[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

WO2023281203A1 - Procédé de renforcement d'une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde - Google Patents

Procédé de renforcement d'une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde Download PDF

Info

Publication number
WO2023281203A1
WO2023281203A1 PCT/FR2022/051338 FR2022051338W WO2023281203A1 WO 2023281203 A1 WO2023281203 A1 WO 2023281203A1 FR 2022051338 W FR2022051338 W FR 2022051338W WO 2023281203 A1 WO2023281203 A1 WO 2023281203A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
thermal cycle
oxide
sintering
minutes
preform
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/051338
Other languages
English (en)
Inventor
Davi SILVA DE VASCONCELLOS
Bertrand Léon Marie DESJOYEAUX
Arnaud DELEHOUZE
Original Assignee
Safran Ceramics
Safran Nacelles
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 Ceramics, Safran Nacelles filed Critical Safran Ceramics
Publication of WO2023281203A1 publication Critical patent/WO2023281203A1/fr

Links

Classifications

    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/71Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
    • C04B35/78Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
    • C04B35/80Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/10Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on aluminium oxide
    • C04B35/111Fine ceramics
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/16Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on silicates other than clay
    • C04B35/18Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on silicates other than clay rich in aluminium oxide
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208Fibers
    • C04B2235/5216Inorganic
    • C04B2235/522Oxidic
    • C04B2235/5224Alumina or aluminates
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208Fibers
    • C04B2235/5216Inorganic
    • C04B2235/522Oxidic
    • C04B2235/5228Silica and alumina, including aluminosilicates, e.g. mullite
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/65Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes
    • C04B2235/66Specific sintering techniques, e.g. centrifugal sintering
    • C04B2235/661Multi-step sintering
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/65Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes
    • C04B2235/66Specific sintering techniques, e.g. centrifugal sintering
    • C04B2235/665Local sintering, e.g. laser sintering
    • CCHEMISTRY; METALLURGY
    • C04CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04BLIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/70Aspects relating to sintered or melt-casted ceramic products
    • C04B2235/74Physical characteristics
    • C04B2235/78Grain sizes and shapes, product microstructures, e.g. acicular grains, equiaxed grains, platelet-structures
    • C04B2235/785Submicron sized grains, i.e. from 0,1 to 1 micron

