Brevet FR3155229A1 — publié le 20250516

Réparation de pièc es en matériau composite à matrice céramique Un procédé de réparation d'une pièce (11) en matériau composite à matrice céramique (100) comprenant un renfort fibreux en fibres réfractaires densifié par une matrice comprenant au moins un matériau céramique, le procédé comprend le retrait du matériau composite (100) au niveau d’une zone endommagée sur la pièce de manière à former une portion évidée. Le comprend en outre : - le dépôt d’une ou plusieurs bandes de réparation (40) dans la portion évidée, chaque bande de réparation comprenant au moins une poudre de silicium, une poudre d’un matériau céramique identique audit au moins un matériau céramique de la matrice et un liant, et - le chauffage de la ou les bandes de réparation (40) déposées à une température supérieure à la température de fusion du silicium. Figure pour l’abrégé : Fig. 5. Réparation de pièces 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. Les pièces en CMC peuvent être endommagées à la suite d’un choc ou impact. C’est le cas par exemple des aubes de turbine ou de redresseur de moteur aéronautique qui sont soumises en service à des impacts avec des objets étrangers tels que des oiseaux ou débris quelconques. La zone endommagée doit être réparée avant de pouvoir remettre la pièce en service. Le document US 2013/022471 divulgue un procédé de réparation d’une aube de turbine en CMC qui consiste à remplir une cavité dans l’aube avec une pâte céramique comprenant une poudre céramique et un liant, à chauffer la pâte pour retirer le liant et former un matériau céramique poreux, puis à infiltrer le matériau céramique poreux avec un matériau céramique fondu. Cependant, ce procédé est relativement complexe à mettre en œuvre car il nécessite une première étape de remplissage de la cavité avec une pâte céramique et une deuxième étape d’infiltration avec un matériau céramique fondu. Ces deux étapes impliquent en outre de chauffer deux fois l’aube à réparer : une fois pour retirer le liant et une autre fois lors de l’infiltration avec le matériau céramique fondu. L’invention a pour but de proposer une solution pour la réparation de pièces en matériau composite à matrice céramique à la fois fiable et simple à mettre en œuvre. Ce but est atteint grâce à un procédé de réparation 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, le procédé comprenant le retrait du matériau composite au niveau d’une zone endommagée sur la pièce de manière à former une portion évidée, le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend en outre : - le dépôt d’une ou plusieurs bandes de réparation dans la portion évidée, chaque bande de réparation comprenant au moins une poudre de silicium, une poudre d’un matériau céramique identique audit au moins un matériau céramique de la matrice et un liant, et - le chauffage de la ou les bandes de réparation déposées à une température supérieure à la température de fusion du silicium. L’utilisation d’une poudre de silicium dans la ou les bandes de réparation permet d’accroître la tenue mécanique de la réparation. En effet, la fusion de la poudre de silicium permet de braser les particules de céramique au matériau composite de la pièce à réparer. On assure ainsi une bonne cohésion entre le matériau de réparation et le matériau composite de la pièce. En outre, une seule étape de chauffage suffit pour éliminer le liant et faire fondre le silicium. L’exposition thermique de la pièce à réparer est, par conséquent limitée. Selon une caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, la ou les bandes de réparation déposées sont chauffées au moyen d’un faisceau laser. On réalise ainsi un chauffage local de la ou des bandes de réparation sans soumettre l’ensemble de la pièce à des températures élevées. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, la ou les bandes de réparation sont collées par thermocompression. Cela permet d’assurer le maintien en position de chaque bande de réparation dans la portion évidée. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, chaque bande de réparation contient entre 10 % et 25 % en volume de poudre de silicium. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, chaque bande de réparation contient entre 10% et 25 % en volume de poudre de matériau céramique. Selon une caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, la teneur totale en poudre est comprise entre 20 % et 50 % en volume de poudre et de préférence entre 25 % et 40 %. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, chaque bande de réparation comprend en outre des fibres réfractaires courtes discontinues comme par exemple en carbure de silicium ou SiC ou en alumine. Cela permet d’accroître le caractère structural du matériau de réparation. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, chaque bande de réparation comprend en outre un plastifiant. Un plasitifiant facilite la formation de la bande de réparation et confère à celle-ci des propriétés notamment utiles pour sa mise en oeuvre (flexibilité pour la manipulation). Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, chaque bande de réparation comprend en outre une poudre de carbone. Le carbone réagit avec la poudre de silicium pour former du SiC et accroitre le taux de SiC dans la zone réparée. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, le matériau céramique de la poudre est en carbure de silicium ou SiC. Lorsque chaque bande de réparation comprend une poudre de carbone, l’augmentation du taux de SiC dans la zone réparée au détriment du silicium libre permet donc de rapprocher la composition de la zone réparée de celle de la matrice céramique de la pièce. Selon une autre caractéristique particulière du procédé de réparation de l’invention, chaque bande de réparation comprend en outre une poudre de bore. L’ajout de bore permet de limiter la réactivité du silicium présent dans la bande de réparation avec le matériau composite à matrice céramique réparé. 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 zone endommagée, FIG. 2 La FIG. 2 est une vue partielle en coupe de l’aube de la FIG. 1 suivant le plan de coupe II, FIG. 3 La FIG. 3 montre la partie d’aube de la FIG. 2 après préparation de la zone endommagée, FIG. 4 La FIG. 4 montre la partie d’aube de la FIG. 3 après dépôt de plusieurs bandes de réparation, FIG. 5 La FIG. 5 montre le chauffage des bandes de réparation déposées dans la partie d’aube de la FIG. 3 , FIG. 6 La FIG. 6 montre la partie d’aube de la FIG. 5 après fusion de la poudre de silicium présente dans les bandes de réparation. 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 notamment du carbure de silicium ou SiC, du nitrure de silicium ou Si 3 N 4 , ou de l’alumine ou Al 2 O 3 . 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 11 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 en fibres de carbure de silicium (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 interlock", on entend ici une armure de tissage 3D dont chaque couche de chaîne lie plusieurs couches de trames avec tous les fils de la même colonne de chaîne ayant le même mouvement dans le plan de l'armure. 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 de la préforme fibreuse comprenant la formation d’une première phase de matrice par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) avec un premier précurseur de SiC. On injecte ensuite une barbotine chargée d’une poudre de charges solides 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 du silicium fondu ou un alliage de celui-ci de manière à former une matrice céramique, processus de densification connu sous la désignation processus MI ("Melt Infiltration"). L’aube de turbine 11 comprend une pale 110 s’étendant en direction longitudinale et un pied 111 formé par une partie de plus forte épaisseur, par exemple à section en forme de bulbe se raccordant par une échasse 112 à la pale 110. L’aube 11 est montée sur un rotor de turbine (non représenté sur la FIG. 1 ) par engagement du pied 111 dans un logement de forme correspondante aménagé à la périphérie du rotor. Sur les figures 1 et 2, l’aube 11 présente une zone endommagée 20 résultant par exemple d’un impact avec un objet ingéré par le moteur ou d’un débris provenant d’une pièce du moteur. Sur la FIG. 2 et dans l’exemple décrit ici, l’aube 11 comprend un matériau SiC/SiC 100 définissant la forme générale de l’aube et en particulier son volume. Le matériau composite comporte ici un revêtement 101 comme par exemple un revêtements de protection de type barrière environnementale (aussi appelée « EBC » de l’anglais « Environnemental Barrier Coating ») pour protéger