Brevet FR3125237A1 — publié le 20230120

Noyau de fonderie amélioré pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse Noyau de fonderie (1) pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse, notamment de pièce de turbine haute pression par fonderie à cire perdue, comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane et/ou du niobium et/ou du molybdène, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 . Figure pour l’abrégé : Fig. 3. Noyau de fonderie amélioré pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse L'invention concerne la fabrication de pièces aéronautiques métalliques creuses, notamment d’aube de turbomachine aéronautique, par des méthodes de fonderie à cire perdue. Plus précisément, l’invention se rapporte au noyau de fonderie utilisé dans la fabrication de pièces aéronautiques creuses, à un procédé de fabrication d’un tel noyau de fonderie, et à un procédé de fabrication d’une telle pièce aéronautique. Les pièces aéronautiques métalliques, notamment les aubes de turbines haute pression à base de nickel, comportent généralement des canaux internes de refroidissement, rendant ces pièces creuses. De manière connue, ces pièces creuses sont réalisées par des procédés de fonderie dits « à cire perdue », utilisant des noyaux céramiques permettant la formation ces cavités internes formant les canaux de refroidissement sur la pièce finale. Ces procédés comprennent généralement les étapes suivantes : fabrication des noyaux céramiques, par exemple par injection céramique et frittage, injection des modèles en cire (injection de la cire autour du noyau), assemblage des modèles et fabrication du moule carapace, décirage pour enlever la cire et laisser la place à l’alliage, suivi d’une étape de cuisson du moule carapace, coulée sous vide des alliages à base de nickel et solidification contrôlée, décochage mécanique de la carapace et décochage chimique des noyaux, par exemple par dissolution, pour obtenir l’aube finale avec une cavité interne. Les démarches actuelles de recherche et de développement visent à augmenter la performance des moteurs aéronautiques, et à diminuer les émissions de CO 2 et la consommation spécifique. Pour ce faire, il est nécessaire de développer des technologies d’aubes de turbine haute pression permettant d’accroître la température d’entrée des gaz en turbine (TET). Afin d’atteindre une TET plus élevée, de nouvelles technologies sont mises en place, notamment de nouveaux matériaux monocristallins à plus haute température, de nouveaux revêtements de protection compatibles des nouveaux alliages, ou de nouvelles barrières thermiques à conductivité thermique réduite et résistantes aux agressions environnementales. Les circuits de refroidissement jouent en particulier un rôle majeur dans l’atteinte de ces objectifs. Par conséquent, la complexité de ces circuits tend à croitre, intégrant des sections très fines et longues. Il en découle que ces circuits peuvent s’avérer difficilement fabricables. En effet, compte tenu de la fragilité de la composition céramique employée et de la nécessité d’utiliser des formes démoulables, l’élaboration de tels circuits par injection céramique dans un moule, qui représente le procédé généralement utilisé pour la fabrication des noyaux de fonderie, peut être laborieuse et coûteuse, présentant notamment un taux de rebuts élevé. D’autre part, le décochage chimique de ces circuits complexes présente également des inconvénients tant d’un point de vue environnemental et industriel (manipulation de solvants très dangereux), que d’un point de vue de l’efficacité de cette étape du procédé, qui peut notamment être limitée par la complexité et/ou l’accessibilité par les fluides d’attaque chimique. De plus, la complexité croissante des canaux de refroidissement entraîne une augmentation du temps de décochage ainsi que des températures et pressions de traitement, ce qui peut à terme augmenter le risque d’interaction chimique entre le superalliage et les bases/acides employés. Enfin, la matière engagée pour réaliser ces noyaux n’est pas réutilisable et ne peut pas être régénérée à la fin du procédé. A l’heure actuelle, différentes solutions existent, permettant de palier en partie certains de ces inconvénients. En particulier, il est connu d’utiliser des noyaux métalliques réfractaires à la place des noyaux céramiques, notamment à base d’alliages contenant du molybdène. Bien que cette technologie permette de réduire la finesse des canaux de refroidissement et d’obtenir des formes plus complexes, elle n’offre pas de solution aux autres problématiques précitées, notamment liées au recyclage, à l’environnement et au décochage des circuits complexes. Par ailleurs, le molybdène et ses alliages s’oxydent à haute température et se fragilisent. Ces métaux sont donc sensibles aux étapes de cuisson des noyaux, recuits de