Definitions

  • TITLE Process for reinforcing a composite part with an oxide-oxide type ceramic matrix
  • the present relates to a method for reinforcing a volume zone for fixing a ceramic matrix composite (CMC) part of the oxide-oxide type of a turbomachine configured to receive a fixing screw.
  • CMC ceramic matrix composite
  • a turbomachine consists, from upstream to downstream, of a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • a turbine comprises alternating annular rows of stator vanes and moving vanes arranged inside a casing.
  • the low-pressure turbine makes it possible to exploit and release the power generated in a combustion chamber located upstream of said low-pressure turbine.
  • Two air flows are to be considered within a turbomachine: a primary annular flow and a secondary annular flow.
  • the secondary flow bypasses the entire hot part of the turbomachine.
  • the other flow called the primary flow, crosses the entire turbomachine from the low pressure compressor to the low pressure turbine and is surrounded by the secondary air flow. This primary flow circulates within a primary vein.
  • CMC material parts are used. These CMC material parts include fibers and a powder-based matrix. The fibers and the powder are bonded together by sintering. This sintering results in a certain flexibility due to the porosity between the grains of the powder.
  • Such a material is hardly compatible with the use of fixing screws that locally tighten such parts and exert high clamping pressures, and therefore high compressive forces and shear stresses.
  • This document relates to a method for reinforcing at least one fastening zone of a part of a turbomachine comprising the steps: a) producing a preform in composite material with a ceramic matrix of the oxide-oxide type, comprising fibers and a powder-based matrix; b) successively applying a first thermal cycle to the preform so as to carry out a first sintering of the matrix and a second thermal cycle to said fixing zone of the preform so as to carry out a second sintering of the matrix, so as to obtain said piece; or successively applying the second thermal cycle to said preform attachment zone and the first thermal cycle to the preform, so as to obtain said part; or simultaneously applying the first thermal cycle and the second thermal cycle, so as to obtain said part, and in which the second thermal cycle is configured to heat the fixing zone to a temperature higher than the temperature of the first sintering cycle.
  • CMC ceramic matrix composite material
  • the second sintering of the attachment zone increases the size of the matrix grains, and increases the intergranular cohesion of this zone and, thus, increases its capacity to resist compressive forces and shear stresses.
  • the second sintering of the matrix can allow an increase in the coalescence of the grains of the matrix.
  • the second sintering of the matrix can also make it possible to reduce the porosity of the preform.
  • the first thermal cycle can, in an equivalent manner, be qualified as the main or general thermal cycle since it is applied to the preform as a whole.
  • the second thermal cycle can be qualified as a local or subsidiary thermal cycle in that it is applied only to the fixing zone of the preform.
  • the designation of the thermal cycles according to the numeral qualifiers "first" and "second” results only from a drafting choice.
  • the numeral qualifiers designating the thermal cycles do not indicate an order of realization of the thermal cycles.
  • the numeral designation of thermal cycles can be reversed in any order.
  • an oxide is a chemical compound comprising oxygen in addition to at least one other less electronegative chemical element.
  • a CMC material of type oxide-oxide is a material such that the fibers and the matrix are made of an oxide-like material.
  • a hole can be made in the fixing zone of the preform, said hole being intended for the passage of a fixing member, such as a screw, for example.
  • the sintering temperature applied during the first thermal cycle can be between 1000 and 1400°C, preferably between 1050°C and 1200°C, even more preferably around 1100°C.
  • the duration of the first thermal cycle can be between 10 and 600 minutes, preferably between 10 minutes and 180 minutes, even more preferably of the order of 30 minutes.
  • the time and temperature of this first thermal cycle are chosen in such a way as to maintain optimum porosity of the part, in particular outside the fixing zone, thus offering the flexibility and elongation capacities required.
  • the sintering temperature applied during the second thermal cycle can be increased by a value between +20°C and +150°C compared to the first sintering cycle, preferably an increase between +40°C and +100° C, even more preferably an increase of the order of +60°C.
  • the duration of said second thermal cycle may be between 5 and 600 minutes, preferably between 5 minutes and 120 minutes, even more preferably of the order of 30 minutes.
  • the time and the temperature of this second thermal cycle are chosen so as to increase the size of the grains of the matrix of the fixing zone of the part, thus offering the desired mechanical characteristics in terms of resistance to compressive forces and stresses of shear.
  • a metallic element can be heated by induction then is brought into contact with the attachment zone to be sintered.
  • the fixation zone can be heated via a local plasma field or via a thermal dart.
  • Figure 1 shows a composite part with an oxide-oxide ceramic matrix of a turbomachine treated to receive a fixing screw
  • Figure 2 represents the granular structure of a composite with an oxide matrix matrix obtained by heat treatment on powder and having undergone a first thermal cycle
  • Figure 3 represents said granular structure after a second heat treatment
  • Figure 4 shows said granular structure after yet another heat treatment.
