).
La composition peut se présenter sous la forme d’une poudre, la phase métallique et la phase non-métallique formant chacune des grains distincts. Suivant la composition de la phase, l’ajout d’un agent de liaison entre les deux phases est utilisé. Les deux phases sont ensuite intimement mélangées pour être uniformément dispersées.
Selon un mode avantageux de l’invention, la phase métallique comprend 5 à 17% de cobalt.
Selon un mode avantageux de l’invention, la phase métallique comprend 15% de cobalt et 4% de zirconium.
Selon un mode avantageux de l’invention, la masse de cobalt ou de chrome, cumulée à la masse de cuivre magnésium, manganèse ou zirconium, est comprise entre 10% et 22% de la masse de la phase métallique.
Selon un mode avantageux de l’invention, la phase non-métallique comprend, en masse, entre 30% à 35% d’un ou de plusieurs des éléments suivants : polyester, methyl-methacrylate, nitrure de bore hexagonal, fluore de calcium, graphite, bentonite, talc, ou bisulfure de molybdène.
Selon un mode avantageux de l’invention, le nickel et le cobalt, ou le nickel et le chrome, ne dépassent pas, ensemble, 45% de la masse de la phase métallique. Ceci évite une usure prématurée du matériau abradable.
L’invention porte également sur un procédé de réalisation d’un joint d’étanchéité abradable de turbomachine axiale, le procédé comprenant le dépôt d’une composition selon l’un des modes de réalisation ci-dessus par projection plasma sur une surface interne d’une virole ou d’un élément de carter de compresseur.
L’invention a également trait à une turbomachine comprenant un compresseur basse-pression avec une rangée d’aubes rotoriques et un joint abradable entourant la rangée d’aubes rotoriques, remarquable en ce que le joint est formé par le procédé exposé ci-dessus.
En effet, les proportions massiques des différents éléments ne sont pas altérées par le procédé de dépôt et un joint obtenu par le procédé de l’invention est donc bien distinct d’un joint obtenu par un procédé mettant en œuvre une autre composition.
illustre une vue en coupe d’un compresseur de turbomachine.
 Description détaillée
Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l’axe de rotation d’une turbomachine axiale. La direction axiale correspond à la direction le long de l’axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l’axe de rotation. L’amont et l’aval sont en référence au sens d’écoulement principal du flux dans la turbomachine.
Les dimensions de la ne sont pas à l’échelle et en particulier les épaisseurs ou les dimensions radiales sont exagérées pour faciliter la lecture des figures.
La représente une vue en coupe d’un compresseur 4 d’une turbomachine axiale.
De préférence, le compresseur 4 correspond à un compresseur basse-pression. La turbomachine comprend, en outre, d’autre composants non représentés dans la , tels qu’un compresseur haute-pression, une chambre de combustion et un ou plusieurs niveaux de turbines. La ou les turbines entraînent un rotor 12 en rotation. Le rotor supporte plusieurs rangées d’aubes de rotor 24 associées à des rangées d’aubes de stator 26. La rotation du rotor 12 autour de son axe de rotation 14 permet ainsi de comprimer un débit d’air progressivement jusqu’à l’entrée de la chambre de combustion.
Une soufflante 16 (partiellement illustrée), est couplée au rotor 12 et génère un flux d’air qui se divise en un flux primaire 18 et en un flux secondaire 20. Les flux primaire 18 et secondaire 20 sont séparés par un bec de séparation 22.
Les aubes rotoriques 24 peuvent s’étendre radialement depuis un support rotorique qui peut être une plateforme à queue d’aronde, une couronne interne de tambour monobloc aubagé ou tout autre type de support d’un rotor composite.
Les aubes statoriques 26 s’étendent essentiellement radialement depuis un carter extérieur 28, 30. Elles peuvent y être fixées et immobilisées à l’aide d’axes de fixation 32 et de plateformes 34. Elles traversent radialement le flux primaire 18 jusqu’à une virole interne 40.
La turbomachine peut être une turbomachine multi-flux. Nous nous focaliserons sur l’un de ces flux, délimité par une veine d’air. Ainsi, la veine d’air concernée par l’invention peut être une veine d’air primaire, compressant l’air destiné à pénétrer dans la chambre de combustion ; une veine d’air secondaire, propulsée par une soufflante carénée ; ou une veine tertiaire issue de la veine primaire et rejoignant un flux secondaire d’un turboréacteur non caréné (CROR « Counter-Rotating Open Rotor » ou USF « Unducted Single Fan »).
Une couche de matériau abradable ou joint abradable 38, est déposée en regard de l’extrémité radiale des aubes rotoriques 24.
La paroi 30 sert ainsi de support de fixation aux plateformes de fixation 34 des aubes statoriques 26 et de support pour les joints abradables 38 assurant des étanchéités dynamiques autour des aubes rotoriques 24. Une étanchéité dynamique s’entend comme une limitation de l’écoulement entre l’abradable et une aube rotorique tournant lors du fonctionnement de la turbomachine. La surface radialement interne du joint abradable 38 affleure la surface radialement interne des plateformes 34. Les joints abradables 38 forment des couches annulaires homogènes, telles des rubans circulaires dont les épaisseurs peuvent être supérieures à 2,00 mm.
