Brevet FR3164141A1 — publié le 20260109

Procédé de remplacement de partie manquante sur une pièce en matériau composite à matrice céramique Un procédé de remplacement d’une partie manquante d'une pièce en matériau composite à matrice céramique comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice comprenant au moins un matériau céramique et une première composition à base de silicium, le procédé comprenant : - la réalisation d’une partie de remplacement (251) à partir d’un renfort fibreux consolidé par une première phase de matrice, - le positionnement d’un premier bord de liaison (253) présent sur la partie de remplacement (251) contre un deuxième bord de liaison (153) présent sur une portion à réparer (152) de la pièce en matériau composite à matrice céramique, - l’imprégnation de la partie de remplacement et de la portion à réparer avec une deuxième composition à base de silicium. La deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure à la température de fusion de la première composition à base de silicium. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Procédé de remplacement de partie manquante sur une pièce en matériau composite à matrice céramique L'invention concerne la réparation de pièces en matériau composite à matrice céramique (CMC), c’est-à-dire comportant un renfort fibreux densifié par une matrice au moins partiellement en céramique. Les matériaux à matrice céramique (CMC) présentent de bonnes propriétés mécaniques les rendant aptes à constituer des éléments de structures et conservent avantageusement ces propriétés à températures élevées. De par leur meilleure résistance aux hautes températures, les CMC nécessitent moins de refroidissement. Dans le domaine des moteurs aéronautiques, le refroidissement est traditionnellement issu d’un prélèvement dans le compresseur qui impacte le rendement de la turbomachine. Les matériaux CMC permettent donc d’améliorer le rendement moteur, ce qui réduit la consommation de carburant. Par ailleurs, leur utilisation contribue à optimiser les performances des turbomachines notamment par la baisse de la masse globale de la turbomachine qui contribue encore à une diminution de la consommation carburant et donc à la réduction significative des émissions polluantes. Un procédé bien connu pour la fabrication de pièces en matériau CMC comprend les étapes suivantes : - consolidation d’une préforme fibreuse réalisée par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) d’une phase de carbure, par exemple de SiC, - injection d’une barbotine de poudre de céramique, par exemple de SiC, dans la préforme fibreuse (« Slurry Cast » ou « Slurry Transfer Molding ») afin de fractionner la porosité dans la préforme, et - infiltration de la préforme avec une composition à base de silicium fondu de manière à combler la porosité encore présente dans la préforme, processus de densification connu sous la désignation processus MI ("Melt Infiltration"). Les pièces en CMC peuvent être endommagées à la suite d’un choc ou d’un impact. C’est le cas par exemple des aubes de turbine ou de redresseur de moteur aéronautique qui peuvent être endommagées par des chocs lors de leur manipulation ou par des impacts avec des objets étrangers tels que des débris provenant de pièces en amont du moteur pendant leur service. Ces chocs ou impacts peuvent entraîner la rupture d’une partie de la pièce qu’il est alors nécessaire de remplacer pour pouvoir remettre la pièce en service. L’invention a pour but de proposer une solution pour le remplacement d’une ou plusieurs parties manquantes sur une pièce en matériau composite à matrice céramique. Ce but est atteint grâce à un procédé de remplacement d’au moins une partie manquante d'une pièce en matériau composite à matrice céramique comprenant un renfort fibreux en fibres réfractaires densifié par une matrice comprenant au moins un matériau céramique et une première composition à base de silicium, caractérisé en ce qu’il comprend : - une étape de réalisation d’une partie de remplacement à partir d’un renfort fibreux en fibres réfractaires au moins consolidé par une première phase de matrice, la partie de remplacement correspondant à la forme de ladite au moins une partie manquante, - une étape de positionnement d’un premier bord de liaison présent sur la partie de remplacement contre un deuxième bord de liaison présent sur une portion à réparer de la pièce en matériau composite à matrice céramique, - une étape d’imprégnation de la partie de remplacement et de la portion à réparer avec une deuxième composition à base de silicium dans un état fondu, et en ce que la deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure à la température de fusion de la première composition