  • This document relates to a method for reinforcing parts made of ceramic matrix composite (CMC) material of the oxide-oxide 2 type, which are suitable for use in the hot parts of a turbomachine such as, for example, at the level of an exhaust nozzle or “plug”, at an interface between a primary stream and a secondary stream, or in a casing at a hot zone.
  • CMC ceramic matrix composite
  • an oxide-oxide type CMC part 2 is an autogenous composite part, that is to say comprising an oxide type material for the fibers and for the matrix.
  • the fibers can comprise multi-filament rovings of long or continuous fibers.
  • the fibers can in particular be made of alumina or an alumina-based material, for example aluminosilicate.
  • the matrix may comprise an alumina or alumina-based powder, such as aluminosilicate, for example. This matrix fills the space between the fibers.
  • v c be a given volume of CMC material of the oxide-oxide type comprising a volume V f of fibers and a volume v m of matrix.
  • a fiber volume fraction V f , a matrix volume fraction V m and a porous fraction V p are defined by the following equations:
  • V p l-(V f + V m )
  • the volume fraction of fiber V f of the part produced using the process according to this document is between 30 and 60%, preferably of the order of 40 to 50%.
  • the volume fraction of the matrix V m is between 20 and 55%, preferably around 25%.
  • the porous fraction V p is between 5 and 30%, preferably around 25%.
  • Said method comprises a step of applying a first thermal cycle to a preform 3 made of CMC material of the oxide-oxide type. This step makes it possible to carry out a first sintering of the matrix during which the fibers and the powder are bonded together.
  • This first thermal cycle can be carried out at a temperature comprised between 1000 and 1400°C, preferably comprised between 1050°C and 1250°C, preferably of the order of 1100°C.
  • Said first thermal cycle can be carried out for a period of between 10 and 600, preferably between 10 minutes and 180 minutes, preferably 30 minutes.
  • the method also includes a step of applying a second thermal cycle to an attachment zone 4 of said preform 3.
  • a piercing of the attachment zone 4 can be performed after the completion of this second thermal cycle.
  • This drilling makes it possible to create a hole 6 configured to receive a fixing member 8.
  • This fixing member 8 can be a screw.
  • fixing zone 4 is meant a part of the CMC part of the oxide-oxide type which is configured to receive said fixing member 8.
  • the fixing zone 4 impacted by the step of applying the second thermal cycle is a volume of generally cylindrical shape, with a diameter of between 6 and 60 mm for example and the height of which corresponds to the thickness of the part in this zone. fixing 4.
  • the second thermal cycle can be carried out by different heating means.
  • the heating means comprise the use of a metallic element heated by induction then brought into contact with the fixing zone 4 to be sintered.
  • the heated metallic element is applied either to one of the two faces of the fixing zone of the preform 3, or to the two faces of this fixing zone 4.
  • the second thermal cycle can be configured to heat the fixing zone 4 up to the plateau temperature of the first cycle and to maintain it locally for a period of 5 to 600 minutes, preferably for a period between 20 minutes and 300 minutes.
  • the second thermal cycle is further configured to heat the attachment zone 4 to a temperature higher than the temperature of the first sintering cycle, preferably between 20° C. and 150° C. hotter compared to the first sintering cycle, preferably between +40°C and +100°C, preferably of the order of +60°C.
  • the duration of the second thermal cycle can be between 5 and 600 minutes, preferably less than 2 hours.
  • the heating means comprise a local plasma field or a thermal dart applied to the fixing zone 4 of the preform in order to heat it locally.
  • heating means notably involves a time and temperature pair as parameters.
  • the hole 6 capable of receiving the fixing member can be produced prior to the application of the second thermal cycle.
  • the internal surface of the hole 6 can directly be thermally treated by the heating means.
  • CMC ceramic matrix composite material
  • the use of a ceramic matrix composite material (CMC) of the oxide-oxide type allows the part to be used in hot environments, up to a temperature of the order of 1100°C, whereas the use of a conventional metallic material does not allow temperatures of between 600 and 800° C. to be exceeded.
  • the second sintering of the fixing zone 4 makes it possible to reduce the porosity of the fixing zone 4 and, thus, to increase its capacity to resist compressive forces and shear stresses.
  • the time/temperature couple is chosen so as to dimensionally limit the effect of the second sintering cycle, so as to avoid excessive diffusion and allow a localized reduction in the porosity of the part in the fixing zone.
  • Cooling means can be used to maintain the zones adjacent to the part attachment zone at a lower temperature than zone 4 in order to preserve the properties of the material obtained during the first sintering cycle. For example, a blast of cool air can be projected onto the part a few centimeters from zone 4 so that the temperature of the material is at least 50°C lower than the temperature of the first heat treatment.
  • the first thermal cycle and the second thermal cycle are carried out simultaneously.
  • the second thermal cycle is carried out first, then the first thermal cycle is applied secondly.
  • a composite with an oxide matrix matrix obtained by heat treatment on powder underwent a first thermal cycle at 1100°C, and comprises the granular structure according to figure 2.
  • the size of the grains is between 300 and 500 nanometers after sintering at 1100°C for 1 hour.
  • this material after a second heat treatment at 1300° C. has a granular structure with increased grain sizes and more cross-section of intergrain connections.
  • the grain size is between 300 and 700 nanometers after sintering at 1100° C. for 1 hour.
  • a second heat treatment at 1400°C further increases the size of the grains and sections of intergrain connections.

