Brevet FR2684578A1 — publié le 19930611

PROCEDE DE FABRICATION DE PIECES EN MATERIAU COMPOSITE A MATRICE METALLIQUE La présente invention concerne un procédé de fabrication de pièces en matériau composite à matrice métallique, par bobinage. Il est désormais connu d'utiliser, dans l'industrie aéronautique et dans la construction des moteurs d'avion, des matériaux composites à matrice métallique qui ont pour avantage de procurer des propriétés de résistance en traction accrues dans la proportion de la loi des mélanges entre fibres et matrice par rapport à l'alliage métallique non renforcé comme l'ont en particulier montré P R SMITH et F H FROES dans leur article publié dans JOURNAL OF METALS de Mars 1984 ( 19-26), dans le cas des composites à matrice de titane et fibres de carbure de silicium En outre, les mêmes types de composite à matrice métallique permettent, surtout si cette dernière est fragile comme c'est le cas lorsqu'elle est constituée par exemple d'un composé défini à structure ordonnée comme Ti A ou Ti 3 A, d'accroître le travail nécessaire à la rupture du matériau, pour autant que la rupture progresse en partie par cisaillement le long de l'interface entre les fibres et la matrice, comme l'a montré M Lancin dans la publication du JOURNAL DE PHYSIQUE III ( 1991 NO 6 - 1141 à 1166) Cet accroissement du travail de rupture résulte en effet du déchaussement des fibres consécutif à la propagation de la rupture par décohésion de l'interface fibre/matrice entre les plans de rupture de chacune des fibres. S.J WANG et co-auteurs ont montré dans l'article publié sous référence FATIGUE FRACT ENGNG MATER STRUC Vol 14 NO 4 - 1991 ( 391-403), que lorsque les fibres sont régulièrement distribuées dans la matrice, la rupture en traction parallèlement aux fibres d'un composite à matrice métallique à renfort de fibres unidirectionnel, se propage d'un plan de rupture de fibre à un autre par ce mode de cisaillement de l'interface fibre-matrice, mais que, lorsque la fraction volumique est localement plus élevée que la moyenne, la fibre voisine d'une fibre rompue est soumise au voisinage du plan de rupture à une concentration de contrainte qui favorise une rupture de celle-ci dans le même plan que la précédente, et de proche en proche on observe une rupture plane associée à un faible travail des forces de traction. Les techniques actuellement mises en oeuvre pour réaliser des pièces axisymétriques, de grandes dimensions, en composite à matrice titane ou alliage à base titane renforcé de fibres de carbure de silicium sont illustrées par le brevet FR 2.289 425, au nom de la demanderesse et par le brevet FR 2.366 904 au nom d'ARMINES. Une première technique consiste à bobiner sur un mandrin la fibre devant constituer le renfort, de manière à ce qu'elle forme une couche sur ledit mandrin, à effectuer un dépôt plasma du matériau devant constituer la matrice sur ladite couche de fibre puis à répéter autant de fois que souhaitable ces deux étapes de bobinage et de dépôt plasma et finalement à effectuer une compaction à chaud de la structure obtenue. Cette technique a pour inconvénient de ne pas permettre une disposition équidistante des fibres dans le matériau du fait de la nécessité d'effectuer pour chaque couche de fibre, deux dépôts plasma inclinés, de manière à combler de matrice métallique les intervalles entre les spires de la fibre bobinée et un troisième dépôt plasma dans le sens radial au mandrin, de manière à recouvrir la fibre de matrice métallique pour le bobinage ultérieur de la couche de fibre suivante Des défauts de parallélisme sont observés ainsi que d'inhomogénéité d'épaisseur entre les couches successives La technique présente des difficultés de réalisation. Une deuxième technique connue consiste, outre un bobinage de fibre sur un mandrin, à appliquer sur chaque couche de fibre bobinée un feuillard de matrice métallique Cette technique a notamment pour inconvénients le risque de ne pas avoir une équidistance des fibres dans une strate par suite de glissement relatif des fibres bobinées, mais aussi le risque de faire des plis dans le f euillard, le risque de ne pas recouvrir uniformément les fibres et la difficulté de réaliser des empilements successifs satisfaisants, ainsi que des jonctions correctes aux extrémités du feuillard La structure du matériau final après compaction à chaud comporte alors des concentrations de contraintes locales, nuisant à la bonne tenue du matériau dans les ambiances sévères auxquelles il est destiné. La présente invention a pour but de remédier aux inconvénients des techniques citées par un procédé de mise en oeuvre plus aisée, évitant la diffusion réactive au sein du matériau final, évitant les concentrations de contraintes locales en assurant une séparation suffisante et constante entre les fibres et une répartition homogène des fibres dans la matrice. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de fabrication de pièces en matériau composite à matrice métallique consistant à déposer sur une fibre, dite de renforcement, de longueur infinie, une épaisseur donnée de matrice métallique, puis à bobiner en spirale la fibre ainsi revêtue sur un mandrin de forme appropriée, jusqu'à obtention de l'épaisseur voulue, puis à enfermer la forme obtenue dans une enveloppe métallique de manière étanche et à effectuer une compaction isostatique à chaud On procède ensuite au démoulage pour obtention de la pièce. Selon un mode préféré de réalisation de l'invention, la fibre de renforcement est en céramique, par exemple en carbure de silicium, sur laquelle on dépose, dans la première phase du procédé, du titane ou un alliage à base titane, par exemple Ti A 16 V 4, ou encore, un composé intermétallique défini à structure ordonnée, à base de titane. Le dépôt de titane est effectué selon une technique connue de l'homme de métier et notamment, selon le procédé de dépôt en phase vapeur sous champ électrique, selon un procédé au trempé dans un bain métallique ou par électrophorèse à partir de poudres métalliques. De manière à obtenir un matériau homogène après compaction à chaud, le dépôt de titane doit avoir une épaisseur suffisante pour que les fibres de céramique ne se touchent pas après compaction, mais telle que les interstices présents entre les couches de fibres revêtues et entre les spires, après bobinage, soient suffisamment petits pour que lesdits interstices soient comblés par la matrice de titane ou d'alliage de titane lors de la compaction à chaud De manière préférentielle selon l'invention, la couche de titane ou d'alliage de titane a une épaisseur définie en fonction du diamètre d de la fibre céramique et des caractéristiques mécaniques respectives de la fibre et de la matrice Par exemple, pour des fibres de carbure de silicium, commercialisées sous la marque TEXTRON, ayant un diamètre d'environ 150 Mmle dépôt de titane ou d'alliage de titane peut avoir une épaisseur de 75 pm, ce qui correspond à un dépôt de matrice d'un volume égal à celui de la fibre. L'invention sera mieux comprise à la lecture de l'exposé de l'exemple non limitatif suivant. Cet exemple de mise en oeuvre du procédé selon l'invention vise à réaliser un tambour de compresseur, utilisable dans la construction de moteurs d'avion, à matrice titane renforcée par des fibres de carbure de silicum (Si C). On dispose tout d'abord d'une fibre de longueur infinie de carbure de silicium On procède alors aux étapes suivantes: dépôt au défilé dans un réacteur PVD d'un volume de titane, ou d'alliage à base titane, égal, par exemple, au volume de fibre,sur ladite fibre de Si C de longueur infinie, mise en place sur le mandrin d'un élément d'enveloppe métallique dont la surface externe correspond à la surface interne du tambour de compresseur à réaliser, bobinage en spirale, sur plusieurs couches de la fibre enrobée de matrice titane ou à base titane, 2684578 application de noyaux éventuels recouverts d' une enveloppe métallique sur la forme obtenue à l'étape précédente, de manière à former des bossages et/ou évidements sur la surface externe du tambour de compresseur, recouvrement étanche au moyen d'un second élément d'enveloppe métallique de l'ensemble de la forme obtenue à l'étape précédente réalisation d'une compaction isostatique à chaud de l'ensemble obtenu à l'étape précédente, démoulage et récupération de la pièce. Certaines opérations peuvent avantageusement être automatisées, notamment le revêtement des fibres dans un réacteur en prévoyant un réglage de la composition chimique et de l'épaisseur du dépôt, ainsi que le bobinage sur mandrin. L'opération de dépôt peut également être réalisée par dépôt au trempé dans un bain métallique ou par électrophorèse à partir de poudres métalliques. La matrice métallique peut également être à base de composés définis intermétalliques à structure ordonnée, notamment à base de titane et le procédé selon l'invention s'applique à tout dépôt de matrice métallique sur une fibre réfractaire. L'opération d'élimination de l'enveloppe métallique après compaction peut faire appel à des opérations d'usinage ou de dissolution chimique, mettant en oeuvre des techniques connues en soi. L'épaisseur de matrice e à déposer sur la fibre de diamètre D est une fonction de la fraction volumique Vf de fibre dans le composite unidirectionnel constitué par bobinage de la fibre revêtue et compaction Or Vf est elle-même 6 2684578 fonction des caractéristiques mécaniques des fibres et de la matrice On