à base de silicium. Avec le procédé de l’invention, il est possible de reconstituer une ou plusieurs parties endommagées d’une pièce en matériau composite à matrice céramique et de remettre ainsi en service la pièce. En outre, en utilisant une deuxième composition à base de silicium ayant une température de fusion inférieure à la température de fusion de la première composition à base de silicium, la température de fusion de ladite première composition à base de silicium présente dans la pièce n’est pas atteinte lors de la co-siliciuration de la partie de remplacement et de la portion à réparer. On préserve ainsi la santé matière de la pièce. Selon une caractéristique particulière du procédé de l’invention, la deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure d’au moins 20°C, voire d’au moins 50°C à la température de fusion de la première composition à base de silicium. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, la première composition à base de silicium est choisie parmi un des composés ou alliages suivants : Si, Si-B, Si-Mo et Si-Ta tandis que la deuxième composition à base de silicium est choisie parmi un des alliages de silicium suivants : Si-Zr et Si-Ti. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, l’étape de réalisation de la partie de remplacement comprend l’introduction d’une poudre de particules de matériau céramique dans la porosité du renfort fibreux en fibres réfractaires consolidé par la première phase de matrice. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, celui-ci comprend en outre, avant l’étape d’imprégnation, une étape de dépôt d’un agent anti-mouillant sur des surfaces de la partie de remplacement présentes en dehors du premier bord de liaison et sur des surfaces de la portion à réparer présentes en dehors du deuxième bord de liaison. Cela permet de conserver le dimensionnel de la pièce dans les zones hors liaison de réparation. Dans le cas d’une pièce ayant des fonctions aérodynamiques, on préserve également les performances aérodynamiques de celle-ci. Selon une caractéristique particulière du procédé de l’invention, le premier bord de liaison comporte au moins une première partie de chevauchement et le deuxième bord de liaison comporte au moins une deuxième partie de chevauchement, ladite au moins première partie de chevauchement étant superposée sur ladite au moins deuxième partie de chevauchement lors du positionnement du premier bord de liaison contre le deuxième bord de liaison. On augmente ainsi la surface d’assemblage entre les bords de liaison, ce qui permet d’améliorer la tenue mécanique de la liaison. Les premier et deuxième bords de liaison peuvent par exemple comporter chacun une forme en biseau ou en créneau. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, celui-ci comprend en outre, avant l’étape d’imprégnation de la partie de remplacement et de la portion à réparer, le positionnement d’un ou plusieurs pions de maintien s’étendant à travers lesdites au moins première et deuxième parties de chevauchement des premier et deuxième bords de liaison. Les pions de maintien permettent d’améliorer la tenue de l’assemblage entre la partie de remplacement et la portion de la pièce à réparer ainsi que leur maintien en position avant et pendant la co-siliciuration. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels : FIG. 1 La FIG. 1 est une vue schématique en perspective d’une aube de turbine présentant une partie manquante, FIG. 2 La FIG. 2 est une vue schématique en perspective de l’aube de turbine de la FIG. 1 avec une partie de remplacement, FIG. 3 La FIG. 3 montre une partie d’aube de la FIG. 2 après positionnement de la partie de remplacement, FIG. 4 La FIG. 4 montre un exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement, FIG. 4 La FIG. 4 montre un autre exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement, FIG. 4 La FIG. 4 montre un autre exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement, FIG. 4 La FIG. 4 montre un autre exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement, FIG. 4 La FIG. 4 montre un autre exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement, FIG. 4 La FIG. 4 montre un autre exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement, FIG. 5 La FIG. 5 montre un exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement et des pions de maintien, FIG. 5 La FIG. 5 montre un autre exemple de bords de liaison avec des parties de chevauchement et des pions de maintien. L'invention s'applique d'une manière générale à toute pièce en matériau composite à matrice céramique (CMC), c’est-à-dire comprenant un renfort fibreux réalisé par exemple avec des fibres réfractaires, comme des fibres de carbone ou de céramique