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)

Abstract

Le présent document concerne un procédé de renforcement d'au moins une zone de fixation (4) d'une pièce d'une turbomachine comprenant les étapes : a) réaliser une préforme (3) en matériau composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde, comportant des fibres et une matrice à base de poudre; b) appliquer un premier cycle thermique à la préforme de manière à réaliser un premier frittage de la matrice; c) appliquer un second cycle thermique à ladite zone de fixation (4) de la préforme (3) de manière à réaliser un second frittage de la matrice permettant d'augmenter localement une taille de la matrice, de façon à obtenir ladite pièce après le second frittage.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé de renforcement d’une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde
Domaine technique de l’invention
Le présent concerne un procédé de renforcement d’une zone volumique de fixation d’une pièce en composite à matrice céramique (CMC) de type oxyde-oxyde d’une turbomachine configurée pour recevoir une vis de fixation.
Etat de la technique antérieure
Classiquement, une turbomachine est constituée, d’amont en aval, d’un compresseur basse pression, d’un compresseur haute pression, d’une chambre de combustion, d’une turbine haute pression et d’une turbine basse pression. Une turbine comprend une alternance de rangées annulaires d’aubes statoriques et d’aubes mobiles agencées à l’intérieur d’un carter. La turbine basse-pression permet d’exploiter et de libérer la puissance générée dans une chambre de combustion située en amont de ladite turbine basse pression. Deux flux d’air sont à considérer au sein d’une turbomachine : un flux annulaire primaire et un flux annulaire secondaire. Le flux secondaire contourne toute la partie chaude de la turbomachine. L'autre flux, appelé flux primaire, traverse toute la turbomachine du compresseur basse pression à la turbine basse pression et est entouré par le flux d’air secondaire. Ce flux primaire circule au sein d’une veine primaire.
Dans un tel environnement, des pièces en matériau composite à matrice céramique (CMC) sont employées. Ces pièces en matériau CMC comprennent des fibres et une matrice à base de poudre. Les fibres et la poudre sont liées entre elles par frittage. De ce frittage résulte une certaine souplesse due à la porosité entre des grains de la poudre.
Cependant, une contrepartie de cette porosité est qu’un tel matériau fritté présente une résistance moindre en compression, dans la direction de l’épaisseur de la pièce, et en cisaillement, dans des plans de l’épaisseur de la pièce.
Un tel matériau est difficilement compatible avec l’utilisation de vis de fixation venant serrer localement de telles pièces et exerçant des pressions de serrage importantes, et donc des efforts de compression et des contraintes de cisaillement importants.
Présentation de l’invention Le présent document concerne un procédé de renforcement d’au moins une zone de fixation d’une pièce d’une turbomachine comprenant les étapes : a) réaliser une préforme en matériau composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde, comportant des fibres et une matrice à base de poudre ; b) appliquer successivement un premier cycle thermique à la préforme de manière à réaliser un premier frittage de la matrice et un second cycle thermique à ladite zone de fixation de la préforme de manière à réaliser un second frittage de la matrice, de façon à obtenir ladite pièce; ou appliquer successivement le second cycle thermique à ladite zone de fixation de la préforme et le premier cycle thermique à la préforme, de façon à obtenir ladite pièce ; ou appliquer simultanément le premier cycle thermique et le second cycle thermique, de façon à obtenir ladite pièce, et dans lequel le second cycle thermique est configuré pour chauffer la zone de fixation à une température supérieure à la température du premier cycle de frittage.
L’utilisation d’un matériau composite à matrice céramique (CMC) de type oxyde- oxyde permet à la pièce de pouvoir être utilisée dans des environnements chauds, jusqu’à une température comprise entre 1100°C et 1200°, alors que l’utilisation d’un matériau métallique ne permet pas de dépasser des températures comprises entre 600 et 800°C.
Un tel procédé permet de conférer à la pièce de bonnes propriétés d’allongement, puisque celui-ci peut être compris entre 0,3 et 0,4 %. Un tel allongement de la pièce autorise une flexion de la pièce.
Le second frittage de la zone de fixation accroit la taille des grains de matrice, et augmente la cohésion intergranulaire de cette zone et, ainsi, augmente sa capacité à résister à des efforts de compression et à des contraintes de cisaillement. En outre, le second frittage de la matrice peut permettre une augmentation de la coalescence des grains de la matrice. Le second frittage de la matrice peut également permettre de réduire la porosité de la préforme.