la carapace et lors de la coulée du superalliage. Cette dégradation peut conduire à l’érosion du matériau en contact avec le superalliage, créant ainsi des aspérités sur la surface interne de l’aube et par conséquent des perturbations fluidiques non souhaitables, pouvant entraîner une diminution de l’efficacité des circuits de refroidissement. Ces métaux sont de plus solubles dans le superalliage. Cet inconvénient peut être surmonté par l’application de revêtements sur le métal réfractaire. Cependant, afin de répondre à certaines propriétés, notamment de compatibilité chimique avec le métal réfractaire, une bonne adhérence avec ce dernier, être décochable et présenter un coefficient de dilatation thermique proche de celui du métal réfractaire, ces revêtements doivent être composés de plusieurs couches, et les procédés de réalisation de ces revêtements restent complexes. Il existe donc un besoin pour une solution permettant de palier au moins en partie aux inconvénients précités. Le présent exposé concerne un noyau de fonderie pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse, notamment de pièce de turbine haute pression par fonderie à cire perdue, comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane et/ou du niobium et/ou du molybdène, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 . On comprend que la première phase est de type « phase MAX », structure cristalline de formule générique M n+1 AX n , associant des caractéristiques à la fois de métaux et de céramiques, et présentant notamment une bonne conductivité thermique et électrique, une bonne usinabilité, ainsi qu’une tolérance à l’endommagement et une résistance à l’oxydation à haute température. Dans le présent exposé, l’utilisation de l’aluminium sur le site A permet d’assurer soit la formation d’une couche d’alumine protectrice par oxydation du noyau, soit une compatibilité avec des revêtements aluminoformeur éventuellement déposés sur le noyau. En outre, l’utilisation du carbone sur le site X est avantageuse en ce que les phases de type carbure ainsi formées présentent une température de fusion supérieure à 1500°C, et donc supérieure à la température de fusion du métal utilisé lors de la coulée du métal en fusion dans le moule carapace. Le carbone permet en outre de former des phases compatibles chimiquement avec Al 4 C 3 . Par ailleurs, le titane et/ou le niobium et/ou le molybdène, utilisés sur le site M, permettent, en coordination avec l’utilisation du carbone, d’obtenir des phases ayant des températures de fusion supérieures à celle du métal utilisé lors de la coulée, et présentant également de bonnes propriétés mécaniques jusqu’à 1500°C au moins. En outre, l’association de cette première phase, avec une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , est particulièrement avantageuse. En effet, le carbure d’aluminium (Al 4 C 3 ) est un composé inorganique, dont la température de fusion est très élevée (2200°C), et qui peut aisément s’hydrolyser à température ambiante, en présence d’une atmosphère riche en eau. Ainsi, le matériau composite utilisé pour le noyau de fonderie du présent exposé intègre cette deuxième phase de carbure de d’aluminium aux joints de grains de la première phase. Cela permet de rendre le matériau composite particulièrement réactif aux atmosphères contenant de l’eau. La dégradation du carbure d’aluminium s’accompagne d’une variation de volume et d’un dégagement de gaz, à même de fragmenter le joint de grain et de propager des fissures dans la première phase initiale. Il est ainsi possible de propager le phénomène d’hydrolyse sur des distances relativement grandes, et ainsi de faciliter la fragmentation et le décochage du noyau. En d’autres termes, le matériau composite formant le noyau peut être dense et massif initialement, et être réduit en poudre par hydrolyse. D’autre part, le gradient chimique entre le carbure d’aluminium et la première phase contenant de l’aluminium et du carbone est très limité, ce qui permet de limiter l’interdiffusion entre les différents éléments chimiques lors des étapes de mise en forme du noyau et de coulée. En outre, une fois le décochage du noyau réalisé, un matériau fragmenté, composé de grains de la première phase et d’aluminium hydraté peut être récupéré. Après séchage, cette matière peut être « rechargée » en Al 4 C 3 et réutilisée afin de fabriquer de nouveaux noyaux de fonderie. Le matériau composite du noyau de fonderie selon le présent exposé allie ainsi les avantages précités liés aux composés réfractaires de la première phase, à l’utilisation d’une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , permettant la réalisation de structures creuses de formes complexes, tout en autorisant un décochage aisé et rapide de noyaux fins, sans avoir recours à des solutions chimiques potentiellement néfastes pour la pièce fabriquée