Brevet FR3155860A1 — publié le 20250530

Superalliage de nickel revêtu. L’invention concerne une pièce (100) pour turbomachine aéronautique comprenant : - un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’; - un revêtement (20) recouvrant le substrat, ledit revêtement comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume, et dans lequel la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat. Figure pour l’abrégé : Fig. 2 superalliage de nickel revêtu. Le présent exposé concerne le domaine aéronautique et plus précisément les alliages métalliques utilisés dans ce domaine et particulièrement les revêtements protecteurs de tels alliages. L’efficacité des turbomachines aéronautiques dépend de leurs températures de fonctionnement. La température de fonctionnement des turbomachines a pu connaître un accroissement ces dernières décennies, notamment grâce à l’utilisation des superalliages de nickel. Ces superalliages présentent en effet une résistance correcte au fluage à haute température conjointement à une résistance à la corrosion et à l’oxydation compatible d’une utilisation dans une turbomachine aéronautique, à des températures de fonctionnement plus élevée. Un matériau utilisé pour cette application est l’alliage commercialement disponible sous le nom AM1. Depuis le succès de ce superalliage, il a été proposé de nouvelles compositions de superalliages pour en augmenter encore davantage les propriétés mécaniques à haute température et envisager ainsi une nouvelle augmentation de la température des turbomachines. Ce faisant, la composition des superalliages a connu une diminution significative de la teneur en chrome par rapport à l’AM1, ce qui a conjointement conduit à une sensibilité accrue des nouveaux alliages à l’environnement d’une turbomachine aéronautique. Il a été proposé de compenser cette sensibilité par le développement de nouveaux revêtements de protection, améliorant la résistance à l’oxydation ou à la corrosion du substrat sous-jacent, et permettant une excellente tenue de la barrière thermique, habituellement disposée sur l’extérieur des pièces de turbomachine pour les protéger de la température. Néanmoins, aux températures mises en jeu dans la turbomachine, la diffusion permet une mobilité conséquente des atomes si bien qu’il est souvent observé des transformations de phases dans le revêtement. Ces transformations de phases ont pour conséquence des créer des ondulations de la surface entre le substrat et le revêtement, ce qui favorisent l’écaillage de la barrière thermique. On parle alors de « rumpling », selon le terme anglais consacré, pour caractériser l’apparition de ces ondulations de surface entre le substrat et le revêtement causant une perte d’adhérence de la barrière thermique disposée sur le revêtement. Pour les superalliages revêtus les plus récents, plus riches en rhénium et plus pauvres en chrome que l’AM1, il a été constaté en plus du rumpling l’apparition de zones de réactions secondaires (ou « SRZ » pour l’acronyme en langue anglaise « Secondary Reaction Zone ») qui diminuent la durée de vie de l’ensemble de la pièce. De telles zones sont causées par l’interdiffusion des éléments du revêtement et du substrat. Plus précisément, certains des éléments du revêtement migrent vers le substrat et certains des éléments du substrat migrent vers le revêtement ce qui crée entre le substrat et le revêtement une zone d’une phase distincte à la fois du substrat et du revêtement. Une telle zone diminue significativement les caractéristiques mécaniques du superalliage revêtu. En effet, ces zones sont associées à des dégradations de la microstructure et en conséquence une diminution des propriétés de résistance mécanique en particulier une moins bonne résistance aux fissures causant finalement une mauvaise tenue de la barrière thermique et donc une usure prématurée des pièces en fonctionnement. Ainsi, il demeure un besoin pour un matériau présentant des propriétés mécaniques et une résistance à l’oxydation permettant l’augmentation des températures de fonctionnement des turbomachines aéronautique par rapport à celles permises grâce à l’AM1. L’invention vise à proposer une solution aux problèmes exposés plus haut. Pour cela, elle concerne selon un premier de ses aspects une pièce pour turbomachine aéronautique comprenant : - un substrat en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’; - un revêtement recouvrant le substrat, ledit revêtement comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume, et dans lequel la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat. Le mode de réalisation proposé ci-dessus permet de s’affranchir des inconvénients des revêtements de l’art antérieur et proposer une solution plus avantageuse que l’AM1 