On comprend donc que le premier cycle thermique peut, de manière équivalente, être qualifié de cycle thermique principale ou général car il est appliqué à la préforme dans son ensemble. De même, le second cycle thermique peut être qualifié de cycle thermique local ou subsidiaire en ce que celui-ci n’est appliqué qu’à la zone de fixation de la préforme. La désignation des cycles thermiques selon les qualificatifs numéraux « premier » et « second » ne résulte que d’un choix de rédaction. En particulier, les qualificatifs numéraux désignant les cycles thermiques n’indiquent pas un ordre de réalisation des cycles thermiques. Aussi, la désignation numérale des cycles thermiques peut être intervertie dans n’importe quel ordre.
Classiquement, un oxyde est un composé chimique comprenant de l’oxygène en plus d’au moins un autre élément chimique moins électronégatif. Ainsi, un matériau CMC de type oxyde-oxyde est un matériau tel que les fibres et la matrice sont réalisés en un matériau de type oxyde.
Un trou peut être réalisé dans la zone de fixation de la préforme, ledit trou étant destiné au passage d’un organe de fixation, tel par exemple qu’une vis.
La température de frittage appliqué lors du premier cycle thermique peut être comprise entre 1000 et 1400°C, de préférence comprise entre 1050°C et 1200°C, encore plus préférentiellement de l’ordre de 1100°C.
La durée du premier cycle thermique peut être comprise entre 10 et 600 minutes, de préférence comprise entre 10 minutes et 180 minutes, encore plus préférentiellement de l’ordre de 30 minutes.
Le temps et la température de ce premier cycle thermique sont choisis de manière à conserver une porosité optimale de la pièce, en particulier hors de la zone de fixation, offrant ainsi les capacités de flexibilité et d’allongement requises.
La température de frittage appliqué lors du second cycle thermique peut être augmentée d’une valeur comprise entre +20°C et +150°C par rapport au premier cycle de frittage, de préférence une augmentation comprise entre +40°C et +100°C, encore plus préférentiellement une augmentation de l’ordre de + 60°C.
La durée dudit second cycle thermique peut être comprise entre 5 et 600 minutes, de préférence entre 5 minutes et 120 minutes, encore plus préférentiellement de l’ordre de 30 minutes.
Le temps et la température de ce second cycle thermique sont choisis de manière à augmenter la taille des grains de la matrice de la zone de fixation de la pièce, offrant ainsi les caractéristiques mécaniques voulues en termes de résistance aux efforts de compression et aux contraintes de cisaillement.
Lors du second cycle thermique, un élément métallique peut être chauffé par induction puis est mis en contact avec la zone de fixation à fritter.
Lors du second cycle thermique, la zone de fixation peut être chauffée par l’intermédiaire d’un champ plasma local ou par l’intermédiaire d’un dard thermique.
Brève description des figures
Figure 1 représente une pièce en composite à matrice céramique oxyde-oxyde de turbomachine traité pour recevoir une vis de fixation,
Figure 2 représente la structure granulaire d’un composite à matrice oxyde matrice obtenue par traitement thermique sur poudre et ayant subi un premier cycle thermique
Figure 3 représente ladite structure granulaire après un second traitement thermique, Figure 4 représente ladite structure granulaire après encore un autre traitement thermique.
Description détaillée de l’invention
Le présent document concerne un procédé pour le renforcement de pièces en matériau composite à matrice céramique (CMC) de type oxyde-oxyde 2, qui sont aptes à être utilisées dans des parties chaudes d’une turbomachine comme, par exemple, au niveau d’une tuyère d’échappement ou « plug », à une interface entre une veine primaire et une veine secondaire, ou dans un carter au niveau d’une zone chaude. Ces pièces en CMC de type oxyde-oxyde 2 peuvent également être utilisées au niveau de bords de pièces.
Plus précisément, une pièce en CMC de type oxyde-oxyde 2 est une pièce en composite autogène, c’est-à-dire comportant un matériau de type oxyde pour les fibres et pour la matrice. Les fibres peuvent comporter des mèches multi-filamentaires de fibres longues ou continues. Les fibres peuvent en particulier être réalisées en alumine ou dans un matériau à base d’alumine, par exemple en aluminosilicate. La matrice peut comporter une poudre en alumine ou à base d’alumine, comme par exemple en aluminosilicate. Cette matrice permet de remplir l’espace entre les fibres.
