Brevet FR3141880A1 — publié le 20240517

La présente invention porte sur un procédé de production d'un matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable revêtu d'un matériau thermoplastique. Figure de l’abrégé : Figure 1 Procédé de production d'un revêtement thermoplastique sur un matériau composite La présente divulgation relève du domaine de l'aéronautique, en particulier des matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable utilisés dans ce domaine. Les matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable présentent des propriétés (résistance, légèreté, …) telles qu'ils sont de plus en plus mis en œuvre dans le domaine de l'aéronautique, par exemple pour les aubes de soufflantes des moteurs ou les carters de nacelles. Ces matériaux composites présentent néanmoins des faiblesses telles qu'une résistance faible à l'abrasion, une faible conduction électrique et une faible résistance à la chaleur. Pour combler ces faiblesses, il est connu de déposer un revêtement métallique à la surface de ces matériaux composites. Ces matériaux composites sont particulièrement sensibles à la chaleur. En projection thermique, l’apport thermique au substrat est de 2 origines : la chaleur apportée par le fluide constitutif de la plume de projection (plasma, flamme, air comprimé chaud…) d’une part, et la chaleur apportée par les particules constitutives du dépôt (refroidissement à l’ambiante et chaleur latente de solidification le cas échéant). Il n'est donc pas possible de déposer n'importe quel revêtement métallique avec n'importe quelle technique de dépôt. Par exemple, la projection à la flamme, qui est de plus en plus mise en œuvre dans le domaine aéronautique pour le dépôt de revêtement sur des matériaux, n'est que peu utilisée pour déposer un revêtement métallique sur des matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable. En effet, cette technique est très difficile à mettre en œuvre sans endommager ces matériaux composites car elle peut apporter une chaleur excessive au matériau composite et altérer leurs propriétés. Actuellement, le revêtement associé à la technique de dépôt par projection thermique les plus mis en œuvre sont, respectivement, le zinc et la technique de projection à arc électrique (" Electric arc wire spraying " selon la terminologie anglaise). En effet, le zinc a un point de fusion relativement faible et la technique de projection à arc électrique apporte peu de chaleur aux substrats. L'adhérence du revêtement sur le matériau composite doit être la plus élevée possible pour que le revêtement reste adhérent au substrat lorsque la pièce en matériau composite est sollicitée en service. Cela est d'autant plus vrai lorsque le matériau composite est mis en œuvre sur des parties d'un avion ou d’un moteur particulièrement exposées aux déformations, aux chocs ou à l’érosion par exemple. L'adhérence entre le revêtement en zinc déposé par la technique de projection à arc électrique et le matériau composite est de l'ordre de 9-10 MPa dans le meilleur des cas. Cette valeur d'adhérence, assez faible, limite l'utilisation des matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable revêtus de zinc à certaines applications aéronautiques peu sollicitées d’un point de vue mécanique, telles que des stators non directement en contact avec un flux de particules érosives. Pour augmenter le champ des applications aéronautiques de ces matériaux composites, il est donc nécessaire d'augmenter l'adhérence du revêtement sur ces matériaux composites. Une technique couramment utilisée pour augmenter l'adhérence d'un revêtement sur un matériau est le sablage. Le sablage est une technique qui confère au matériau sablé une certaine rugosité. Cette rugosité augmente l'interface entre le revêtement et le matériau et donc augmente l'adhérence. Cette rugosité génère également des sites d'accrochage des particules du revêtement projetées sur le matériau. Le sablage ne peut être mis en œuvre efficacement sur les matériaux composites en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable. En effet, ces matériaux composites sont peu plastiques et les fibres de carbones peuvent facilement être endommagées durant le sablage. Il existe donc un besoin d'une solution efficace pour augmenter l'adhérence d'un revêtement sur un matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable pour augmenter le champ d'application de ces matériaux dans le domaine aéronautique. Il est ainsi du mérite des inventeurs d’avoir trouvé qu’il était possible de répondre à ce besoin à l’aide d’un nouveau revêtement. Résumé Il est proposé un procédé de production d'un matériau multicouche comprenant une étape a) de projection à la flamme d'un matériau thermoplastique sur une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable pour former une deuxième couche comprenant le matériau thermoplastique sur la première couche. De façon inattendue, car il est connu que l'affinité chimique entre la matrice organique thermodurcissable et le matériau thermoplastique est relativement faible, l'adhérence entre la première couche et la deuxième couche est avantageusement très élevée lorsque ce dernier est un matériau thermoplastique projetée à la flamme. Cette adhérence est plus élevée que l'adhérence entre un matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et un revêtement en zinc déposé par la technique de projection à arc électrique. Le matériau multicouche produit par le procédé de l'invention peut donc être utilisé dans de nombreuses et nouvelles applications, en particulier dans le domaine aéronautique. De plus, pour former la deuxième couche, il n'est pas nécessaire de chauffer le matériau thermoplastique à des températures susceptibles d’endommager le matériau composite de la première couche. Ainsi, le dépôt de certains matériaux par la technique de projection à la flamme pour former la deuxième couche peut ne pas altérer les propriétés du matériau composite. Ceci est particulièrement vrai lorsque la distance de projection est suffisamment grande pour minimiser l’apport thermique par la flamme et lorsque le matériau sélectionné a un point de fusion suffisamment bas, par exemple 186°C Le matériau multicouche produit par le procédé de l'invention est également économique à produire. En effet, la technique de projection à la flamme est classiquement mise en œuvre dans le domaine aéronautique de sorte que le procédé de l'invention ne nécessite pas d'investir dans de nouveaux appareils de production. Selon un autre aspect, il est proposé un matériau multicouche comprenant une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et une deuxième couche en matériau thermoplastique en contact avec la première couche. Selon un autre aspect, il est proposé l'utilisation d'un matériau multicouche comprenant une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et une deuxième couche en matériau thermoplastique en contact avec la première couche dans le domaine aéronautique. Selon un autre aspect, il est proposé une pièce aéronautique au moins en partie fabriquée dans le matériau multicouche comprenant une première couche en matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable et une deuxième couche en matériau thermoplastique en contact avec la première couche. D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels : Fig. 1 montre une représentation schématique du matériau multicouche selon l'invention. Fig. 2 montre une représentation schématique du procédé de production du matériau multicouche de l'invention. L'invention est décrite en lien avec la et la . Il est proposé un procédé de production d'un matériau multicouche 1 comprenant une étape a) de projection à la flamme d'un matériau thermoplastique sur une première couche 11 en matériau composite en fibres de carbone 111 à matrice organique thermodurcissable 112 pour former une deuxième couche 12 comprenant le matériau thermoplastique sur la première couche 11 . La deuxième couche 12 comprend une première surface en contact avec une surface de la première couche 11 et une deuxième surface opposée à la première surface. La première surface de la deuxième couche 12 peut recouvrir partiellement ou totalement, en particulier totalement, la surface de la première couche 11 avec laquelle elle est en contact. Au sens de la présente invention, on entend par "matériau thermoplastique" un matériau ayant la propriété de se ramollir lorsqu'il est chauffé à une température supérieure à sa température de transition vitreuse et qui redevient dure lorsqu'il est refroidi à une température inférieure à sa température de transition vitreuse. Au sens de la présente invention, le terme "matériau composite en fibres de