revêtu pour les pièces de turbomachine. La couche de revêtement comprend pour plus de 95 % en volume une phase γ’ ce qui permet une limitation de la diffusion. La limitation de la diffusion est particulièrement avantageuse car elle permet de limiter l’apparition de zones de réactions secondaires ce qui permet à la couche de revêtement de conserver une excellente intégrité et une microstructure très stable même à haute température. Notamment, l’apparition des ondulations de surface (rumpling) entre le revêtement et le substrat sont évitées par la limitation de la diffusion. L’absence de ces ondulations de surface permet une excellente tenue de la barrière thermique, et ainsi une durée de vie allongée pour la pièce dans son ensemble. Ainsi, le revêtement permet de répondre non seulement aux exigences environnementales et mécaniques, en offrant d’une part une excellente protection contre la corrosion et l’oxydation et d’autre part des caractéristiques mécaniques compatibles de l’application souhaitée. En outre, le revêtement comprend une composition très proche de la phase γ’ d’un superalliage de nickel, afin de diminuer l’interdiffusion. Cette composition assure également que le revêtement comprenne pour plus de 95% en volume de la phase γ’. La solution proposée permet d’assurer une excellente compatibilité chimique entre le substrat et son revêtement. En outre, le revêtement joue un rôle de protection contre l’oxydation. L’expression « la teneur massique d’un élément est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du substrat » entend signifier que la teneur massique de l’élément est comprise entre (X-2) % et (X+2)%, où X est en pourcentage, la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du substrat. La formulation ci-dessus entend signifier que le revêtement comprend les mêmes éléments que la phase γ’ du substrat et que chaque élément présent hormis le chrome et l’aluminium est compris en la même teneur à 2,0 % près qu’il ne l’était dans la phase γ’ du substrat. Il est entendu que cette formulation couvre les cas où certains éléments étaient présents dans la phase γ’ du substrat en une teneur massique inférieure ou égale à 1,5% et ne sont pas présents dans le revêtement. En revanche, de manière préférée, aucun élément présent dans le revêtement n’est absent du substrat. En d’autres termes, le revêtement ne comprend que des éléments présents dans la phase γ’ du substrat. De préférence, la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium dans le revêtement est égale à plus ou moins 1,0% près, voire à 0,7% près, voire à 0,3 % près, mieux à 0,15% près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat. Ces modes de réalisation sont préférés encore davantage, car plus le revêtement a une composition proche de la phase γ’ du substrat et plus la compatibilité chimique entre le substrat et le revêtement est importante. Dans un mode de réalisation la teneur en chrome et en aluminium est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ du superalliage du substrat. La variation possible de la teneur en chrome et en aluminium, présents en plus grande proportions dans l’alliage que les autres éléments assure qu’il soit possible de faire varier les autres éléments autant que souhaité, tout en garantissant au revêtement d’excellentes propriétés de résistance à l’oxydation et d’excellentes propriétés mécaniques. Dans un mode de réalisation, il est même encore préférable de diminuer la teneur des éléments tels que le molybdène, le rhénium qui ne joue pas un rôle capital pour la protection à l’oxydation du substrat et qui ne sont initialement présente qu’en faible quantité. Dans un mode de réalisation, il est même encore préférable de diminuer la teneur des éléments tels que le ruthénium pour des raisons de coûts. Dans un mode de réalisation, il est préférable de diminuer la teneur en titane dans le revêtement par rapport à la teneur du titane dans la phase γ’ du substrat car cela améliore la durée de vie de la barrière thermique. Dans un mode de réalisation, il est préférable d’augmenter la teneur en tantale dans le revêtement par rapport à la teneur du tantale dans la phase γ’ du substrat. Dans un mode de réalisation, il est important d’augmenter la teneur en chrome dans le revêtement par rapport à la teneur du chrome dans la phase γ’ du substrat pour assurer la bonne protection contre l’oxydation et la corrosion. Dans un mode de réalisation le substrat comprend une teneur en chrome inférieure ou égale à 7 % et une teneur en rhénium supérieure ou égale à 2,5 % voire supérieure ou égale à 4,0 %. De telles teneurs sont caractéristiques des superalliages de nickel de dernière génération qui présentent moins de chrome et plus de rhénium que les alliages de la