FR 2716237 A1 19950818 FR 9501793 A 19950216 STRUCTURE DE REVETEMENT POUR CONFINER DES MATERIAUX FONDUS DANS DES MOTEURS A TURBINE A GAZ Domaine technique La présente invention concerne généralement les moteurs de turbine à gaz, et plus spécifiquement concerne des revêtements utilisés pour confiner des matériaux fondus dans le coeur du moteur à turbine. Arrière-plan de l'invention L'Administration Fédérale de l'Aviation Américaine (FAA) exige que, dans le cas de feux de moteurs à turbine, les matériaux fondus soient confinés autant que possible, dans le coeur du moteur à turbine. Cette exigence est une mesure nécessaire à titre de précaution pour éviter que d'autres composants de l'avion, situés aussi bien à l'intérieur qu'à l'extérieur des limites de l'environnement du moteur à turbine, tels que des réservoirs de carburant, des timoneries de commande de vol, et des surfaces de commande de vol (comprenant des systèmes de commande hydraulique) ne soient exposés au contact des matériaux fondus qui sont expulsés du moteur à turbine. Pour satisfaire à cette exigence, il est généralement nécessaire de disposer des boucliers, des bacs de récupération, des couvertures et d'autres structures de confinement autour des zones potentiellement dangereuses du moteur à turbine. Ces structures sont conçues spécifiquement pour arrêter et/ou refroidir les matériaux fondus qui viendraient en contact avec les structures de confinement. Les améliorations dans les caractéristiques poids- performances d'un moteur à turbine supposent d'une part de faire diminuer le poids du moteur sans pour autant sacrifier la résistance et l'intégrité structurelle des composants du moteur, et donc de l'ensemble du moteur. A cette fin, des alliages de titane ont été incorporés dans les composants modernes de moteurs à turbine. Le titane est généralement considéré comme plus léger en poids et relativement résistant par rapport aux alliages de nickel qui ont aussi été utilisés largement dans les moteurs à turbine. Toutefois, du fait que le titane et les alliages de titane s'enflamment vraisemblablement s'ils sont exposés à de hautes températures ou pressions régnant dans les sections chaudes des moteurs de turbine à gaz, telles que la section de compresseur haute pression du moteur, l'utilisation du titane est limitée aux régions les plus froides du moteur à turbine. L'utilisation du titane dans les régions chaudes du moteur à turbine augmenterait la probabilité d'inflammation du titane, et augmenterait donc le besoin de dispositifs de sécurité supplémentaire pour assurer leconfinement des feux de moteurs potentiels. Le profil de température du moteur à turbine est progressif, c'est-à-dire qu'il augmente à partir d'une température relativement faible au niveau de l'admission du moteur, pour atteindre une température beaucoup plus importante au niveau de la section ou tronçon de brûleur et de turbine du moteur, puis décroît légèrement jusqu'à une température qui reste relativement haute, au niveau de l'échappement du moteur. Il existe dans le profil de température de moteur à turbine une température de seuil médiane, pour laquelle le titane et les alliages de titane, s'ils se trouvaient à proximité d'une partie du moteur à cette température de seuil médiane, s'enflammeraient probablement, ce qui provoquerait une défaillance catastrophique du moteur. Le point de température de seuil médiane peut se déplacer longitudinalement dans le moteur, du fait de modifications dans les demandes de puissance du moteur, des modifications dans le rendement du moteur (c'est-à- dire que les moteurs qui ont fonctionné de nombreuses heures depuis leur dernier entretien peuvent présenter un seuil de température à un endroit différent, par rapport aux moteurs qui viennent de subir un entretien), et en fonction de défauts mineurs qui peuvent se produire, par exemple des défauts dans les pales de soufflante, des défauts dans les ailettes de turbine, ou des défauts dans les paliers, ou des défauts dûs à l'échauffement aérodynamique. Du fait que le titane est utilisé dans les rotors de compresseur, dans les stators, et dans des carters qui peuvent se trouver relativement proches du point de