Si l’invention privilégie le positionnement d’un joint abradable dans le compresseur, l’enseignement de l’invention peut également être adapté à tout élément tournant, par exemple des chicanes ou labyrinthes d’étanchéité. Ainsi, la surface interne des viroles 40 peut également contenir un matériau abradable de composition similaire, ou non, à l’abradable 38. La composition de l’invention peut également être implémentée au niveau des turbines, étant donné sa résistance à la chaleur.
Le carter 28, et notamment sa paroi 30, peut être réalisé(e) en un matériau composite à matrice organique. Le matériau composite peut comprendre une résine époxy et une préforme avec un empilement de plis fibreux de carbone tissés de manière tridimensionnelle. Alternativement, le carter peut être réalisé en métal, tel un alliage de titane ou d’aluminium.
La composition du matériau formant la couche abradable 38 peut comprendre deux phases mélangées, à savoir une phase métallique et une phase non-métallique. La phase non-métallique peut être minérale et/ou organique. L’abradable peut être composite ; et/ou granuleux ; et/ou peut contenir des espaces comblés par certains de ses constituants. La composition peut se présenter sous la forme d’une poudre, la phase métallique et la phase non-métallique formant chacune des grains distincts. Alternativement, la phase non-métallique peut former des inclusions (nodules) dans des grains majoritairement formés de la phase métallique. La phase non-métallique peut former un lubrifiant.
La phase non-métallique peut représenter 5 à 50%, préférentiellement 15% à 25%, et plus préférentiellement 20%, de la masse totale de la composition. La phase métallique peut former le poids restant, à savoir 50 à 95% du poids total, préférentiellement 75 à 85%, et plus préférentiellement 80%, de la masse totale de la composition.
La phase métallique peut représenter la majorité du volume de la couche abradable, ainsi, la phase métallique peut y former une matrice recevant la deuxième phase.
Eventuellement, la couche abradable peut être formée de grains de poudres métalliques dont les espaces inter-grains sont comblés par la deuxième phase.
La phase métallique comprend principalement de l’aluminium. C’est-à-dire que parmi les métaux de l’abradable, celui dont la masse est la plus importante est l’aluminium. La prépondérance de l’aluminium favorise un bon compromis entre masse du joint, résistance à la corrosion et résistance mécanique.
La phase métallique du revêtement abradable 38 comprend également du nickel, en proportion massique inférieure à celle de l’aluminium. Les proportions massiques de nickel et d’aluminium dans la phase métallique sont de : 10% à 45%, préférentiellement 25 à 30% de nickel ; et 45% à 80%, préférentiellement 70 à 75% d’aluminium.
En outre, la phase métallique comprend entre 5% et 20% de chrome, ou entre 5% et 20% de cobalt, ou entre 5% et 20% de masse combinée de chrome et de cobalt. Cette plage peut préférentiellement être restreinte à 10 à 17%.
De plus, la phase métallique comprend entre 1 et 5% de cuivre, de magnésium, de manganèse et/ou de zirconium. Lorsque deux de ces éléments sont présents, leur masse combinée est comprise dans cet intervalle. Dans une variante, le taux de ces éléments peut être présent à l’état de trace.
De manière préférée, le chrome et/ou le cobalt, d’une part, et le cuivre, magnésium, manganèse et/ou zirconium, d’autre part, constituent ensemble entre 10 et 22% de la phase métallique, préférentiellement entre 16 et 18%.
La phase non-métallique peut comprendre un ou des matériaux organiques, et/ou un ou des matériaux minéraux.
Par exemple, la phase non-métallique peut contenir, en masse, 15% à 35%, et préférentiellement 30% à 35% d’un ou de plusieurs des éléments suivants : polyester, methyl-methacrylate, nitrure de bore hexagonal, fluore de calcium, graphite, bentonite, talc, ou bisulfure de molybdène.
La phase non-métallique peut également contenir une résine (cétone ou phénol).
La phase non-métallique peut aussi comprendre un agent de liaison pour lier la phase métallique à la phase non-métallique.
La composition décrite ci-dessus peut être appliquée sur le carter par projection plasma. Une telle technique thermique est connue notamment dans le document EP 1 010 861 A2. La poudre constituant la phase non-métallique peut être introduite dans le jet du plasma en aval de la poudre constituant la phase métallique. D’autres techniques sont envisageables : la composition peut être appliquée sur le support par frittage, éventuellement avec un chauffage prolongé.
Lors du dépôt de la couche d’abradable, certains grains peuvent fondre puis solidifier. Les ratios massiques initiaux demeurant les mêmes sur la couche finale, il est possible de la distinguer d’une couche obtenue à partir d’une composition différente.