et densifié par une matrice comprenant au moins un matériau céramique, pouvant être par exemple du carbure de silicium (SiC), et une composition à base de silicium. L'invention sera décrite ci-après dans le cadre de son application à la réparation d’une aube de turbine de moteur aéronautique à turbine à gaz en matériau composite SiC/SiC. La FIG. 1 montre une aube de turbine 100 qui est ici réalisée en matériau composite SiC/SiC. De façon bien connue, les pièces en matériau SiC/SiC sont formées par un renfort fibreux de fibres en SiC qui est densifié par une matrice au moins partiellement en SiC. L’aube est fabriquée à partir d’une structure fibreuse destinée à former le renfort fibreux de l’aube qui est ici réalisée avec des fibres SiC haute performance comme les fibres fournies par la société japonaise Nippon Carbon sous la référence « Hi-Nicalon® » ou, de préférence, sous la référence « Hi-Nicalon Type-S® » ayant une limite d’allongement élastique élevée. La structure fibreuse est de préférence obtenue par tissage tridimensionnel ou par tissage multicouche. Par "tissage tridimensionnel" ou "tissage 3D", on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de chaîne lient des fils de trame sur plusieurs couches de trame comme par exemple un "tissage interlock". Par "tissage multicouche", on désigne ici un tissage 3D avec plusieurs couches de trame dont l'armure de base de chaque couche est équivalente à une armure de tissu 2D classique, tel qu'une armure de type toile, satin ou sergé, mais avec certains points de l'armure qui lient les couches de trame entre elles. La réalisation de la structure fibreuse par tissage 3D ou multicouche permet d'obtenir une liaison entre les couches, donc d'avoir une bonne tenue mécanique de la structure fibreuse et de la pièce en matériau composite obtenue, en une seule opération textile. Un exemple détaillé de réalisation d’une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d’une aube pour moteur aéronautique à partir d’une ébauche fibreuse tissée 3D est notamment décrit en détails dans les documents US 7 101 154, US 7 241 112 et WO 2010/061140. La structure fibreuse peut aussi être réalisée par empilement de couches ou plis bidimensionnels de fibres SiC. La structure fibreuse est mise en forme et maintenue dans sa forme au moyen d’un outillage de conformation, pour obtenir une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle de la pièce à fabriquer. Des exemples de mise en forme de préformes fibreuses à partir d’une structure fibreuse peuvent être trouvés notamment dans la demande de brevet US 2011/0293828. La préforme étant maintenue dans son outillage de conformation, par exemple en graphite, une interphase de défragilisation est formée de façon connue par infiltration chimique en phase vapeur ou CVI sur les fibres de la préforme, cette interphase étant notamment à base de nitrure de bore (BN). L'épaisseur de l'interphase est de préférence comprise entre 10 nm et 1000 nm. On réalise ensuite une prédensification ou consolidation de la préforme fibreuse comprenant la formation d’une première phase de matrice réalisée de préférence par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) avec un premier précurseur de SiC. On injecte ensuite de préférence une barbotine chargée d’une poudre de charges solides réfractaires, ici une poudre de SiC, dans la préforme fibreuse pour fractionner sa porosité interne (« Slurry Cast »), La densification de la préforme est achevée par infiltration de celle-ci avec une première composition à base de silicium à l’état fondu de manière à former une matrice céramique, processus de densification connu sous la désignation processus MI ("Melt Infiltration"). On entend ici par « composition à base de silicium » une composition comprenant du silicium en une teneur massique minimale de 85%. La première composition à base de silicium peut notamment comprendre du silicium pur ayant une température de fusion d’environ 1414°C, du borure de silicium Si-B dans lequel la proportion de bore est par exemple comprise entre 2% et 8% massique et ayant une température eutectique d’environ 1385°C, un alliage silicium/molybdène Si-Mo dans lequel la proportion de molybdène est par exemple comprise entre 2% et 10% massique et ayant une température eutectique d’environ 1406°C, ou un alliage silicium/tantale Si-Ta ayant une température eutectique d’environ 1393°C. L’aube de turbine 100 comprend une pale 110 s’étendant selon une direction longitudinale à partir d’un pied 120 formé par une partie de plus forte épaisseur, par exemple à section en forme de bulbe se raccordant par une échasse 130 à la pale 110. L’aube de turbine 100 est montée sur un rotor de turbine (non représenté sur la FIG. 