température de seuil médiane, on utilise habituellement dans ces sections des bacs de récupération pour confiner le titane fondu, et les autres matériaux, pour les cas de feu ou de surchauffe. Les bacs entourent les zones du moteur qui peuvent surchauffer et ainsi expulser des matériaux fondus à travers les ouvertures d'aération de la section de compresseur. Les ouvertures d'aération sont utilisées pour prélever de l'air comprimé pour différents systèmes de l'avion, comprenant notamment de l'air chaud pour le dégivrage, et de l'air chaud ou froid pour le confort de la cabine de l'avion. Les bacs sont généralement réalisés en un matériau présentant une température de fusion sensiblement au-dessus de la température prévisible du matériau fondu qui peut entrer en contact avec les bacs. Toutefois, bien que la température de fusion des bacs puisse être supérieure à la température des matériaux fondus qui peuvent entrer en contact avec les bacs, si la masse du bac est insuffisante, le matériau fondu peut ramollir le bac, et même, le cas échéant, le traverser en le faisant fondre. Une fois qu'il a traversé le bac, le matériau fondu peut traverser le revêtement du compresseur en le faisant fondre, et sortir ainsi des limites du moteur à turbine. Le poids et le volume additionnels de dispositifs de sécurité, tels que des bacs de récupération en acier, augmentent le poids et la taille du moteur. Ce poids supplémentaire affecte ensuite la performance et le rendement de l'avion sur lequel le moteur est installé. En conséquence, l'utilisation de bacs de récupération en métal est contraire à l'objectif de réduction du poids total du moteur pour atteindre sur l'avion une performance et un rendement améliorés. En outre, lorsque l'on désire utiliser sur des avions plus petits des moteurs de turbine modernes présentant des performances et des rendements de fonctionnement améliorés, l'élimination des bacs de récupération en acier peut rendre un moteur qui, autrement, présenterait des dimensions trop importantes, suffisamment petit pour qu'il puisse être utilisé sur un avion de petite taille. Cet avantage peut être particulièrement important lorsqu'il s'agit de monter un moteur plus récent sur un avion ancien qui présente un compartiment moteur de taille limitée. En conséquence, il existe un besoin d'un procédé et d'un dispositif de confinement des matériaux fondus dans l'environnement du moteur à turbine qui évite d'ajouter de façon significative du poids au moteur, et qui n'exige pas le volume correspondant aux dispositifs de sécurité habituels. Résumé de l'invention La présente invention propose un procédé et un dispositif de confinement de matériaux fondus dans les limites d'un moteur à turbine. Cette invention réduit aussi le poids du moteur en minimisant l'utilisation de dispositifs classiques de sécurité, tels que les bacs de récupération, et aide en outre à réduire la dimension physique d'au moins certaines parties du moteur, en n'utilisant pas le volume nécessaire à ces dispositifs de sécurité. Selon la présente invention, un revêtement de protection isolant est appliqué sur la surface intérieure du carter extérieur de compresseur. Le revêtement est de préférence appliqué dans les zones du moteur, dans lesquelles la probabilité que des matériaux fondus qui pourraient être expulsés depuis le coeur n'entrent en contact avec le revêtement extérieur, est la plus importante. Le revêtement de protection empêche que le carter extérieur n'atteigne une température de seuil suffisante pour que le matériau fondu traverse le carter extérieur en le faisant fondre, ou enflamme le carter extérieur si ce carter comprend du titane et/ou des alliages de titane ou d'autres matériaux inflammables. Le revêtement de protection de la présente invention comprend de préférence des matériaux susceptibles de résister à des températures sensiblement supérieures aux températures correspondant au matériau fondu expulsé depuis le moteur, et capables de résister à des températures supérieures à celle qui conduiraient à enflammer ou à travers par fusion le carter de compresseur. En outre, le revêtement est de préférence inerte par rapport au carter extérieur, et inerte