Soit vc un volume donné de matériau CMC de type oxyde-oxyde comprenant un volume Vf de fibres et un volume vm de matrice. On définit une fraction volumique de fibre Vf, une fraction volumique de la matrice Vm et une fraction poreuse Vp par les équations suivantes :
Figure imgf000006_0001
Vp = l-(Vf+ Vm)
La fraction volumique de fibre Vf de la pièce réalisée à l’aide du procédé selon le présent document est compris entre 30 et 60 %, préférentiellement de l’ordre de 40 à 50%. La fraction volumique de la matrice Vm est comprise entre 20 et 55%, préférentiellement de l’ordre de 25%. La fraction poreuse Vp est comprise entre 5 et 30%, préférentiellement de l’ordre de 25%.
Ledit procédé comprend une étape d’application d’un premier cycle thermique à une préforme 3 en matériau CMC de type oxyde-oxyde. Cette étape permet de réaliser un premier frittage de la matrice au cours duquel les fibres et la poudre sont liées entre elles. Ce premier cycle thermique peut être réalisé à une température comprise entre 1000 et 1400°C, de préférence comprise entre 1050°C et 1250°C, de préférence de l’ordre de 1100°C. Ledit premier cycle thermique peut être réalisé pendant une durée comprise entre 10 et 600, de préférence comprise entre 10 minutes et 180 minutes, de préférence 30 minutes.
Le procédé comprend également une étape d’application d’un second cycle thermique à une zone de fixation 4 de ladite préforme 3. Un perçage de la zone de fixation 4 peut être réalisé après la réalisation de ce second cycle thermique. Ce perçage permet de créer un trou 6 configuré pour recevoir un organe de fixation 8. Cet organe de fixation 8 peut être une vis.
Par zone de fixation 4, on entend une partie de la pièce en CMC de type oxyde-oxyde qui est configurée pour recevoir ledit organe de fixation 8.
La zone de fixation 4 impactée par l’étape d’application du second cycle thermique est un volume de forme globalement cylindrique, de diamètre compris par exemple entre 6 et 60 mm et dont la hauteur correspond à l’épaisseur de la pièce dans cette zone de fixation 4.
Le second cycle thermique peut être réalisé par différents moyens de chauffage. Selon une première forme de réalisation, les moyens de chauffage comportent l’utilisation d’un élément métallique chauffé par induction puis mis en contact avec la zone de fixation 4 à fritter. L’élément métallique chauffé est appliqué soit sur l’une des deux faces de zone de fixation de la préforme 3, soit sur les deux faces de cette zone de fixation 4.
Le second cycle thermique peut être configuré pour chauffer la zone de fixation 4 jusqu’à la température de palier du premier cycle et pour la maintenir localement pendant une durée de 5 à 600 minutes, préférentiellement pendant une durée entre 20 minutes et 300 minutes.
Le second cycle thermique est en outre configuré pour chauffer la zone de fixation 4 à une température supérieure à la température du premier cycle de frittage, préférentiellement entre 20°C et 150°C plus chaud par rapport au premier cycle de frittage, de préférence entre +40°C et +100°C, de préférence de l’ordre de + 60°C.
La durée du second cycle thermique peut être comprise entre 5 et 600 minutes, préférentiellement inférieure à 2 heures.
Selon une deuxième forme de réalisation, les moyens de chauffage comprennent un champ plasma local ou un dard thermique appliqué sur la zone de fixation 4 de la préforme afin de la chauffer localement.
La mise en oeuvre de ces moyens de chauffage fait notamment intervenir comme paramètres un couple temps et température.
En variante, le trou 6 apte à recevoir l’organe de fixation peut être réalisé antérieurement à l’application du second cycle thermique. Dans une telle configuration, la surface interne du trou 6 peut directement être thermiquement traité par les moyens de chauffage. L’utilisation d’un matériau composite à matrice céramique (CMC) de type oxyde- oxyde permet à la pièce de pouvoir être utilisé dans des environnements chauds, jusqu’à une température de l’ordre de 1100°C, alors que l’utilisation d’un matériau métallique classique ne permet pas de dépasser des températures comprises entre 600 et 800°C.
Un tel procédé permet de conférer à la pièce de bonnes propriétés d’allongement, puisque celui-ci peut être compris entre 0,3 et 0,4 %. Un tel allongement de la pièce autorise une flexion de la pièce. Classiquement, les pièces en CMC reçoivent un cycle thermique à une température plus importante, ce qui génère un allongement à la rupture plus faible.
Le second frittage de la zone de fixation 4 permet de réduire la porosité de la zone de fixation 4 et, ainsi, augmenter sa capacité à résister à des efforts de compression et à des contraintes de cisaillement. Le couple temps/température est choisi de sorte à limiter dimensionnellement l’effet du second cycle de frittage, de façon à éviter une diffusion trop importante et permettre une réduction localisée de la porosité de la pièce dans la zone de fixation.