le matériau SiC/SiC 100 de la corrosion à haute température. La réparation de l’aube 11 débute par l’usinage, par exemple par abrasion, de l’aube au niveau de la zone endommagée 20 afin de retirer le matériau composite touché. Le retrait du matériau composite est réalisé sur une surface et une profondeur déterminées de l’aube dans la zone identifiée comme endommagée. On obtient ainsi, comme illustrée sur la FIG. 3 , une portion évidée 30 qui débouche sur la surface externe de l’aube 11. Conformément à l’invention, une ou plusieurs bandes de réparation 40 sont déposées dans la portion évidée 30. Dans l’exemple décrit ici à la FIG. 4 , plusieurs bandes de réparation 40 sont déposées afin de combler la portion évidée 30. Chaque bande de réparation 40 comprend au moins une poudre de silicium, une poudre d’un matériau céramique identique à celui du matériau céramique présent dans la matrice du matériau de la pièce, ici du carbure de silicium et un liant. Chaque bande de réparation peut être préparée par une technique de coulage en bande, notamment connue sous la dénomination « tape casting » en anglais. Un tel principe est relativement simple et consiste en ce qu’une barbotine est déposée sur un support par un passage d’un sabot. Un réglage d’une épaisseur du dépôt est assuré par un système constitué de deux lames. Pour réaliser une bande de réparation selon l’invention, une barbotine comprenant au moins une poudre de silicium, une poudre d’un matériau céramique identique à celui du matériau céramique présent dans la matrice du matériau de la pièce, un liant et un solvant organique est utilisée. Une feuille de barbotine est ainsi déposée puis séchée afin d’éliminer le solvant, permettant ainsi d’obtenir une bande de réparation. Chaque bande de réparation présente une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 1 mm et de préférence entre 0,2 mm et 0,6 mm. Chaque bande contient entre 10 % et 25 % en volume de poudre de silicium et entre 10 % et 25 % en volume de poudre de matériau céramique identique à celui du matériau céramique présent dans la matrice du matériau de la pièce, dans l’exemple décrit ici du SiC, le reste de la bande étant composé du liant et, le cas échéant, d’un plastifiant lorsque la bande ne comprend pas d’autres éléments. En présence du plastifiant, le ratio massique liant / plastifiant est de préférence compris entre 0,4 et 0,6. La poudre de silicium est micronique avec une taille de particules moyenne comprise entre 1 µm et 10 µm et préférentiellement entre 1 µm et 5 µm. La poudre de matériau céramique identique à celui du matériau céramique présent dans la matrice du matériau de la pièce, dans l’exemple décrit ici la poudre de SiC, est micronique avec une taille de particules moyenne comprise entre 1 µm et 10 µm et préférentiellement entre 1 µm et 5 µm. Le liant peut être choisi parmi un des liants organiques suivants : PVA, Degalon 920 (polymère acrylique), Polyvinylbutyral (PVB), glycérol, Polyvinylpyrolidone (PVP). Le plastifiant peut être notamment du polyéthylène glycol ou PEG, produit à base de phtalates comme du Dibutylphtalate par exemple). Dans l’exemple décrit ici, les bandes de réparation 40 sont constituées de : - 20 % en volume de poudre de SiC, - 15 % en volume de poudre de Si, - 65 % en volume de liant et de plastifiant avec un ratio massique liant / plastifiant de 0,5. La ou les bandes de réparation selon l’invention peuvent en outre comprendre un ou plusieurs des éléments ou composés suivants : - des fibres réfractaires, par exemple de SiC ou d’alumine, courtes discontinues ayant une taille comprise entre 100 µm et 1000 µm et en un matériau de préférence identique au matériau des fibres de la pièce à réparer, ces fibres courtes permettant d’augmenter le caractère structural de la réparation, ces fibres étant de préférence de même nature que celle des fibres du renfort fibeux de la pièce à réparer, - une poudre de carbone, - une poudre de bore. La ou les bandes de réparation peuvent être déposées dans la zone évidée par thermocompression, par exemple via une presse chauffante ou un autoclave. Cela permet de coller et, par conséquent, de maintenir en position la bande déposée sur la surface de la portion évidée ou sur une bande de réparation sous-jacente. Une fois la ou les bandes de réparation 40 déposées dans la