vis-à- vis des matériaux fondus qui peuvent venir en contact avec la surface intérieure du carter extérieur. Le revêtement de protection de la présente invention, lorsqu'il est appliqué sur la surface intérieure du carter extérieur, s'incorpore au carter extérieur, de telle sorte que les matériaux fondus se figent sur la surface du carter, par opposition aux bacs de récupération classiques, et aux autres dispositifs de sécurité, qui sont séparés et distincts du carter extérieur. De telles structures de confinement comprennent généralement un espace thermique d'air entre le dispositif de sécurité et le carter extérieur. La présente invention empêche les matériaux fondus de faire augmenter la température du carter suffisamment pour qu'ils le traversent par fusion ou l'enflamment. Dans un mode de réalisation préféré de la présente invention, on applique initialement un revêtement de liaison sur un substrat. Le revêtement de liaison assure des caractéristiques d'adhérence pour un revêtement de barrière thermique, qui sans cela ne se lierait pas facilement au substrat. Le revêtement de barrière thermique est ensuite appliqué sur le revêtement de liaison. De préférence, le revêtement de barrière thermique présente des caractéristiques isolantes améliorées et peut comprendre, par exemple, sans que ceci ne soit limitatif, un revêtement de zircone stabilisé à l'yttrium. Le revêtement de barrière thermique est de préférence disposé sur le revêtement de liaison par pulvérisation de plasma, et le revêtement de liaison sert d'agent de liaison entre le substrat et le revêtement de barrière thermique. L'épaisseur du revêtement de liaison et du revêtement de barrière thermique dépend de la zone spécifique du moteur dans lequel le revêtement est appliqué, et des alliages constituant le carter de compresseur, et des matériaux qui peuvent fondre et entrer en contact avec le revêtement de protection. Dans un mode de réalisation préféré de la présente invention, le revêtement de liaison présente une épaisseur approximative de 0,005 pouces (0,127 millimètres) et le revêtement de barrière thermique présente une épaisseur d'environ 0,035 pouces (0,889 millimètres). Cette structure de revêtement permet de résister à des températures supérieures à 2900 F (1593 C). Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé pour, dans un moteur à turbine à gaz présentant un substrat entourant au moins une partie du moteur, ledit substrat présentant une surface intérieure et une surface extérieure, empêcher un matériau enflammé expulsé du moteur de pénétrer dans le substrat, ledit procédé comprenant les étapes consistant: - à appliquer un revêtement de liaison sur la surface intérieure du substrat; et - à appliquer un revêtement de barrière thermique isolant sur le revêtement de liaison, ledit revêtement de barrière présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé et supérieure à la température de fusion du substrat. Dans un mode de mise en oeuvre, le revêtement de liaison comprend un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y. Le revêtement de barrière thermique isolant peut comprendre un revêtement de zircone stabilisé. Le substrat peut comporter du titane et/ou des alliages de titane, et présenter une température de fusion inférieure à celle du revêtement de barrière thermique ou à celle du revêtement de liaison. L'invention a aussi pour objet un procédé pour, dans un moteur à turbine à gaz présentant un carter intérieur de diffuseur et un carter extérieur de moteur, ledit carter extérieur de moteur présentant une surface intérieure et une surface extérieure, empêcher un matériau enflammé expulsé depuis le carter intérieur de diffuseur, de pénétrer dans le carter extérieur de moteur, ledit procédé comprenant les étapes consistant: - à appliquer un revêtement de liaison sur la surface intérieure du carter extérieur de moteur; et - à appliquer un revêtement de barrière thermique isolant sur ledit revêtement de liaison, le revêtement de barrière thermique présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé, et supérieure à la température de fusion du carter extérieur de moteur. Dans un mode de mise en oeuvre, le revêtement de