Claims (8)

  1. Composition pour un joint d’étanchéité abradable (38) de compresseur (4) de turbomachine, la composition comprenant une phase métallique et une phase non-métallique, cette dernière constituant 5 à 50% de la masse totale de la composition, la composition étant caractérisée en ce que la phase métallique comprend, en masse :
    - 45% à 80% d’aluminium ;
    - 10% à 45% de nickel ;
    - 5% à 20% de cobalt ou de chrome ; et
    - 1 à 5% de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium.
  2. Composition selon la revendication 1, caractérisée en ce que la phase métallique comprend 5 à 17% de cobalt.
  3. Composition selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la phase métallique comprend 15% de cobalt et 4% de zirconium.
  4. Composition selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la masse de cobalt ou de chrome, cumulée à la masse de cuivre magnésium, manganèse ou zirconium, est comprise entre 10% et 22% de la masse de la phase métallique.
  5. Composition selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la phase non-métallique comprend, en masse, entre 30% à 35% d’un ou de plusieurs des éléments suivants : polyester, methyl-methacrylate, nitrure de bore hexagonal, fluore de calcium, graphite, bentonite, talc, ou bisulfure de molybdène.
  6. Composition selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que le nickel et le cobalt, ou le nickel et le chrome, ne dépassent pas, ensemble, 45% de la masse de la phase métallique.
  7. Procédé de réalisation d’un joint d’étanchéité abradable (38) de compresseur (4) de turbomachine, le procédé comprenant le dépôt d’une composition selon l’une des revendications précédentes par projection plasma sur une surface interne d’une virole (30) ou d’un élément de carter (28) de compresseur (4).
  8. Turbomachine comprenant un compresseur basse-pression (4) avec une rangée d’aubes rotoriques (24) et un joint abradable (38) entourant la rangée d’aubes rotoriques (24), caractérisée en ce que le joint est formé par le procédé de la revendication 7.
PCT/EP2023/079011 2022-11-09 2023-10-18 Composition pour joint abradable de turbomachine WO2024099721A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE20225903A BE1031024B9 (fr) 2022-11-09 2022-11-09 Composition pour joint abradable de turbomachine
BEBE2022/5903 2022-11-09