carbone à matrice organique thermodurcissable" désigne un matériau hétérogène comprenant des fibres de carbone qui servent de renfort et une matrice organique thermodurcissable qui sert de liant et donne sa forme au matériau. Ce matériau est également noté "matériau composite" dans la présente demande. Selon un mode de réalisation, la surface du matériau composite sur laquelle le matériau thermoplastique est projetée peut être recouverte, totalement ou partiellement, en particulier partiellement, d'un film plastique, d'une peinture ou leurs combinaisons. Le film plastique peut, par exemple, être un film de polyuréthane. La peinture peut, par exemple, être une peinture aéronautique. Selon ce mode de réalisation, au cours de l'étape a), le matériau thermoplastique peut être projeté sur ce film plastique ou cette peinture. Au sens de la présente invention, le terme "matrice organique thermodurcissable" désigne une matrice obtenue à partir de polymères thermodurcissables, i.e. des polymères qui deviennent, après polymérisation, infusibles et insolubles. Au sens de la présente invention, le terme "projection à la flamme" désigne un procédé de projection thermique consistant à introduire un matériau dans une flamme oxycombustible et à le véhiculer grâce à l’énergie cinétique transmise par les gaz de combustion jusqu'à un substrat sur lequel il est déposé. Le matériau thermoplastique mis en œuvre dans l'étape a) de projection du procédé de la présente invention peut présenter une température de transition vitreuse inférieure à 200°C, en particulier inférieure à 100°C, et éventuellement une température de fusion inférieure à 250°C, en particulier inférieure à 200°C. De façon avantageuse, un matériau thermoplastique présentant une telle température de transition vitreuse, et éventuellement une telle température de fusion, peut être ramolli et déposé sur le matériau composite sans altérer les propriétés mécaniques dudit matériau composite. Au sens de la présente invention, le terme "température de transition vitreuse" désigne la température en dessous de laquelle le matériau thermoplastique est à l'état vitreux et au-dessus de laquelle les chaînes du matériau thermoplastique sont mobiles. Le matériau thermoplastique peut, par exemple, être choisi parmi le polyéthylène, le polypropylène, le polyamide 11 et leurs mélanges, tout particulièrement être le polyamide 11. Au sens de la présente invention, le terme "polyamide 11" désigne les différentes nuances de polyamide 11 et leurs mélanges. Ces matériaux thermoplastiques sont couramment utilisés dans le domaine aéronautique. L'homme du métier saura donc les mettre en œuvre dans le procédé de la présente invention. En particulier, l'homme du métier saura choisir les conditions de projection permettant de limiter au maximum l’apport thermique sur le substrat composite et les systèmes de projection (buses notamment) adaptées à ces matériaux thermosensibles. De plus, le coût de production du matériau obtenu par le procédé de la présente invention est relativement faible car le coût des matériaux thermoplastiques est faible. De plus, la deuxième couche obtenue par le procédé de la présente invention est intéressante en application aéronautique car elle présente une densité très faible, de l’ordre de 1,03 g/cm 3 . Le matériau thermoplastique peut être mis en œuvre dans l'étape a) de projection du procédé de la présente invention sous forme de poudre, sous forme de fil, en particulier sous forme de poudre. Un matériau thermoplastique, sous forme d'une poudre présentant une granulométrie comprise entre 10 µm et 500 µm, en particulier entre 50 µm et 250 µm, tout particulièrement entre 100 µm et 130 µm, est tout à fait adapté à une mise en œuvre dans l'étape a) de projection du procédé de la présente invention. Selon l'invention, la granulométrie de la poudre est déterminée selon la norme ISO 13320:2020. La matrice organique thermodurcissable 112 du matériau composite peut être obtenue à partir de polymère époxyde, de polybismaléimide ou de cyanate ester, ou à partir d'une résine thermoplastique à base de polyaryléthercétone, de polyethylenimine (PEI), de poly(sulfure de phénylène) (PPS), de polyimide (PI) ou leurs mélanges. De façon avantageuse, l'adhérence entre la première couche 11 en matériau composite listé ci-dessus et la deuxième couche 12 