ultérieurement et pour l’environnement, et pouvant être recyclées. Dans certains modes de réalisation, la première phase est de l’une des formules parmi Nb 4 AlC 3 , Nb 2 AlC, Mo 2 TiAlC 2 ou Ti 2 AlC. La phase Ti 2 AlC est aluminoformeuse et ne nécessite donc pas l’ajout d’un revêtement permettant la formation de cette couche protectrice. Son coefficient de dilatation thermique est de l’ordre de 7-9x10 -6 K -1 , ce qui est proche de l’alumine, et permet d’éviter l’écaillage de l’oxyde formé à haute température. Les phases Nb 4 AlC 3 , Nb 2 AlC, Mo 2 TiAlC 2 ne sont pas aluminoformeuses et nécessite donc l’ajout d’un revêtement permettant la formation de cette couche protectrice. Néanmoins, leur coefficient de dilatation thermique est également de l’ordre de 7-9x10 -6 K -1 , proche de l’alumine, et autorise donc le dépôt direct d’une couche d’alumine ou d’un revêtement aluminoformeur. Ces phases permettent ainsi de s’affranchir d’un dépôt multi-couche très long à mettre en œuvre. Ce sont également des phases réfractaires qui ont une résistance mécanique proche de celle des céramiques utilisées, mais avec une meilleure ductilité que ces dernières, ce qui rend leur utilisation plus aisée. Dans certains modes de réalisation, le matériau composite comprend entre 1 et 50% de deuxième phase en volume du matériau composite, de préférence entre 1 et 20%. Ces valeurs permettent d’assurer la fragmentation du matériau composite par hydrolyse, tout en laissant un volume suffisant de première phase dans le matériau composite, permettant de conserver les avantages techniques liés à cette première phase. En outre, cette fraction de phase Al 4 C 3 permet d’assurer la stabilité chimique du matériau à haute température, tout en permettant d’induire un phénomène d’hydrolyse facilitant le décochage. Dans certains modes de réalisation, une surface externe du noyau de fonderie est recouverte par une couche d’alumine. La dégradation du noyau, par hydrolyse du carbure d’aluminium dans une atmosphère contenant de l’eau, ne doit avoir lieu que lors du décochage du noyau. Ainsi, la présence d’une couche d’alumine adhérente et dense en surface du noyau permet de protéger le matériau composite de la dégradation pendant les autres étapes de fabrication d’une pièce de fonderie précédant le décochage du noyau, notamment pendant l’étape de décirage. Dans certains modes de réalisation, la couche d’alumine présente une épaisseur comprise entre 1 et 50 µm. Cette épaisseur permet d’assurer la protection du noyau au cours de la fabrication d’une pièce de fonderie. Plus précisément, la couche d’alumine ainsi formée est suffisamment fine pour ne pas avoir d’impact sur le retrait du noyau par décochage, mais isole chimiquement le cœur du noyau de l’extérieur. Le présent exposé concerne également un procédé de fabrication d’un noyau de fonderie pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse, notamment de pièce de turbine haute pression par fonderie à cire perdue, le noyau de fonderie comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane et/ou du niobium et/ou du molybdène, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , le noyau de fonderie étant obtenu par un procédé de métallurgie des poudres comprenant une étape de mélange dans laquelle des poudres permettant d’obtenir le matériau composite sont mélangées, et une étape de mise en forme. Le mélange des poudres permettant d’obtenir le matériau composite peut comprendre le mélange de poudres pures de carbone, d’aluminium, de titane et/ou de carbure de titane, et/ou de niobium, et/ou de carbure de niobium et/ou de molybdène et/ou de carbure d’aluminium Al 4 C 3 . En d’autres termes, le matériau composite constitutif du noyau de fonderie est obtenu en faisant réagir les différentes poudres des éléments constitutifs de ce matériau à haute température. Ce procédé présente l’avantage de faire intervenir, dans l’élaboration du matériau composite, la phase Al 4 C 3 , permettant d’apporter les éléments Al et C nécessaires, apportant ainsi les avantages précités. Par ailleurs, l’étape de mise en forme peut comprendre l’injection d’un liant sur une poudre (nommée « binder jetting » en anglais), l’injection d’un mélange de poudre métallique et d’un polymère thermoplastique (ou procédé MIM pour « Metal Injection Molding » en anglais) ou tout autre procédé d’impression 3D connu adapté, de préférence suivi d’un déliantage et/ou d’un frittage conventionnel, ou d’un déliantage et/ou frittage non conventionnel comme le « frittage flash » (ou frittage SPS pour « Spark Plasma Sintering » en anglais), par exemple. Dans certains modes de réalisation, l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase de manière à obtenir la première phase sous forme de poudre, puis le mélange de ladite première phase sous forme de poudre avec une poudre d’Al 4 C 3 de manière à obtenir la