génération de l’AM1. Dans ces alliages de nouvelle génération, l’apparition de zones de réactions secondaires avec les revêtements de l’art antérieurs est très marquée, et les effets d’un revêtement tel que décrit plus haut sont d’autant plus intéressants. En effet, ces zones de réactions secondaires peuvent être évitées grâce aux revêtements décrits ce qui, en plus des avantages déjà décrits, améliore significativement les propriétés mécaniques de la pièce résultante. Dans un mode de réalisation, le substrat peut être choisi parmi les superalliages de nickel commercialement disponibles sous les dénominations CMSX-4 PLUS, MCNG, CMSX-10. Dans un mode de réalisation, le revêtement comprend une teneur en titane inférieure ou égale à 0,1 %. En effet, les inventeurs ont identifié que le titane n’était pas souhaitable dans un revêtement de l’invention, car il peut avoir un rôle délétère dans la tenue de la barrière thermique. Dans un mode de réalisation, le revêtement comprend une teneur en soufre, en carbone et en oxygène inférieure ou égale inférieure à 50 ppm. Dans un mode de réalisation, le revêtement est disposé directement au contact du substrat. Dans un mode de réalisation, la pièce peut comprendre en outre une couche de barrière thermique, par exemple disposée sur le revêtement. Dans un mode de réalisation, la pièce de turbomachine ne comprend pas d’autres couches que le substrat, le revêtement, qui est disposé directement au contact du substrat et éventuellement la couche barrière thermique, qui est de préférence disposée directement au contact du revêtement. Ce mode de réalisation est particulièrement avantageux, car il permet d’obtenir simplement une pièce de turbomachine avec une constitution très simple. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur massique en platine inférieure ou égale à 0,1%. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur massique en cobalt inférieure ou égale à 0,1%. Les inventeurs ont en outre vérifié que ces compositions permettent une excellente tenue de la barrière thermique sur la pièce de turbomachine. Le revêtement permet en effet d’éviter l’apparition des phénomènes causant une délamination de la barrière thermique tout en garantissant une excellente protection du substrat contre la corrosion et l’oxydation, et cela avec des substrats par essence plus sensibles à la corrosion et l’oxydation que l’AM1. Dans un mode de réalisation, le substrat comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 % et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire. Il est connu que la teneur des phases varie en fonction de la température. Les valeurs données sont entendues à la température effective de fonctionnement de la pièce, par exemple entre 1000°C et 1200°C. Par « en une teneur volumique complémentaire » il est entendu que la somme des teneurs volumique en phase γ et en phase γ’ est égale à 100%, comme le substrat est constitué d’une phase γ et en phase γ’. Le revêtement comprend une phase γ’ pour plus de 95 % en volume ce qui lui permet d’assurer que le revêtement ne soit pas sujet à des modifications de microstructure, et cela tout au long de sa durée de vie. En effet, l’évolution de la phase γ’ vers γ ne crée aucune ondulation de surface (rumpling) et est outre extrêmement lente, car on est proche de l’équilibre avec le substrat dans les conditions rencontrées dans la turbomachine. En s’assurant que la phase γ’ compte initialement pour plus de 95 % en volume du revêtement, on garantit que l’évolution microstructurale impacte très peu la structure du revêtement. Dans un mode de réalisation, le revêtement comprend une phase γ’ pour plus de 99% en volume, voire est constitué d’une phase γ’. Comme indiqué plus haut, plus la phase γ’ est présente et moins l’évolution microstructurale du revêtement est à craindre. En outre, la phase γ’ du revêtement permet d’assurer une meilleure résistance en fluage qu’un revêtement comprenant d’autres phases, un coefficient de dilatation très proche de celui du substrat et enfin une compatibilité chimique avec le substrat suffisamment bonne pour éviter l’apparition de zones de réactions secondaires. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur du revêtement est comprise entre 5,0 µm et 100 µm, voire est comprise entre 20 µm et 50 µm. Une telle épaisseur de revêtement est plus faible que celle des revêtements de l’art antérieur pour des propriétés comparables, ce qui permet un gain de masse pour les pièces. Dans un mode de réalisation, la composition moyenne du revêtement est constante dans l’épaisseur du revêtement. Dans un mode de réalisation, la pièce de turbomachine est une aube de turbomachine, et de préférence une aube de partie chaude de turbomachine. En effet, l’invention est très avantageuse pour de telles pièces en particulier car l’invention permet de diminuer l’épaisseur des revêtements pour des propriétés de résistance équivalente, et les aubes de turbomachines, dont la géométrie est contrainte pour des raisons aérodynamiques, bénéficie tout particulièrement de cet avantage. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne encore un procédé d’obtention d’une pièce de turbomachine aéronautique telle que décrite plus haut. Un tel procédé comprend : - une étape de revêtement de la surface externe d’un substrat en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’, par un revêtement recouvrant le substrat, ledit revêtement comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume, et dans lequel la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium est égale à plus ou moins 2,0% près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat. Dans un mode de réalisation, le procédé peut comprendre en outre, après l’étape de revêtement un traitement thermique d’homogénéisation et d’amélioration de l’accroche du substrat. entre 1000°C et 1200°C sous vide ou sous atmosphère l’argon ou d’oxygène pendant 1 heure et 6 heures. Dans un mode de réalisation, l’étape de revêtement peut être réalisée par dépôt physique en phase vapeur (en anglais « Physical Vapor Deposition » ou PVD) par exemple sous un faisceau d’électron (en anglais « Electron Beam Physical Vapor Deposition » ou EB-PVD), par arc ou par magnétron, par projection à la flamme à grande vitesse (en anglais « High Velocity Oxygen Fuel » ou HVOF) ou par un procédé plasma. L’ensemble de ces procédés permet de fabriquer le revêtement directement constitué pour plus de 95% en volume d’une phase γ’ ce qui assure une limitation de l’interdiffusion. La très faible interdiffusion entre le substrat et le revêtement assure l’absence de zones de réactions secondaires qui assure l’obtention des effets techniques décrits plus haut pour le revêtement, notamment une meilleure stabilité dans le temps de la barrière thermique disposée sur le revêtement que celle qui peut être observé pour des revêtements de l’art antérieur. En outre, ces méthodes assurent que le revêtement soit déposé et ne soit pas lui-même obtenu par diffusion des éléments du substrat vers le revêtement, ce qui assure l’absence de zones de réactions secondaires. Le traitement d’homogénéisation s’il est présent permet d’assurer une excellente reproductibilité de la pièce obtenue. Une telle étape n’est en toute rigueur pas nécessaire mais peut être réalisée par précaution pour assurer que toutes les pièces produites par le procédé aient une histoire thermique identique, et qu’elles présentent ainsi une homogénéité de composition. Eventuellement le procédé comprend en outre une étape de dépôt d’une barrière thermique. La barrière thermique peut être déposée sur le revêtement par des méthodes connues en tant que telles et de préférence identiques à celles utilisées pour le dépôt du revêtement. Le procédé proposé ici permet alors, à la différence des procédés de l’art antérieur, d’obtenir le revêtement en une unique étape de dépôt, réalisée dans une unique machine. De manière classique, les procédés de dépôt de l’art antérieur comprennent une étape initiale de dépôt de platine électrolytique suivie d’une étape d’aluminisation réalisé par dépôt chimique en phase vapeur qui nécessite de changer de machine entre les deux étapes. Ce mode de réalisation permet un gain de temps et une simplicité de dépôt améliorée comparativement aux procédés de l’art antérieur. Les caractéristiques du revêtement, tant la composition que la microstructure, assurent une excellente tenue dans le temps du revêtement et de la barrière thermique disposée sur le revêtement. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne une turbomachine aéronautique comprenant une pièce telle que décrite plus haut et dans laquelle ladite pièce est une aube. Une telle turbomachine peut être utilisée à des températures plus élevées que celles de l’art antérieur ce qui lui permet d’avoir un meilleur rendement. En effet, les aubes revêtues telles que décrites plus haut offrent une meilleure résistance à l’oxydation et une meilleure tenue en température que les aubes de l’art antérieur ce qui permet dans l’ensemble de faire fonctionner la turbomachine à plus haute température. FIG. 1 La FIG. 1 est une représentation schématique d’une turbomachine. FIG. 2 La FIG. 2 représente une aube de turbomachine revêtue selon un mode de réalisation de l’invention. L’invention est à présent décrite au moyen de figures, présentes à but descriptif pour illustrer certains modes de réalisation de l’invention et qui ne doivent pas être interprétées comme limitant cette dernière. La FIG. 1 