comprenant un matériau thermoplastique listé ci-dessus est plus élevée que l'adhérence entre le revêtement en zinc déposé par la technique classique de projection à arc électrique et un matériau composite. La projection à la flamme peut être mise en œuvre, lors de l'étape a) de projection, à l'aide d'un chalumeau oxy-gaz, c’est-à-dire un chalumeau employant deux gaz pour générer la flamme : l’oxygène et un gaz combustible. En particulier un chalumeau oxyacétylène (utilisant l’oxygène et l’acétylène) ou un chalumeau oxypropane (utilisant l’oxygène et le propane), tout particulièrement un chalumeau oxyacétylène. De façon avantageuse, l'utilisation de ces chalumeaux permet de limiter la détérioration du matériau thermoplastique mis en œuvre lors de l'étape a) de projection. Ceci est d'autant plus vrai si le chalumeau est équipé d'une buse spécifique aux matériaux thermosensibles tels que les matériaux thermoplastiques. En effet, une telle buse, connue de l'homme du métier, limite le contact direct entre le matériau thermoplastique et la flamme qui peut chauffer jusqu'à 3000°C. Une buse spécifique aux matériaux thermosensibles comprend : - un canal axial permettant la projection du matériau thermosensible à l'aide d'un gaz vecteur qui peut être l'azote ou l'argon, - des premiers canaux annulaires disposés autour et équidistants du canal axial permettant une projection annulaire d'un gaz de gainage, qui peut être l'azote ou l'argon, autour du matériau thermosensible projeté par le canal axial, et - des seconds canaux annulaires disposés autour et équidistants du canal axial permettant une projection annulaire des gaz générant la flamme, la distance entre les second canaux annulaires et le canal axial étant supérieure à la distance entre les premiers canaux annulaires et le canal axial. Ainsi, selon un mode de réalisation spécifique, le chalumeau est équipé d'une buse spécifique aux matériaux thermosensibles. Une telle buse est, par exemple, la buse SSM40 du chalumeau CastoDyn DS8000. Typiquement, le débit d'oxygène dans le chalumeau peut être compris entre 15 l/min et 25 l/min, tout particulièrement entre 19 l/min et 20 l/min. Typiquement, le débit de l'autre gaz, en particulier l'acétylène ou le propane, plus particulièrement l'acétylène, dans le chalumeau peut être compris entre 7 l/min et 11 l/min, tout particulièrement entre 9 l/min et 10 l/min. La distance de projection, i.e. la distance entre l’extrémité de sortie de matériau thermoplastique du chalumeau et la première couche 11 , peut être comprise entre 200 mm et 400 mm, en particulier entre 280 mm et 320 mm. De façon avantageuse, une telle distance permet de contrôler la température du matériau thermoplastique de sorte qu'il n'endommage pas le matériau composite de la première couche 11 tout en maintenant le matériau thermoplastique ramolli pour qu'il adhère à la première couche 11 . Cette distance permet également, moyennant l’utilisation des refroidissements additionnel ad hoc de limiter l’apport thermique par la flamme sur le substrat de façon à ne pas l’altérer. Typiquement, le débit du matériau thermoplastique dans le chalumeau peut être compris entre 10 g/min et 50 g/min, tout particulièrement entre 15 g/min et 25 g/mn. La illustre un mode de réalisation du procédé selon l'invention. Dans ce mode de réalisation, l'étape a) est réalisée à l'aide d'un chalumeau C générant une flamme F orientée vers le matériau multicouche 1 et comprenant des moyens M permettant son mouvement relatif par rapport au matériau multicouche 1 . Au cours de l'étape a), le matériau thermoplastique, sous forme de poudre P , est projeté par le chalumeau C dans la flamme F vers le matériau multicouche 1 afin de former la deuxième couche 12 sur la première couche 11 . Le procédé de la présente invention peut en outre comprendre une étape b) de formation par projection thermique d'une troisième couche fonctionnalisée 13 sur une portion de la surface, en particulier sur toute la surface, de la deuxième couche 12 de sorte que cette portion de la surface, en particulier toute la surface, est disposée entre la première couche 11 et la troisième couche fonctionnalisée 13 . Selon un mode de réalisation, la surface de la deuxième couche 12 sur laquelle la troisième couche fonctionnalisée 13 est formée est la deuxième surface opposée à la première surface . De façon avantageuse, l'adhérence entre la troisième couche fonctionnalisée 1 3 et la première couche 1 1 , via la deuxième couche 12 , est plus élevée que l'adhérence entre le revêtement en zinc déposé par la technique classique de projection à arc électrique et un matériau composite. Ainsi, le matériau multicouche 1 produit par le procédé de l'invention comprenant la troisième couche fonctionnalisée 13 peut être utilisé dans de nombreuses et nouvelles applications, en particulier dans le domaine aéronautique. Ceci est d'autant plus vrai que la troisième couche fonctionnalisée 13 permet d'adapter le matériau multicouche 1 produit par le procédé de la présente invention en fonction de son application envisagée, en particulier dans le domaine aéronautique. Ainsi la troisième couche fonctionnalisée 13 comprend un matériau choisi parmi un métal, un oxyde, un nitrure, un carbure et leurs combinaisons. Par exemple, le métal peut être choisi parmi le cuivre, l’acier inox, le zinc, l’aluminium et leurs mélanges, en particulier le zinc. Le métal peut être sous forme pure ou sous forme d'alliage. Le cuivre, par exemple, permet d'améliorer la conductivité électrique du matériau multicouche 1 produit par le procédé de la présente invention. Ainsi ce matériau multicouche 1 peut être utilisé pour dissiper l'énergie électrique d'un éclair frappant un avion ou comme élément chauffant pour assurer le dégivrage d'un avion. L’acier inox permet d’améliorer grandement la résistance à l’érosion et à l’abrasion par les particules de l’air venant impacter, par exemple, la surface d'une pale de réacteur d’avion. L'étape b) de formation par projection thermique peut être réalisée par projection à la flamme, projection par flamme supersonique ("High Velocity Oxy-Fuel" selon la terminologie anglaise) par plasma d'arc soufflé, par projection à arc électrique, ou par projection dynamique à froid ("Cold spray" selon la terminologie anglaise), en particulier par projection à la flamme, par projection à arc électrique ou par projection dynamique à froid, plus particulièrement par projection dynamique à froid. La mise en œuvre de ces techniques de projection d'un métal sur un revêtement en matériau thermoplastique est connue de l'homme du métier. Ainsi, l'homme du métier sait mettre en œuvre l'étape b). Avant l'étape a) de projection du procédé de la présente invention, la première couche 11 en matériau composite en fibres de carbone 111 à matrice organique thermodurcissable 112 peut subir une étape de prétraitement. Cette étape peut, par exemple, être un préchauffage à une température inférieure à la température de transition vitreuse du matériau thermoplastique, en particulier à une température inférieure à 100°C, plus particulièrement entre 50°C et 80°C. Selon un autre aspect, il est proposé un matériau multicouche 1 comprenant une première couche 11 en matériau composite en fibres de carbone 111 à matrice organique thermodurcissable 112 et une deuxième couche 12 en matériau thermoplastique en contact avec la première couche 11 . Ce matériau multicouche 1 est susceptible d'être obtenu par le procédé de la présente invention. La deuxième couche 12 du matériau multicouche 1 comprend une première surface en contact avec une surface de la première couche 11 et une deuxième surface opposée à la première surface. La première surface de la deuxième couche 12 peut recouvrir partiellement ou totalement, en particulier totalement, la surface de la première couche 11 avec laquelle elle est en contact. Le matériau multicouche 1 de l'invention peut donc être utilisé dans de nombreuses et nouvelles applications, en particulier dans le domaine aéronautique. L'épaisseur de la deuxième couche 12 dépend de la mise en œuvre de l'étape a) de projection du procédé de la présente invention. Elle peut, par exemple, être comprise entre 50 µm et 3000 µm, en particulier entre 75 µm et 1500 µm, tout particulièrement entre 100 µm et 200 µm. De façon avantageuse, une épaisseur dans ces gammes assure la forte adhérence entre la première couche 11 et la deuxième couche 12 . De plus, les épaisseurs les plus élevées de ces gammes permettent d'augmenter la capacité d'accommodation des contraintes par le matériau multicouche 1 que procure la très forte déformabilité de la deuxième couche 12 en matériau thermoplastique et/ou d'améliorer