portion évidée 30, on procède à un traitement thermique de la ou des bandes à une température supérieure à la température de fusion du silicium, à savoir à une température supérieure à 1400°C. Le chauffage de la ou les bandes de réparation est de préférence un chauffage local. A cet effet, la ou les bandes de réparation peuvent être chauffées au moyen d’un faisceau laser 61 émis par un laser 60 comme illustré sur la FIG. 5 . Le chauffage de la ou des bandes de réparation à une température supérieure à la température de fusion du silicium permet de réaliser en une seule étape l’élimination du liant et du plastifiant présents dans chaque bande de réparation et la fusion des particules de silicium présentes dans chaque bande de réparation. Grâce à la fusion des particules de silicium, on assure une bonne cohésion entre le matériau de réparation déposé et le matériau composite de la pièce à réparer. L’intégrité de la pièce réparée peut être ainsi préservée. La pièce à réparer munie de la ou les bandes de réparation peut être également chauffée dans un four à une température supérieure à la température de fusion du silicium (1410°C). Après l’étape de chauffage et comme représenté sur la FIG. 6 , on obtient une portion de réparation 50 comprenant au moins un matériau céramique identique à celui de la matrice de la pièce, dans l’exemple décrit ici du SiC, et du silicium. Dans le cas où la ou les bandes de réparation comprennent en outre des fibres réfractaires courtes discontinues, la portion de réparation comprend en outre un renfort fibreux constitué de ces fibres qui permet d’améliorer le caractère structural de la réparation. Dans l’exemple décrit ici, le matériau composite 100 de l’aube 11 à réparer comporte un revêtement 101 qui a été retiré de la zone à réparer. Dans ce cas, après obtention de la portion de réparation 50, on réalise un nouveau dépôt de revêtement au-dessus de la portion de réparation pour rétablir la continuité du revêtement 101 en surface de l’aube ( FIG. 6 ). De manière non limitative, l’invention s’applique avantageusement à la réparation des aubes mobiles de turbine, des aubes directrices de sortie (OGV) et des secteurs d’anneau de turbine de moteur à turbine à gaz. Procédé de réparation d'une pièce (11) en matériau composite à matrice céramique (100) comprenant un renfort fibreux en fibres réfractaires densifié par une matrice comprenant au moins un matériau céramique, le procédé comprenant le retrait du matériau composite (100) au niveau d’une zone endommagée (20) sur la pièce de manière à former une portion évidée (30), le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend en outre : - le dépôt d’une ou plusieurs bandes de réparation (40) dans la portion évidée (30), chaque bande de réparation comprenant au moins une poudre de silicium, une poudre d’un matériau céramique identique audit au moins un matériau céramique de la matrice et un liant, et - le chauffage de la ou les bandes de réparation (40) déposées à une température supérieure à la température de fusion du silicium. Procédé selon la revendication 1, dans lequel, lors de l’étape de chauffage, la ou les bandes de réparation (40) déposées sont chauffées au moyen d’un faisceau laser (61). Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, lors de l’étape de dépôt, la ou les bandes de réparation (40) sont collées par thermocompression. Procédé selon l’une quelconques des revendications 1 à 3, dans lequel chaque bande de réparation (40) contient entre 10 % et 25 % en volume de poudre de silicium. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel chaque bande de réparation (40) contient entre 10 % et 25 % en volume de poudre de matériau céramique. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel chaque bande de réparation (40) comprend en outre des fibres réfractaires courtes discontinues. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel chaque bande de réparation (40) comprend en outre un plastifiant. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel chaque bande de réparation (40) comprend en outre une poudre de carbone. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le matériau céramique de la poudre est en carbure de silicium. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel chaque bande de réparation (40) comprend en outre une poudre de bore.