deuxième phase. En d’autres termes, les poudres pures de carbone, d’aluminium, de titane et/ou de carbure de titane, et/ou de niobium, et/ou de carbure de niobium, et/ou de molybdène, et/ou de carbure d’aluminium sont mélangées en premier lieu, de manière à obtenir la première phase dans un premier temps, puis la première phase obtenue est mélangée à une poudre de carbure d’aluminium dans un deuxième temps, de manière à obtenir la deuxième phase. Cela permet d’améliorer la maîtrise des proportions de chaque phase. Dans certains modes de réalisation, l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase avec une poudre d’Al 4 C 3 en excès de manière à former le matériau composite en une opération. En d’autres termes, selon cette configuration, le mélange des poudres n’est pas réalisé en deux temps (fabrication de la première phase dans un premier temps, puis mélange avec une poudre de carbure d’aluminium), mais les poudres pures précitées sont mélangées dans une même opération avec une poudre d’Al 4 C 3 en excès, c’est-à-dire en sur-stœchiométrie, permettant ainsi la formation du matériau composite « in situ ». Le fait de faire réagir la poudre d’Al 4 C 3 en sur-stœchiométrie par rapport à la première phase recherchée permet de maintenir une fraction volumique contrôlée de cette phase dans le matériau final. Dans certains modes de réalisation, la première phase est de formule Ti 2 AlC, le procédé comprenant, après l’étape de mise en forme du noyau de fonderie, une étape d’oxydation du noyau permettant la formation d’une couche d’alumine sur une surface du noyau. Ainsi que mentionné précédemment, la phase de formule Ti 2 AlC est aluminoformeuse, et permet ainsi la formation d’une couche d’alumine par simple oxydation du noyau, sans nécessiter l’ajout d’un revêtement multi couches complexe permettant la formation de cette couche protectrice. Néanmoins, cette étape de dégradation du noyau ne doit pouvoir être activée qu’après la coulée réalisée. Cette étape d’oxydation permet de produire une couche d’alumine adhérente et dense en surface du noyau à même de protéger le matériau composite de la dégradation, notamment pendant l’étape de décirage. On notera en outre que l’étape ultérieure de coulée du métal étant réalisée sous vide, cette dernière ne pose pas de problème particulier vis-à-vis de ces matériaux. Dans certains modes de réalisation, la première phase est de l’une des formules parmi Nb 4 AlC 3 , Nb 2 AlC, Mo 2 TiAlC 2 , le procédé comprenant, après l’étape de mise en forme du noyau de fonderie, une étape de dépôt d’un revêtement aluminoformeur, puis une étape d’oxydation du revêtement permettant la formation d’une couche d’alumine sur une surface du noyau. Ainsi que mentionné précédemment, ces phases ne sont pas aluminoformeuses, et nécessitent donc l’ajout d’un revêtement permettant la formation de cette couche protectrice. Néanmoins, ces phases sont compatibles de revêtements aluminoformeurs aptes à former une couche d’alumine par oxydation. Il est ainsi possible de former une couche protectrice d’alumine de manière simple, sans nécessiter l’ajout d’un revêtement multi couches complexe pour former cette couche protectrice. Dans certains modes de réalisation, l’étape d’oxydation est réalisée en disposant le noyau dans une enceinte sous air compris entre 1000°C et 1400°C. Le présent exposé concerne également un procédé de fabrication par fonderie à cire perdue d’une pièce aéronautique métallique creuse, notamment d’une pièce de turbine haute pression, utilisant un noyau de fonderie obtenu par un procédé selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents, le procédé comprenant, après des étapes de coulée d’un métal fondu autour du noyau de fonderie et de solidification dudit métal, une étape de décochage du noyau de fonderie par étuvage. En d’autres termes, après solidification du métal dans un moule céramique et autour du noyau de fonderie, l’ensemble est disposé dans un dispositif, par exemple une étuve, de préférence à hygrométrie contrôlée. Comme évoqué précédemment, la présence de la phase Al 4 C 3 entre les joints de grain permet, dans un air chargé en eau, la désagrégation du noyau de fonderie. Cela permet ainsi de faciliter le décochage, et en particulier d’améliorer le décochage des canaux très fins, tout en s’affranchissant de l’utilisation de solutions chimiques, telles que des acides, potentiellement néfastes pour la pièce fabriquée. Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend, avant l’étape de décochage, une étape dans laquelle une ouverture est réalisée dans la pièce. Plus précisément, les artifices de coulée sont supprimés et une ouverture est réalisée dans la pièce sans la couche d’alumine. Il est ainsi possible de faciliter davantage le décochage du noyau, le matériau composite ainsi dégradé pouvant être évacué par l’intermédiaire de cette ouverture. Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend, après l’étape de décochage, une étape de récupération, dans laquelle le matériau décoché par étuvage est récupéré de manière à être réutilisé pour la fabrication d’un autre noyau de fonderie en repartant de l’étape de mélange. En d’autres termes, une fois la dégradation du noyau réalisée, un matériau fragmenté composé de grains de la première phase et d’aluminium hydraté peut être récupéré. Après séchage, cette matière peut être « rechargée » en Al 4 C 3 lors de l’étape de mélange et être ainsi réutilisée afin de fabriquer de nouveaux noyaux. Il est ainsi possible de recycler le noyau de fonderie décoché, permettant ainsi de répondre au moins en partie aux problématiques environnementales précitées. L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles : La représente une vue en perspective d’une aube métallique creuse de turbine haute pression, La représente une section transversale de l’aube de la , La est une vue en perspective d’un noyau de fonderie selon le présent exposé, La représente schématiquement les étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce métallique creuse selon un premier mode de réalisation conforme à l’exposé, La représente schématiquement les étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce métallique creuse selon un deuxième mode de réalisation conforme à l’exposé. Noyau de fonderie (1) pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse, notamment de pièce de turbine haute pression par fonderie à cire perdue, comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane et/ou du niobium et/ou du molybdène, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3. Noyau de fonderie (1) selon la revendication 1, dans lequel la première phase est de l’une des formules parmi Nb 4 AlC 3 , Nb 2 AlC, Mo 2 TiAlC 2 ou Ti 2 AlC. Noyau de fonderie (1) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le matériau composite comprend entre 1 et 50% de deuxième phase en volume du matériau composite, de préférence entre 1 et 20%. Noyau de fonderie (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel une surface externe du noyau de fonderie (1) est recouverte par une couche d’alumine. Noyau de fonderie (1) selon la revendication 4, dans lequel la couche d’alumine présente une épaisseur comprise entre 1 et 50 µm. Procédé de fabrication d’un noyau de fonderie (1) pour la fabrication de pièce aéronautique métallique creuse, notamment de pièce de turbine haute pression par fonderie à cire perdue, le noyau de fonderie (1) comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane et/ou du niobium et/ou du molybdène, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , le noyau de fonderie (1) étant obtenu par un procédé de métallurgie des poudres comprenant une étape de mélange dans laquelle des poudres permettant d’obtenir le matériau composite sont mélangées, et une étape de mise en forme. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase de manière à obtenir la première phase sous forme de poudre, puis le mélange de ladite première phase sous forme de poudre avec une poudre d’Al 4 C 3 de manière à obtenir la deuxième phase. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase avec une poudre d’Al 4 C 3 en excès de manière à former le matériau composite en une opération. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel la première phase est de formule Ti 2 AlC, le procédé comprenant, après l’étape de mise en forme du noyau de fonderie, une étape d’oxydation du noyau permettant la formation d’une couche d’alumine sur une surface du noyau. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel la première phase est de l’une des formules parmi Nb 4 AlC 3 , Nb 2 AlC, Mo 2 TiAlC 2 , le procédé comprenant, après l’étape de mise en forme du noyau de fonderie, une étape de dépôt d’un revêtement aluminoformeur, puis une étape d’oxydation du revêtement permettant la formation d’une couche d’alumine sur une surface du noyau. Procédé de fabrication par fonderie à cire perdue d’une pièce aéronautique métallique creuse, notamment d’une pièce de turbine haute pression, utilisant un noyau de fonderie (1) obtenu par un procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 10, le procédé comprenant, après des étapes de coulée d’un métal fondu autour du noyau de fonderie et de solidification dudit métal, une étape de décochage du noyau de fonderie par étuvage. Procédé selon la revendication 11, comprenant, avant l’étape de décochage, une étape dans laquelle une ouverture est réalisée dans la pièce. Procédé selon la revendication 11 ou 12, comprenant, après l’étape de décochage, une étape de récupération, dans laquelle le matériau décoché par étuvage est récupéré de manière à être réutilisé pour la fabrication d’un autre noyau de fonderie en repartant de l’étape de mélange.