la capacité d'absorption des chocs du matériau multicouche 1 . Le matériau composite de la première couche 11 est tel que décrit ci-dessus en lien avec l'étape a) de projection du procédé de la présente invention. Le matériau thermoplastique de la deuxième couche 12 est tel que décrit ci-dessus en lien avec l'étape a) de projection du procédé de la présente invention. Le matériau multicouche 1 peut comprendre en outre, un film plastique, une peinture ou leurs combinaisons, entre la première couche 11 et la deuxième couche 12 . Le film plastique peut, par exemple, être un film de polyuréthane. La peinture peut, par exemple, être une peinture aéronautique. Le matériau multicouche 1 peut comprendre en outre une troisième couche fonctionnalisée 13 sur une portion de la surface, en particulier sur toute une surface, de la deuxième couche 12 de sorte que cette portion de la surface, en particulier toute cette surface, est disposée entre la première couche 11 et la troisième couche fonctionnalisée 13 . Selon un mode de réalisation, cette surface de la deuxième couche 12 est la deuxième surface opposée à la première surface . Cette couche fonctionnalisée 13 permet d'adapter le matériau multicouche 1 en fonction de son application. Le matériau de la couche fonctionnalisée 1 3 est tel que décrit ci-dessus en lien avec l'étape b) de projection du procédé de la présente invention. Il est également proposé l'utilisation du matériau multicouche 1 tel que défini ci-dessus dans le domaine aéronautique. Par exemple, le matériau multicouche 1 peut être utilisé en tant qu'élément dissipateur d'énergie électrique, élément chauffant pour assurer le dégivrage, élément résistant à l’abrasion ou à l’érosion. Il est en outre proposé une pièce aéronautique au moins en partie fabriquée dans le matériau multicouche 1 tel que défini ci-dessus. Procédé de production d'un matériau multicouche (1) comprenant une étape a) de projection à la flamme d'un matériau thermoplastique sur une première couche (11) en matériau composite en fibres de carbone (111) à matrice organique thermodurcissable (112) pour former une deuxième couche (12) comprenant le matériau thermoplastique sur la première couche (11). Procédé selon la revendication 1, dans lequel le matériau thermoplastique présente une température de transition vitreuse inférieure à 200°C et éventuellement une température de fusion inférieure à 250°C. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel le matériau thermoplastique est choisi parmi le polyéthylène, le polypropylène, le polyamide 11 et leurs mélanges. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 comprenant en outre une étape b) de formation par projection thermique d'une troisième couche fonctionnalisée (13) sur une portion de la surface de la deuxième couche (12) de sorte que cette portion de la surface est disposée entre la première couche (11) et la troisième couche fonctionnalisée (13). Matériau multicouche (1) comprenant une première couche (11) en matériau composite en fibres de carbone (111) à matrice organique thermodurcissable (112) et une deuxième couche (12) en matériau thermoplastique en contact avec la première couche (11). Matériau selon la revendication 5 dans lequel le matériau thermoplastique de la deuxième couche (12) présente une température de transition vitreuse inférieure à 200°C et éventuellement une température de fusion inférieure à 250°C. Matériau selon la revendication 5 ou la revendication 6 dans lequel le matériau thermoplastique de la deuxième couche (12) est choisi parmi le polyéthylène, le polypropylène, le polyamide 11 et leurs mélanges. Matériau selon l'une quelconque des revendications 5 à 7 comprenant en outre une troisième couche fonctionnalisée (13) sur une portion de la surface de la deuxième couche (12) de sorte que cette portion de la surface est disposée entre la première couche (11) et la troisième couche fonctionnalisée (13). Matériau selon la revendication 8 dans lequel la troisième couche fonctionnalisée (13) comprend un matériau choisi parmi un métal, un oxyde, un nitrure, un carbure et leurs combinaisons. Utilisation d'un matériau multicouche (1) tel que défini dans l'une quelconque des revendications 5 à 9 dans le domaine aéronautique. Pièce aéronautique au moins en partie fabriquée dans le matériau selon l’une des revendications 5 à 9.