1 ) par engagement du pied 120 dans un logement de forme correspondante aménagé à la périphérie du rotor. L’aube de turbine 100 comprend également, au niveau d’une échasse, un becquet de recouvrement amont 140 et un becquet de recouvrement aval 150. L’aube de turbine 100 comprend en outre, au niveau de l’éxtrémité externe de la pale 110, deux léchettes 160 et 170. Le becquet de recouvrement amont 140, le becquet de recouvrement aval 150 et les léchettes 160 et 170 correspondent à des zones de l’aube de turbine 100 qui sont susceptibles de se rompre en cas de choc ou d’impact. Dans l’exemple décrit ici, l’aube de turbine 100 a subi un choc ou un impact au niveau du becquet de recouvrement aval 150 entraînant la perte d’une partie de celui-ci correspondant à une partie manquante 151. Conformément au procédé de l’invention, on procède au remplacement de la partie manquante au niveau d’une zone de la pièce à réparer correspondant dans l’exemple décrit ici au remplacement de la partie manquante 151 au niveau d’une partie restante 152 du becquet de recouvrement aval 150 de l’aube de turbine 100. Le procédé débute de préférence par l’usinage du bord de la partie restante de la pièce à réparer, ici le bord 1520 de la partie restante 152 du becquet de recouvrement aval 150 ( FIG. 1 ). L’usinage a pour but de former sur la pièce un bord de liaison facilitant la mise en contact avec la partie de remplacement lors de l’assemblage. L’usinage consiste à former un bord de liaison avec une géométrie déterminée qui facilite son assemblage avec la partie de remplacement comme le bord de liaison 153 illustré sur la FIG. 2 . Comme expliqué ci-après, les bords de liaison de la pièce et de la partie de remplacement peuvent présenter des géométries complémentaires particulières. En cas de rupture franche d’une partie de la pièce, l’étape d’usinage n’est pas nécessaire, le bord de la partie restante de la pièce à partir duquel la partie manquante s’est détachée formant directement un bord de liaison pour la partie de remplacement. Le procédé comprend également la réalisation d’une partie de remplacement destinée à permettre la réparation de l’aube de turbine 100. La partie de remplacement est formée à partir d’un renfort fibreux en fibres réfractaires de préférence de même nature que les fibres réfractaires de la pièce à réparer. Le renfort fibreux est mis en forme pour correspondre à la forme de la partie manquante à remplacer. Il est ensuite consolidé par une première phase de matrice, de préférence identique à celle de la pièce. La FIG. 2 illustre une partie de replacement 251 ainsi obtenue et destinée à remplacer la partie manquante 151 du becquet de recouvrement 150 de l’aube de turbine 100. La partie de remplacement 251 comporte un bord de liaison 253 destiné à coopérer avec le bord de liaison 153 de la partie restante 152 du becquet de recouvrement aval 150 lors de l’assemblage de la partie de remplacement 251 avec la partie restante 152 du becquet de recouvrement aval 150. Dans l’exemple décrit ici, la partie de remplacement est assemblée avec la partie restante consolidée par une première phase de matrice. On ne sort toutefois pas du cadre de l’invention, lorsque la partie de remplacement est en outre imprégnée avec une barbotine de poudre de céramique (« Slurry Cast » ou « Slurry Transfer Molding »), par exemple de SiC avant son assembalge avec la partie restante. De même, on ne sort pas du cadre de l’invention lorsque la partie de remplacement a été consolidée par une première phase de matrice puis imprégnée avec une barbotine de poudre de céramique (« Slurry Cast » ou « Slurry Transfer Molding ») puis infiltrée avec une composition à base de silicium à l’état fondu ("Melt Infiltration"). Une fois la partie de remplacement 251 réalisée, le bord de liaison 253 présent sur la partie de remplacement 251 est positionné contre le bord de liaison 153 présent sur la partie restante 152 du becquet de recouvrement aval 150 qui correspond à la portion de la pièce en CMC à réparer comme montré sur la FIG. 3 . Un outillage de maintien (non représenté sur la FIG. 3 ) peut être utilisé pour maintenir la partie de remplacement en position contre la portion à réparer. La partie de remplacement peut être également collée contre la portion à réparer. Dans ce cas, l’outillage de maintien n’est utilisé que pendant le collage, la partie de remplacement étant par la suite maintenue par le collage. La partie de remplacement, ici la partie de remplacement 251 de becquet de recouvrement aval 150, et la portion de la pièce à réparer, ici la partie restante 152 du becquet de recouvrement aval 150, sont ensuite imprégnées avec une deuxième composition à base de silicium dans un état