représente, en coupe selon un plan vertical passant par son axe principal A, un turboréacteur à double flux 1. Il comporte d’amont en aval selon la circulation du flux d’air, une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7. Dans la présente demande, les termes relatifs de positionnement par exemple « amont », « aval », « interne » et « externe » seront entendus par rapport à l’axe horizontal A du carter définissant la direction axiale, parcouru dans le sens d’écoulement des flux d’air principaux et secondaire de la turbomachine. Ainsi, un élément dit « amont » sera traversé avant un élément dit « aval » et un élément dit « interne » sera plus proche de l’axe A qu’un élément « externe ». La FIG. 2 représente une aube mobile, qui peut appartenir à un compresseur basse pression 3, à un compresseur haute pression 4, à une turbine haute pression 6, ou à une turbine basse pression. Plus précisément, l’aube 100 comprend : - un substrat 10 en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’; et - un revêtement 20 recouvrant le substrat 10, ledit revêtement comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume, et dans lequel la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat ; et - une couche de barrière thermique 30. Dans le mode de réalisation décrit en FIG. 1 et bien que cela ne soit pas nécessaire, l’aube 100 comprend en outre une barrière thermique 30. Comme cela est décrit plus haut une telle aube offre une meilleure tenue à la température et une meilleure accroche de la barrière thermique résultant en une plus grande durée de vie de la pièce comparativement aux pièces de turbomachines de l’art antérieur. La FIG. 2 illustre en outre ce qui est entendu par « l’épaisseur » e 1 du revêtement 20. Ce mot prend ici et dans la demande son sens classique à savoir la plus petite distance qu’il est nécessaire de parcourir pour traverser le revêtement de part en part. Dans la présente demande, les phases γ et γ’ d’un superalliage de nickel auront la signification habituelle dans le domaine. Les superalliages base nickel peuvent être constitués d’une phase γ (ou matrice) de type austénitique cubique à face centrée γ-Ni, contenant éventuellement des additifs en solution solide de substitution α (Co, Cr, W, Mo), et d’une phase γ’ (ou précipités) de type γ’-Ni 3 X, avec X = Al, Ti ou Ta. La phase γ’ possède une structure L 12 ordonnée, dérivée de la structure cubique à face centrée, cohérente avec la matrice, c’est-à-dire ayant une maille atomique très proche de celle-ci. La détermination d’une quantité de phase dans un substrat ou un revêtement donné peut être faite par des procédés connus de l’homme de l’art, par exemple par diffraction aux rayons ou par la succession d’une étape d’analyse au microscope EDS pour déterminer la composition chimique et d’une étape de simulation réalisée sur la base de la composition chimique exacte déterminée par l’analyse EDS. La simulation est réalisée par des outils connus en tant que tels par exemple au moyen du logiciel THERMOCALC ®. Dans un mode de réalisation, le substrat peut être choisi parmi les superalliages de nickel commercialement disponibles sous les dénominations CMSX-4 PLUS, MCNG, CMSX-10. Comme décrit plus haut, le revêtement 20 est un alliage de nickel et comprend pour plus de 95% en volume une phase γ’. Sur le mode décrit, l’aube 100 comprend en outre une couche de barrière thermique 30 disposée sur le revêtement. De préférence, la couche de barrière thermique 30 est une surface externe de l’aube 100. Dans un mode de réalisation, la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zircone yttriée. Dans un mode de réalisation, la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zirconate de gadolinium (Gd 2 Zr 2 O 7 ). Dans un mode de réalisation la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zircone yttriée et une couche de zirconate de gadolinium disposée directement au contact l’une de l’autre. A des fins d’illustration, la couche de barrière thermique est ici représentée par une unique couche 30. La FIG. 2 illustre l’épaisseur e 2 de la barrière thermique 30. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur e 2 de la barrière thermique 30 peut être comprise entre 100 µm et 200 µm. Ainsi que cela a été exposé plus haut, il est du mérite des inventeurs d’avoir compris qu’un revêtement dont la composition est très proche de la phase γ’ d’un superalliage de nickel permettrait de protéger celui-ci de l’oxydation sans créer d’ondulations de surface ni de zones de réactions secondaires dans le cas particulier des alliages de nouvelle génération. Cela assure une stabilité au revêtement tout au long de sa durée de vie, car l’interdiffusion est accélérée lorsque les phases sont différentes entre le substrat et le revêtement ce qui n’est pas le cas ici. La seule différence, relativement faible, de composition chimique entre le substrat et le revêtement n’est pas une force motrice suffisante pour que l’interdiffusion soit pénalisante à l’échelle de la durée de vie de la pièce considérée. A des fins d’explicitation d’un mode de réalisation de l’invention il est proposé ci-après des valeurs de composition du substrat et du revêtement dans un cas particulier de réalisation et pour un superalliage donné. Il est entendu que l’invention n’est pas limitée à ce seul superalliage à titre de substrat et que la démarche décrite peut être appliquée à d’autres superalliages pour déterminer la composition chimique de la phase γ’ du substrat pour déterminer la composition acceptable pour le revêtement. Partant d’un substrat en MC-NG, la composition de la phase γ’ est déterminée via une première étape de détermination de la composition générale de l’alliage suivie d’une étape de simulation numérique réalisée par le logiciel THERMOCALC. Partant de la composition de la phase γ’, les inventeurs ont proposés de déposer un revêtement dont la composition s’approche de la composition de la phase γ’ en conservant des bornes de teneurs s’éloignant au plus de 1,5% autour de la composition de la phase γ’. Le [tableau 1] ci-dessous indique la composition déterminée pour le substrat en entier (ligne 1) et pour la phase γ’ seule de ce superalliage (ligne 2) et la composition proposée pour le revêtement (ligne 3). Dans le tableau ci-dessous % entend indiquer que le nickel forme le complément à 100 de la composition et -- entend signifier que l’élément n’est pas plus présent que sous forme de traces. Les inventeurs ont alors constaté que le revêtement avec la composition proposée était bien à plus de 95% constitué de phase γ’ et permettait une augmentation de la résistance de l’alliage aux hautes températures. Pièce (100) pour turbomachine aéronautique comprenant : - un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’; - un revêtement (20) recouvrant le substrat, ledit revêtement comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume, et dans lequel la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat. Pièce (100) pour turbomachine aéronautique selon la revendication 1, comprenant en outre une barrière thermique (30) disposée sur le revêtement (20). Pièce (100) pour turbomachine aéronautique selon la revendication 1 ou 2 qui ne comprend que le substrat (10), le revêtement (20), qui est disposé directement au contact du substrat et le cas échéant une barrière thermique (30), disposée directement au contact du revêtement. Pièce (100) pour turbomachine aéronautique selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le revêtement (20) comprend une teneur massique en platine inférieure ou égale à 0,1 %. Pièce (100) pour turbomachine aéronautique selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le revêtement (20) comprend une teneur massique en cobalt inférieure ou égale à 0,1 %. Pièce (100) pour turbomachine aéronautique selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le substrat (10) comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 % et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire. Pièce (100) pour turbomachine aéronautique selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel le substrat (10) comprend une teneur en chrome inférieure ou égale à 7 % et une teneur en rhénium supérieure ou égale à 2,5 %. Procédé d’obtention d’une pièce de turbomachine aéronautique selon l’une des revendications 1 à 7, lequel comprend : - une étape de revêtement de la surface externe d’un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’, par un revêtement (20) recouvrant le substrat, ledit revêtement comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume, et dans lequel la teneur massique en chaque élément hormis le chrome et l’aluminium est égale à plus ou moins 2,0 % près à la teneur massique de l’élément dans la phase γ’ du superalliage du substrat ; et - éventuellement un traitement thermique d’homogénéisation et d’amélioration de l’accroche du substrat entre 1000°C et 1200°C sous vide ou sous atmosphère l’argon ou d’oxygène pendant 1 heure et 6 heures. Procédé selon la revendication 8, dans lequel l’étape de revêtement est réalisée par dépôt physique en phase vapeur (en anglais « Physical Vapor Deposition » ou PVD) éventuellement sous un faisceau d’électron (en anglais « Electron Beam Physical Vapor Deposition » ou EB-PVD), par projection à la flamme à grande vitesse (en anglais « High Velocity Oxygen Fuel » ou HVOF) ou par un procédé plasma. Turbomachine aéronautique comprenant une pièce (100) selon l’une des revendications 1 à 7, ladite pièce étant une aube.