Des moyens de refroidissement peuvent être utilisés pour maintenir les zones voisines de la zone de fixation de la pièce à température plus basse que la zone 4 afin de conserver les propriétés du matériau obtenues lors du premier cycle de frittage. Par exemple, un soufflage d’air frais peut être projeté sur la pièce à quelques centimètres de la zone 4 afin que la température du matériau soit inférieure d’au moins 50°C à la température du premier traitement thermique.
Dans un autre mode de réalisation, le premier cycle thermique et le second cycle thermique sont réalisés simultanément.
Dans un autre mode de réalisation, le second cycle thermique est réalisé dans un premier temps, puis le premier cycle thermique est appliqué dans un second temps.
Exemple d’application
Un composite à matrice oxyde matrice obtenue par traitement thermique sur poudre a subi un premier cycle thermique à 1100°C, et comporte la structure granulaire selon la figure 2. La taille des grains est comprise entre 300 et 500 nanomètres après frittage à 1100°C pendant 1 h.
Comme illustré en figure 3, ce matériau après un second traitement thermique à 1300°C comporte une structure granulaire de tailles de grains augmentés et plus de section de connections intergrains. La taille des grains est comprise entre 300 et 700 nanomètres après frittage à 1100°C pendant 1 h.
Comme illustré en figure 4, un second traitement thermique à 1400°C permet d’augmenter encore la taille des grains et sections de connections intergrains.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de renforcement d’au moins une zone de fixation (4) d’une pièce d’une turbomachine comprenant les étapes : a) réaliser une préforme (3) en matériau composite à matrice céramique de type oxyde- oxyde, comportant des fibres et une matrice à base de poudre ; b) appliquer successivement un premier cycle thermique à la préforme de manière à réaliser un premier frittage de la matrice et un second cycle thermique à ladite zone de fixation de la préforme de manière à réaliser un second frittage de la matrice, de façon à obtenir ladite pièce; ou appliquer successivement le second cycle thermique à ladite zone de fixation de la préforme et le premier cycle thermique à la préforme, de façon à obtenir ladite pièce ; ou appliquer simultanément le premier cycle thermique et le second cycle thermique, de façon à obtenir ladite pièce, et dans lequel le second cycle thermique est configuré pour chauffer la zone de fixation (4) à une température supérieure à la température du premier cycle de frittage.
2. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel un trou (6) est réalisé dans la zone de fixation (4) de la préforme (3), ledit trou (6) étant destiné au passage d’un organe de fixation (8), tel par exemple qu’une vis.
3. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la température de frittage appliqué lors du premier cycle thermique est comprise entre 1000 et 1400°C, de préférence comprise entre 1050°C et 1200°C, encore plus préférentiellement de l’ordre de 1100°C.
4. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la durée du premier cycle thermique est comprise entre 10 et 600 minutes, de préférence comprise entre 10 minutes et 180 minutes, encore plus préférentiellement de l’ordre de 30 minutes.
5. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la température de frittage appliqué lors du second cycle thermique est augmentée d’une valeur comprise entre +20°C et +150°C par rapport au premier cycle de frittage, de préférence une augmentation comprise entre +40°C et +100°C, encore plus préférentiellement une augmentation de l’ordre de +60°C.
6. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la durée dudit second cycle thermique est comprise entre 5 et 600 minutes, de préférence comprise entre 5 minutes et 120 minutes, encore plus préférentiellement de l’ordre de 30 minutes.
7. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, lors du second cycle thermique, un élément métallique est chauffé par induction puis est mis en contact avec la zone de fixation (4) à fritter.
8. Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel, lors du second cycle thermique, la zone de fixation (4) est chauffée par l’intermédiaire d’un champ plasma local ou par l’intermédiaire d’un dard thermique.
PCT/FR2022/051338 2021-07-09 2022-07-05 Procédé de renforcement d'une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde WO2023281203A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2107522 2021-07-09
FR2107522A FR3125035B1 (fr) 2021-07-09 2021-07-09 Procédé de renforcement d’une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023281203A1 true WO2023281203A1 (fr) 2023-01-12