fondu. La partie de remplacement est ainsi assemblée sur la portion à réparer par co-siliciuration, ce qui permet de former une liaison solide entre la pièce de remplacement et la portion à réparer tout en comblant la porosité résiduelle du matériau de la partie de remplacement. Conformément à l’invention, la deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure à la température de fusion de la première composition à base de silicium utilisée pour fabriquer la pièce en CMC, ici l’aube de turbine 100. En utilisant une deuxième composition à base de silicium ayant une température de fusion inférieure à la température de fusion de la première composition à base de silicium, la température de fusion de ladite première composition à base de silicium présente dans la pièce n’est pas atteinte lors de la co-siliciuration de la partie de remplacement et de la portion à réparer. On préserve ainsi la santé matière de la pièce. La deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure d’au moins 20°C, voire d’au moins 50°C, à la température de fusion de la première composition à base de silicium. La température de fusion de la deuxième composition à base de silicium est en outre de préférence supérieure à la température d’utilisation de la pièce en matériau composite à matrice céramique qui pour une aube de turbine peut s’élever jusqu’à 1000°C. A titre d’exemples non limitatifs, la température de fusion de la deuxième composition à base de silicium est comprise entre 1200°C et 1400°C. Toujours à titres d’exemples non limitatifs, des alliages à base de silicium et de zirconium Si-Zr comprenant environ 10% molaire de zirconium et ayant une température eutectique d’environ 1370°C, à base de silicium et de titane Si-Ti comprenant environ 74% massique de silicium et ayant une température eutectique d’environ 1330°C ou à base de silicium et de nickel (Si-Ni) peuvent être utilisés comme deuxième composition à base de silicium. Selon un aspect particulier, avant l’étape d’imprégnation, un agent anti-mouillant comme par exemple du nitrure de bore (BN) peut être déposé sur les surfaces de la partie de remplacement présentes en dehors du bord de liaison, ici sur toutes les surfaces exposées de la partie de remplacemment 251 en dehors de celle du bord de liaison 253, ainsi que sur les surfaces de la portion à réparer présentes en dehors de l’autre bord de liaison, ici les surfaces exposées de la partie restante 152 en dehors de celle du bord de liaison 153. Cela permet conserver le dimensionnel de la pièce dans les zones hors liaison de réparation. Dans le cas d’une pièce ayant une fonction aérodynamique, on préserve également ses performances aérodynamiques. Selon un autre aspect particulier, la partie de remplacement et la portion à réparer peuvent être imprégnées (co-siliciurées) via un drain en carbone (fil, mat, etc.) en contact, d’une part, avec la deuxième composition à base de silicium à l’état fondu et, d’autre part, avec la partie de remplacement et/ou la portion à réparer. La deuxième composition à base de silicium est alors acheminée à l’interface d’assemblage par capillarité. Le drain en carbone peut être placé à l’interface d’assemblage entre la partie de remplacement et la portion à réparer, c’est-à-dire en interposition entre les bords de liaison. Dans ce cas, le carbone du drain réagit avec le silicium de la composition pour former du carbure de silicium, ce qui renforce l’interface de liaison entre la partie de remplacement et la portion à réparer. Comme indiqué ci-avant, les bords de liaison de la pièce et de la partie de remplacement peuvent présenter des géométries complémentaires particulières permettant de faciliter l’ancrage entre ces deux éléments. Les figures 4A à 4F montrent respectivement des parties de remplacement 20, 30, 40, 50, 60 et 70 comportant chacune un premier bord de liaison 200, 300, 400, 500, 600 et 700 et des portions d’une pièce à réparer 21, 31, 41, 51, 61 et 71 comportant chacune un deuxième bord de liaison 210, 310, 410, 510, 610 et 710. Les premiers bords de liaison 200, 300, 400, 500, 600 et 700 comportent une ou plusieurs parties de chevauchement tandis que les deuxièmes bords de liaison 210, 310, 410, 510, 610 et 710 comportent une ou plusieurs parties de chevauchement de forme complémentaire avec la forme de la ou les parties de chevauchement des premiers bords de liaisons comme par exemple la forme en biseau du premier bord de liaison 253 de la partie de remplacement 251 du deuxième bord de liaison 153 de la portion à réparer 152 décrits précédemment. D’autres formes telles que des formes en créneau, escalier, en Z, etc. peuvent être envisagées. La ou les parties de chevauchement présentes sur les premier et