peut donc exprimer l'épaisseur e en fonction des dites caractéristiques mécaniques, comme on va le démontrer ci-dessous: Soit e l'équidistance des fibres dans un empilement compact à maille carrée Si on suppose un revêtement homogène de matrice sur la fibre avant bobinage, ( 1) 12 = ir(D + e)2 compte tenu de la conservation du volume de matrice déposé, on peut écrire en traduisant la géométrie de la structure compactée, ( 2) 12= D 2 4 Vf La combinaison de ( 1) et ( 2) aboutit à ( 3) e = D 1 V f 2 Vf Pour ce qui concerne l'expression de Vf, on considère que l'effet composite est obtenu si la résistance à la rupture en traction du composite (Rm)c est supérieure à celle de la seule matrice, (Rm)m Soit am la contrainte de traction de la matrice lors du chargement en traction du composite à la contrainte de rupture (Rm) + des fibres L'homogénéité de déformation du composite amène à écrire: ( 4) (Rm)c = Vf (Rm)f + ( 1 Vf) am si k est le facteur de surcharge admissible dans le composite par rapport à la matrice, ( 5) (Rm)c = ( 1 + R) (R m)m Par combinaison des équations ( 4) et ( 5) on obtient ( 6) Vf = ( 1 + k)(Rm)m a m (Rm)f a m 7 2684578 En introduisant l'expression ( 6) de Vf dans l'équation ( 3) on en déduit, en fonction des caractéristiques mécaniques respectives de la fibre et de la matrice, l'épaisseur e de dépôt à effectuer sur la fibre pour avoir un facteur de surcharge k déterminé. Ainsi par exemple, on peut calculer l'épaisseur e en microns de l'alliage Ti Al ( 4) V( 6) à déposer sur une fibre de Sic de référence SC 56 fabriquée par la firme TEXTRON pour obtenir un composite capable de supporter une charge de traction 1, 6 fois supérieure à celle de la matrice, en sachant que: pour la fibre de diamètre D = 14 O Mm, la rupture intervient pour une charge (Rm)f = 3400 M Pa avec un allongement de 0 1 % pour la matrice, (Rm)m = 990 M Pa et a M = 460 M Pa Les calculs selon les équations ( 3) et ( 6) aboutissent à Vf = 38,2 % e = 40 pm Le procédé selon l'invention permet de réaliser des pièces présentant une répartition équidistante des fibres dans la matrice, sans concentration locale de contraintes, avec beaucoup moins de difficultés et un coût moindre qu'avec les techniques antérieures des pièces comportant des bossages et/ou des évidements nécessaires. REVENDICATIONS 1 Procédé de fabrication de pièces en matériau composite à matrice métallique caractérisé en ce qu'il comporte les étapes suivantes: (a) dépôt en continu, sur la fibre de renforcement de longueur infinie, d'une couche de matrice métallique, d'une épaisseur régulière définie, (b) bobinage en spirale sur plusieurs couches de la fibre ainsi enrobée sur un mandrin de forme appropriée, (c) recouvrement étanche de la structure obtenue par une enveloppe métallique extérieure de forme appropriée, compaction isostatique à chaud et démoulage de la pièce. 2 Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que le dépôt de matrice métallique est effectué selon le procédé de dépôt en phase vapeur sous champ électrique. 3 Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que le dépôt de matrice métallique est effectué au trempé dans un bain métallique. 4 Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que le dépôt de matrice métallique est effectué par électrophorèse à partir de poudres métalliques. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 caractérisé en ce que l'épaisseur du dépôt de matrice métallique sur la fibre est telle que les fibres ne se touchent pas lors de la compaction isostatique à chaud. 9 2684578 6 Procédé selon la revendication 5 caractérisé en ce que le dépôt de matrice métallique sur la fibre de diamètre d a une épaisseur définie en fonction de d et des caractéristiques mécaniques respectives de la fibre et de la matrice. 7 Procédé selon l'une des revendications 1 à 6 caractérisé en ce que la fibre de renforcement est une fibre céramique. 8 Procédé selon la revendication 7 caractérisé en ce que la fibre de renforcement est en carbure de silicium. 9 Procédé selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la matrice métallique est une matrice de titane, d'alliage à base de titane ou de composé défini à structure ordonnée à base de titane. Procédé selon la revendication 1 dans lequel après l'étape a intervient une étape supplémentaire: (ai) mise en place sur un mandrin de forme appropriée d'un élément d'enveloppe métallique dont la surface externe correspond à la surface interne de la pièce à réaliser, et après l'étape b intervient une étape supplémentaire (bl) application de noyaux recouverts d'une enveloppe métallique sur la forme obtenue après l'étape b, de manière à former des bossages et/ou des évidements sur la surface externe de la pièce à réaliser.