liaison comprend un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y. Le revêtement de barrière thermique isolant peut comprendre un revêtement de zircone stabilisé. Le carter extérieur de moteur peut comprendre du titane et/ou des alliages de titane et présenter une température de fusion inférieure à celle du revêtement de liaison. L'invention a encore pour objet un dispositif pour empêcher des matériaux enflammés de s'échapper d'un moteur à turbine à gaz, comprenant: - un substrat entourant au moins une partie du moteur, ledit substrat présentant une surface intérieure et une surface extérieure; et - un revêtement isolant de protection appliqué sur la surface intérieure du substrat, ledit revêtement de protection présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible d'un matériau enflammé, et supérieure à la température de fusion du substrat, et présentant des caractéristiques d'isolant thermique. Dans un mode de réalisation, ledit revêtement isolant protecteur comprend un revêtement de liaison recouvert d'un revêtement de barrière thermique isolant, ledit revêtement de barrière thermique présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible des matériaux enflammés, et supérieure à la température de fusion du substrat. Le revêtement de liaison peut comprendre un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y. Le revêtement de barrière thermique isolant peut comprendre un revêtement de zircone stabilisé. Dans un mode de réalisation de ce dispositif, le substrat comprend un carter extérieur de compresseur, la surface extérieure du substrat définissant une circonférence extérieure du moteur à turbine à gaz, le carter extérieur de compresseur comprenant du titane et des alliages de titane. L'invention a enfin pour objet un dispositif pour empêcher les matériaux enflammés de s'échapper d'un moteur à turbine à gaz, comprenant: - un carter intérieur de diffuseur et un carter extérieur de moteur, ledit carter extérieur de moteur présentant une surface intérieure et une surface extérieure - un substrat entourant une partie du carter intérieur de diffuseur, ledit substrat présentant une surface intérieure séparée du carter intérieur de diffuseur, ainsi qu'une surface extérieure; et - un revêtement isolant protecteur appliqué sur la surface intérieure du substrat, ledit revêtement de protection présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé et supérieure à la température de fusion du substrat, et présentant des propriétés isolantes thermiques. Dans un mode de réalisation de ce dispositif, le revêtement isolant protecteur comprend un revêtement de liaison recouvert par pulvérisation d'un revêtement de barrière thermique, ledit revêtement de barrière thermique présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé, et supérieure à la température de fusion du substrat. Le revêtement de liaison peut comprendre un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y et le revêtement de barrière thermique peut comprendre un revêtement de zircone stabilisé. Le substrat peut comprendre le carter extérieur de compresseur, la surface extérieure du substrat définissant une circonférence extérieure du moteur à turbine à gaz, le carter de compresseur comportant du titane et/ou des alliages de titane. Brève description des dessins D'autres aspects et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement dans la description suivante de l'invention, faite en référence aux dessins joints, dans lesquels: la figure 1A est une vue en coupe longitudinale d'un moteur à turbine à gaz, montrant les composants intérieurs et extérieurs du moteur; la figure lB est une vue en coupe longitudinale d'un moteur à turbine à gaz, montrant le trajet d'écoulement de l'air à travers le moteur, et le profil de température du flux d'air; la figure 2 est une vue en coupe longitudinale détaillée d'un moteur à turbine à gaz de l'art antérieur, montrant des bacs de récupération classiques disposés de façon à confiner les matériaux fondus expulsés depuis le moteur; la figure 3 est une vue en coupe longitudinale détaillée de la présente invention, montrant le revêtement de protection qui est appliqué sur la surface intérieure du