deuxième bords de liaison sont surperposées lors du positionnement du premier bord de liaison contre le deuxième bord de liaison. On augmente ainsi la surface d’assemblage entre les bords de liaison, ce qui permet d’améliorer la tenue mécanique de la liaison. Les figures 5A et 5B, illustrent des parties de remplacement 80 et 90 comportant chacune un premier bord de liaison 800 et 900 et des portions d’une pièce à réparer 81 et 91 comportant chacune un deuxième bord de liaison 810 et 900 qui diffère des parties de remplacement et des portions à réparer des figures 4A et 4B en ce qu’un ou plusieurs pions de maintien 82 et 92 s’étendent à travers les première et deuxième parties de chevauchement des premier et deuxième bords de liaison. Les pions de maintien 82 et 92 sont de préférence en matériau céramique comme du SiC. Les pions de maintien sont positionnés avant l’imprégnation de la partie de remplacement et de la portion à réparer avec la deuxième composition à base de silicium (co-siliciuration). Les pions de maintien permettent d’améliorer la tenue de l’assemblage entre la partie de remplacement et la portion de la pièce à réparer ainsi que leur maintien en position avant et pendant la co-siliciuration. De manière non limitative, l’invention s’applique avantageusement à la réparation des aubes mobiles de turbine, des aubes directrices de sortie (OGV), des distributeurs et des secteurs d’anneau de turbine de moteur à turbine à gaz. Procédé de remplacement d’au moins une partie manquante (151) d'une pièce en matériau composite à matrice céramique (100) comprenant un renfort fibreux en fibres réfractaires densifié par une matrice comprenant au moins un matériau céramique et une première composition à base de silicium, caractérisé en ce qu’il comprend : - une étape de réalisation d’une partie de remplacement (251) à partir d’un renfort fibreux en fibres réfractaires au moins consolidé par une première phase de matrice, la partie de remplacement correspondant à la forme de ladite au moins une partie manquante (151), - une étape de positionnement d’un premier bord de liaison (253) présent sur la partie de remplacement (251) contre un deuxième bord de liaison (153) présent sur une portion à réparer (152) de la pièce en matériau composite à matrice céramique (100), - une étape d’imprégnation de la partie de remplacement (251) et de la portion à réparer (152) avec une deuxième composition à base de silicium dans un état fondu, et et en ce que la deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure à la température de fusion de la première composition à base de silicium. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la deuxième composition à base de silicium présente une température de fusion inférieure d’au moins 20°C, voire d’au moins 50°C, à la température de fusion de la première composition à base de silicium. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la première composition à base de silicium est choisie parmi un des composés ou alliages suivants : Si, Si-B, Si-Mo et Si-Ta tandis que la deuxième composition à base de silicium est choisie parmi un des alliages de silicium suivants : Si-Zr et Si-Ti. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’étape de réalisation de la partie de remplacement (251) comprend l’introduction d’une poudre de particules de matériau céramique dans la porosité du renfort fibreux en fibres réfractaires consolidé par la première phase de matrice. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant en outre, avant l’étape d’imprégnation, une étape de dépôt d’un agent anti-mouillant sur des surfaces de la partie de remplacement (251) présentes en dehors du premier bord de liaison (253) et sur des surfaces de la portion à réparer (152) présentes en dehors du deuxième bord de liaison (153). Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le premier bord de liaison (253) comporte au moins une première partie de chevauchement et le deuxième bord de liaison (153) comporte au moins une deuxième partie de chevauchement, ladite au moins première partie de chevauchement étant superposée sur ladite au moins deuxième partie de chevauchement lors du positionnement du premier bord de liaison contre le deuxième bord de liaison. Procédé selon la revendication 6, dans lequel les premier et deuxième bords de liaison comportent chacun une forme en biseau ou en créneau. Procédé selon la revendications 6 ou 7, comprenant en outre, avant l’étape d’imprégnation de la partie de remplacement et de la portion à réparer, le positionnement d’un ou plusieurs pions de maintien (82) s’étendant à travers lesdites au moins première et deuxième parties de chevauchement des premier et deuxième bords de liaison (800, 810).