Family

ID=78827809

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2022/051338 WO2023281203A1 (fr) 2021-07-09 2022-07-05 Procédé de renforcement d'une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3125035B1 (fr)
WO (1) WO2023281203A1 (fr)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6699810B2 (en) * 2001-08-14 2004-03-02 Thor Technologies, Inc. Method of producing hybrid metal/ceramic composites
US6830437B2 (en) * 2002-12-13 2004-12-14 General Electric Company Assembly containing a composite article and assembly method therefor
US20190040760A1 (en) * 2017-08-03 2019-02-07 Rolls-Royce Corporation Reinforced oxide-oxide ceramic matrix composite (cmc) component and method of making a reinforced oxide-oxide cmc component
US10538013B2 (en) * 2014-05-08 2020-01-21 United Technologies Corporation Integral ceramic matrix composite fastener with non-polymer rigidization
US20210061720A1 (en) * 2019-09-04 2021-03-04 Rolls-Royce Corporation Repair and/or reinforcement of oxide-oxide cmc

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6699810B2 (en) * 2001-08-14 2004-03-02 Thor Technologies, Inc. Method of producing hybrid metal/ceramic composites
US6830437B2 (en) * 2002-12-13 2004-12-14 General Electric Company Assembly containing a composite article and assembly method therefor
US10538013B2 (en) * 2014-05-08 2020-01-21 United Technologies Corporation Integral ceramic matrix composite fastener with non-polymer rigidization
US20190040760A1 (en) * 2017-08-03 2019-02-07 Rolls-Royce Corporation Reinforced oxide-oxide ceramic matrix composite (cmc) component and method of making a reinforced oxide-oxide cmc component
US20210061720A1 (en) * 2019-09-04 2021-03-04 Rolls-Royce Corporation Repair and/or reinforcement of oxide-oxide cmc

Also Published As

Publication number Publication date
FR3125035A1 (fr) 2023-01-13
FR3125035B1 (fr) 2024-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2979474C (fr) Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
US10253639B2 (en) Ceramic matrix composite gas turbine engine blade
EP3390783A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
CA2887901C (fr) Ensemble rotor-stator pour moteur a turbine a gaz
FR3045716A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien elastique a froid
EP4273370A2 (fr) Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle
FR3033825A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
FR2928995A1 (fr) Dispositif de combustion de moteur a turbine, moteur a turbine et procede de refroidissement de region de transition
EP1712803A1 (fr) Procédé d'assemblage de deux pièces dont l'une au moins est en matériau composite, avec un insert pour la réalisation de l'assemblage et qui permet la correction des tolérances par usinage
EP3274565B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec dispositif de maintien spécifique de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
WO2017077248A1 (fr) Dispositif de generation d'une microstructure a gradient de structure sur une piece axisymetrique
CA2880147C (fr) Revetement en materiau abradable a faible rugosite de surface
WO2023281203A1 (fr) Procédé de renforcement d'une pièce en composite à matrice céramique de type oxyde-oxyde
FR2979829A1 (fr) Bouclier pare flamme perfectionne
FR3085122A1 (fr) Procede de fabrication additive d’une piece pour nacelle d’ensemble propulsif d’aeronef
FR3055820A1 (fr) Procede d'assemblage de coques en metal dont une est realisee par depot laser
FR3041631A1 (fr) Materiau poreux en ceramique pour revetement d'une piece et procede de fabrication de ce materiau
FR2924753A1 (fr) Procede de fabrication d'un element de ligne d'echappement de vehicule automobile et element d'echappement correspondant
FR3027959B1 (fr) Protection anti-feu d'une piece en materiau composite d'une turbine a gaz
EP4389724A1 (fr) Procédé de métallisation de la face interne d'un tube en une céramique ou un composite à matrice céramique
EP3048384B1 (fr) Système de combustion présentant une tenue en température améliorée
FR3123236A1 (fr) Procédé de fabrication d’une couche abradable.
FR3084445A1 (fr) Fabrication d'une chambre de combustion en materiau composite
FR3130852A1 (fr) Conformateur pour infiltration en phase gazeuse à écoulement multidirectionnel
FR2996477A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece couverte d'un revetement 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: 22751770

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 22751770

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1