carter extérieur de compresseur d'un moteur à turbine à gaz; et la figure 4A est une vue éclatée en perspective montrant le revêtement de protection de la présente invention, appliqué sur un substrat, la figure 4B représentant en coupe le revêtement après son application. La présente invention est utilisée dans un moteur à turbine à gaz 8 tel que représenté sur la figure 1A. Un revêtement isolant de protection 46 est appliqué sur une surface intérieure 44 d'un carter extérieur de compresseur 36, en amont d'une section de turbine et de brûleur 12. Le revêtement de protection 46 isole le carter de compresseur 36 de toute particule enflammée et/ou de tout matériau fondu qui pourrait être expulsé depuis le coeur du moteur à turbine à gaz 8 pendant le fonctionnement du moteur. Plus particulièrement, le revêtement 46 de la présente invention empêche que les matériaux fondus ne traversent le carter extérieur de compresseur 36 en le faisant fondre, en cas de défaillance catastrophique du moteur. L'utilisation du revêtement de protection 46 réduit ou élimine le besoin de dispositifs classiques de sécurité ou de structures de confinement, telles que des boucliers (non représentés), des bacs de récupération 38 (représentés sur la figure 2), des dispositifs de couverture (non représentés) et d'autres dispositifs de sécurité (non représentés). La réduction et/ou l'élimination du nombre de tels dispositifs de sécurité nécessaires, permet de réduire le poids du moteur à turbine 8 et donc réduit le poids de l'avion. En conséquence, on peut obtenir un rendement et une économie de fonctionnement améliorés sur les avions et aéronefs dans lesquels la présente invention est utilisée. Pour décrire un mode de réalisation de la présente invention, on décrit le revêtement de protection 46, tel qu'il est appliqué sur la surface intérieure 44 du carter extérieur de compresseur 36 d'un moteur à turbine à gaz du type PW 4000. De ce point de vue le moteur à turbine 8 est représenté, avec le revêtement de protection 46 de la présente invention en place, sur les figures 1A et 3, et avec des dispositifs de sécurité classiques (c'est-à-dire des bacs de récupération 38) en place, sur la figure 2. Bien que la présente invention soit décrite pour son utilisation dans un carter de compresseur, et plus particulièrement sur l'extrémité arrière 42 de la section avant d'admission 10 d'un moteur de la série PW 4000, il est clairement apparent à l'homme du métier que le revêtement de protection 46 peut être appliqué à d'autres parties et/ou tronçons ou sections de tout moteur à turbine à gaz pour protéger et isoler divers autres substrats à l'égard de matériaux fondus ou en feu. En outre, la présente invention est susceptible d'autres utilisations dans l'industrie de l'aviation, sans rapport avec les moteurs à turbine à gaz 8, et est aussi susceptible d'utilisation dans d'autres industries et domaines techniques, en dehors de l'aviation. Le revêtement de protection 46 de la présente invention est applicable partout o il existe un besoin d'isoler un substrat d'une chaleur excessive et/ou d'isoler un substrat de matériaux fondus qui pourraient venir en contact directement sur le substrat, si le revêtement de protection 46 n'était pas présent. Différents éléments représentés sur la figure lA exigent une protection contre les matériaux fondus qui pourraient être produits par des feux de moteurs. Le moteur à turbine à gaz classique 8 comprend généralement une section avant d'admission 10 présentant une extrémité avant 50 et une extrémité arrière 42, une section de brûleur et de turbine 12 (avec des brûleurs 22), et une section d'échappement 14. La section avant d'admission 10 comprend un carter de pales de soufflante en titane entourant à proximité immédiate les pales de soufflante en titane 24. Immédiatement en arrière des pales de soufflante 24, dans l'ordre d'entrée en contact par un flux d'air incident, se trouvent des aubes de guidage d'admission 16 en alliage de nickel, des pales de rotor en titane 18, des disques de rotor de turbine 26, et des pales de stator en titane 30. Ces éléments sont disposés dans un carter de compresseur en titane 20. En cours de fonctionnement, l'un