Brevet FR3100468A1 — publié le 20210312

L’invention propose un procédé de fabrication d’une pièce (1) de turbomachine d’aéronef, la pièce (1) comportant un corps (2) en matériau composite et au moins un élément métallique (3). Le procédé comprend les étapes de (a) fabrication du corps (2) en matériau composite, (b) usinage du corps (2), et de (c) assemblage du corps (2) avec ledit au moins un élément métallique (3). Selon l’invention, le procédé comprend l’étape suivante (d) d’application d’une couche de protection au feu (4) sur l’assemblage comportant le corps (2) et ledit au moins un élément métallique (3). Figure pour l’abrégé : Figure 1 PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE DE TURBOMACHINE D’AERONEF Domaine technique de l’invention Le domaine technique de l’invention est celui des procédés de fabrication d’une pièce de turbomachine d’aéronef comprenant notamment une étape d’application d’une couche de protection au feu. Arrière-plan technique De nombreux équipements aéronautiques présentent des pièces comprenant des assemblages hydrides métalliques / composites (en particulier à matrice organique) situés notamment dans une zone feu de l’aéronef, comme par exemple une turbomachine de l’aéronef. Dans une telle zone, ce type de pièce peut être soumis à des flammes ayant des températures environnant les 1100°C. Avec l’élévation de température, la matière composite de la pièce va atteindre la température de dégradation de la résine formant la matrice organique. La dégradation va alors s’initier et des gaz de décomposition seront générés et pourront s’échapper à la fois vers une face de la pièce exposée à la flamme et vers une face de la pièce non exposée à la flamme (c’est-à-dire en traversant la totalité de la pièce). Ainsi, en fonction de la géométrie de la pièce, de l’assemblage et de la porosité induite par le taux de couverture des fibres de la pièce et la dégradation de la matrice organique, une certaine concentration de gaz va s’échapper, dont des gaz combustibles qui peuvent soit interagir avec la flamme et l’alimenter, soit se diffuser dans l’environnement de la pièce. Afin de pouvoir valider les différentes exigences réglementaires de tenue au feu, il est nécessaire de limiter ces phénomènes de dégradation et de libération de gaz. Il est connu pour cela d’appliquer une couche de protection au feu telle que des peintures ou des tissus contenant des retardateurs de flamme. Ces couches de protection au feu sont appliquées après usinage de la pièce en matériau composite et avant l’assemblage des éléments métalliques, c’est à dire uniquement sur une surface externe de la pièce en matériau composite présentant le risque principal d’incendie, sans prendre en compte l’environnement éloigné de la pièce dans son installation finale. Or, ces couches de protection au feu n’empêchent pas complètement les phénomènes de dégradation et de libération de gaz. En outre, de par la convection de l’air de la zone feu « chaude » aux zones « froides » plus éloignées de la zone feu et les bonnes propriétés de conductivité thermique des métaux, les éléments métalliques non protégés par la couche de protection au feu vont monter en température. Ces éléments métalliques présents aux alentours de la zone exposée au feu peuvent ainsi atteindre une température qui est supérieure aux températures d’inflammation des gaz libérés par le matériau composite à matrice organique dans l’environnement de la pièce et une inflammation des gaz combustibles peut alors se produire. Une propagation ou une reprise de feu est donc possible, ce qui n’est pas autorisée par les exigences réglementaires aéronautiques (AC20-135 de la FAA et CS-E 130 de l’EASA). C’est ainsi que la présence aux alentours de l’évènement feu, d’éléments métalliques aux propriétés thermiques et réactivités très différentes de celles des matériaux composites, peut donner lieu à des dégradations des assemblages plus importantes dont les synergies aggravantes sont en outre difficiles à anticiper, même lorsque les éléments métalliques ne sont pas en contact avec les éléments composites directement soumis à l’incendie. La présente invention a notamment pour but de résoudre tout ou partie des problèmes précités. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence au dessin annexé dans lequel : la figure 1 est une vue schématique d’un procédé de fabrication d’une pièce de turbomachine d’aéronef selon l’invention. Procédé de fabrication d’une pièce (1) de turbomachine d’aéronef, cette pièce (1) comportant un corps (2) en matériau composite et au moins un élément métallique (3), le procédé comprenant les étapes de : a) fabrication du corps (2) en matériau composite, b) usinage du corps (2), c) assemblage du corps (2) avec ledit au moins un élément métallique (3), caractérisé en ce qu’il comprend une étape suivante d) d’application d’une couche de protection au feu (4) sur l’assemblage comportant le corps (2) et ledit au moins un élément métallique (3). Procédé selon la revendication 1, dans lequel la couche de protection (4) est appliquée sur l’assemblage par pulvérisation. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la couche de protection (4) est appliquée avec une épaisseur constante. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la couche de protection (4) est une couche de peinture intumescente. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la couche de protection (4) comprend la peinture commercialisée par la société Rescoll® sous la référence 0617. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le corps (2) est réalisé en composite à matrice organique. Procédé selon la revendication 6, dans lequel le corps (2) est réalisé en composite à matrice époxy. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ledit au moins un élément (3) est en aluminium ou en titane. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend, entre les étapes c) et d), une étape de préparation de l’assemblage par sablage, avec ou sans application de primaire. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’assemblage comprend deux zones dont une zone principale susceptible d’être exposée directement à un feu, et une zone secondaire, la couche de protection au feu (4) étant appliquée à l’étape d) sur la zone secondaire seulement.