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2024099721A1 true WO2024099721A1 (fr) 2024-05-16

Family

ID=84331851

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2023/079011 WO2024099721A1 (fr) 2022-11-09 2023-10-18 Composition pour joint abradable de turbomachine

Country Status (2)

Country Link
BE (1) BE1031024B9 (fr)
WO (1) WO2024099721A1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1010861A2 (fr) 1998-12-18 2000-06-21 United Technologies Corporation Joint abradable et sa méthode de production
EP3023511A1 (fr) 2014-11-24 2016-05-25 Techspace Aero S.A. Composition et joint abradable de carter de compresseur de turbomachine axiale
EP3444443A1 (fr) 2017-08-14 2019-02-20 Safran Aero Boosters SA Composition de joint abradable pour compresseur de turbomachine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1010861A2 (fr) 1998-12-18 2000-06-21 United Technologies Corporation Joint abradable et sa méthode de production
EP3023511A1 (fr) 2014-11-24 2016-05-25 Techspace Aero S.A. Composition et joint abradable de carter de compresseur de turbomachine axiale
US20160146034A1 (en) * 2014-11-24 2016-05-26 Techspace Aero S.A. Abradable composition and seal of an axial-flow turbomachine compressor casing
EP3444443A1 (fr) 2017-08-14 2019-02-20 Safran Aero Boosters SA Composition de joint abradable pour compresseur de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
BE1031024A9 (fr) 2024-07-02
BE1031024B9 (fr) 2024-07-08
BE1031024A1 (fr) 2024-06-06
BE1031024B1 (fr) 2024-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3023511B1 (fr) Composition et joint abradable de carter de compresseur de turbomachine axiale
US10392958B2 (en) Hybrid blade outer air seal for gas turbine engine
EP1312761B1 (fr) Revêtement abradable pour parois de turbines à gaz
US20090060724A1 (en) Methods and apparatus for fabricating gas turbine engines
US10183312B2 (en) Abrasive blade tip treatment
EP3444443B1 (fr) Composition de joint abradable pour compresseur de turbomachine
FR2753992A1 (fr) Ensemble formant joint d'usure
FR2666379A1 (fr) Anneau de renforcement de turbine a gaz monocristallin resistant a l'environnement.
US20200056506A1 (en) Gas turbine engine seal ring assembly
US20100150730A1 (en) Component having an abrasive layer and a method of applying an abrasive layer on a component
US20160245110A1 (en) Hard phaseless metallic coating for compressor blade tip
EP3421732B1 (fr) Joint d'étanchéité de moteur à turbine pour environnement d'érosion élevée
EP2882551B1 (fr) Revetement en materiau abradable a faible rugosite de surface
Mohammad et al. Criteria for abradable coatings to enhance the performance of gas turbine engines
FR3084909A1 (fr) Moteur à turbine à gaz efficace
BE1031024A9 (fr) Composition pour joint abradable de turbomachine
FR3084910A1 (fr) Moteur d'aeronef efficace
FR2829524A1 (fr) Procede de realisation de parties d'extremite radiales de pieces mobiles de turbomachines
EP3504358B1 (fr) Procédé de réalisation d'un système barrière thermique sur un substrat métallique d'une pièce de turbomachine
GB2551527A (en) Method of producing a gas turbine engine component with an abrasive coating
GB2551610B (en) Gas turbine engine component with protective coating
WO2021170933A1 (fr) Revêtement abradable
US20200095171A1 (en) Bond coat for spallation resistant ceramic coating
FR2979664A1 (fr) Paroi stator de turbomachine recouverte d'un revetement abradable a faible rugosite aerodynamique
WO2022248789A1 (fr) Procede de fabrication d'une couche abradable

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 23790028

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1