quelconque des éléments disposés ci-dessus peut être endommagé (plié ou cassé) du fait de la fatigue, ou du fait de l'entrée d'objets étrangers à l'admission 9 du moteur. Un dommage à un élément particulier peut conduire à un frottement de l'élément contre le carter du compresseur, ce qui produit une chaleur de friction excessive; ou, si des pièces de l'élément se sont séparées, ces pièces peuvent être coincées entre d'autres éléments dans le moteur à turbine à gaz 8 et/ou migrer vers d'autres sections du moteur, et plus spécifiquement vers l'extrémité arrière 42 de la section avant d'admission 10. A un endroit quelconque le long du trajet de migration, les particules peuvent être bloquées ou créer de la chaleur de friction excessive. Si, du fait de la chaleur de friction dans l'une quelconque des sections du moteur, la température d'une particule spécifique (ou d'un élément) en titane augmente et atteint ou dépasse la température d'inflammation, la particule commence à brûler, et si elle est libre ou se sépare de sa position de blocage, la particule continue à migrer à travers le moteur 8 jusqu'à ce qu'elle soit éjectée par la section d'échappement 14 du moteur à turbine à gaz 8. Si la particule est bloquée de façon permanente, ou endommage ou enflamme d'autres composants, une panne complète et catastrophique du moteur peut survenir. Généralement, les particules enflammées et les matériaux fondus qui sont bloqués de façon permanente dans une section du moteur auront migré vers l'arrière jusqu'à la partie la plus étroite du moteur à turbine, c'est-àdire jusqu'à l'extrémité arrière 42 de la section avant d'admission 10. Cette partie du moteur à turbine à gaz 8 est représentée plus en détail sur les figures 2 et 3. Les forces de friction les plus importantes se produisent généralement au niveau de l'extrémité arrière 42, du fait de la nature plus étroite de cette section, de telle sorte que la chaleur de friction la plus importante est vraisemblablement générée dans cette section. En outre, le rétrécissement significatif de l'extrémité arrière 42 tend à provoquer une accumulation des particules enflammées et des matériaux fondus. De ce point de vue, la zone du carter de compresseur 20 qui est susceptible de tomber en panne ou d'être traversée par des parties enflammées, ce qui conduirait à expulser des matériaux fondus en-dehors de l'environnement du moteur, est la section du carter de compresseur qui entoure l'extrémité arrière 42 de la section avant d'admission 10. Une autre cause de problèmes dans tout moteur qui a commencé à présenter une défaillance, est que le flux d'air à travers le moteur de la turbine à gaz atteint son état de compression maximal au niveau de l'extrémité arrière 42. En conséquence, la chaleur de compression significative accélère l'augmentation de chaleur et favorise la combustion de tout titane enflammé. Au fur et à mesure que la défaillance progresse, le matériau fondu et les particules enflammées font augmenter la température de l'extrémité arrière 42 suffisamment pour traverser par brûlage et/ou fusion le carter intérieur de compresseur (ou de diffuseur) 34 et, à moins que des mesures de protection ne soient prises, pour traverser en le faisant fondre le carter extérieur de compresseur 36. Les particules enflammées sont ensuite expulsées de l'environnement du moteur. En conséquence, il est nécessaire soit de disposer de dispositifs de sécurité classiques, ou d'un revêtement de protection selon la présente invention, pour être sûr que le carter de compresseur extérieur 36 ne sera pas traversé par des matériaux fondus. Un autre besoin d'un revêtement de protection 46 selon la présente invention, provient du désir d'utiliser du titane et des alliages de titane aussi près de la section 12 de brûleur et de turbine que possible. Lorsque l'on désire réduire le poids du moteur, plus on utilise de titane à la place d'autres métaux ou alliages plus lourds, tels que des alliages de nickel, plus la réduction de poids totale du moteur est importante. Toutefois, plus les éléments en titane sont disposés près de la section de brûleur et de turbine 12, plus la probabilité qu'un composant atteigne sa température d'inflammation est élevée, ce qui conduirait à une combustion et provoquerait une panne catastrophique du moteur. En référence à la figure 3, on a représenté une vue en coupe détaillée du moteur à turbine à gaz 8 représenté sur la figure 1, et plus spécifiquement de la partie arrière 42 de la section avant d'admission 10. Le revêtement de protection 46 de la présente invention est appliqué de préférence sur la surface intérieure 44 du carter extérieur de compresseur 36. Le revêtement de protection 46 peut être appliqué uniquement aux extrémités inférieures, c'est-à-dire à partir du point médian d'un côté du moteur autour du fond du moteur, jusqu'au point médian de l'autre côté du moteur, ou en considérant les avantages de poids du revêtement de protection par rapport à un bac de récupération en acier 38, le revêtement de protection peut être appliqué sur l'ensemble de la surface intérieure 44 du carter extérieur de compresseur 36. Le revêtement de protection 46 peut aussi être appliqué à d'autres sections du moteur à turbine à gaz, et notamment au bac de récupération 38 (figure 2) et au carter de compresseur (notamment au carter intérieur de diffuseur 34), pour augmenter les marges de sécurité et/ou pour réduire le poids et le nombre de ces composants. En référence maintenant aux figures 4B et 4A, sont respectivement représentées une vue détaillée et une vue éclatée du revêtement de protection 46 de la présente invention, quand il est appliqué sur un substrat 48. Le revêtement de protection 46 de la présente invention présente de bonnes propriétés d'isolation, et une température de fusion supérieure aux températures respectives d'une part, du matériau fondu qui peut venir en contact avec le revêtement 46 et, d'autre part, du point de fusion du substrat 48. En outre, le revêtement de protection 46 doit être inerte vis-à-vis du substrat 48, et vis-à-vis du matériau en fusion qui est susceptible de venir en contact avec lui. En général, les matériaux contenus dans le moteur et présentant les températures de fusion les plusélevées sont le titane et les alliages de nickel, et les alliages de cobalt dans la section de turbine. Les températures de fusion de ces matériaux peuvent dépasser 2900 F (1593 C). En conséquence, le revêtement de protection 46 devrait avoir une température de fusion sensiblement supérieure à 2900 F (1593 C). Dans un mode de réalisation de la présente invention, le revêtement de protection 46 est appliqué à un substrat de titane, et plus spécifiquement à la surface intérieure 44 du carter extérieur de compresseur 36. Le revêtement de protection 46 comprend un revêtement de liaison 52, métallique, déposé par pulvérisation de plasma, d'une épaisseur d'environ 0,005 pouces (0,127 mm) et un revêtement supérieur en céramique 54. Le revêtement de liaison 52 peut être un alliage nickel- aluminium (95% Ni et 5% Al) ou un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y, tel que ceux décrits dans le brevet américain n Re 32 121. Les revêtements en céramique n'adhèrent pas bien directement sur du titane ou des alliages de titane, et la couche de liaison 52 sert d'agent de liaison entre le revêtement supérieur en céramique 54 et le substrat en titane 48. Le revêtement de liaison 52 est recouvert par pulvérisation de plasma avec le revêtement supérieur en céramique 54, qui comprend de préférence du zircone stabilisé à l'yttrium, d'une épaisseur d'environ 0,035 pouces (0,889 millimètres). Bien que les meilleurs résultats pour le revêtement supérieur en céramique 54 aient été obtenus en utilisant une combinaison de zircone et d'yttrium, des essais ont également été réalisés en utilisant des revêtements supérieurs comprenant du molybdène et des carbures de cobalt et de tungstène. Ces matériaux, bien qu'inférieurs en performance au zircone stabilisé à l'yttrium, peuvent être utilisés dans le domaine de la présente invention, et peuvent être mieux adaptés aux revêtements de substrat autres que ceux qui ont été spécifiquement évalués. Le zircone, partiellement ou complètement stabilisé avec de l'yttrium ou du magnésium, est préféré. Bien qu'un mode de réalisation de la présente invention utilise un revêtement de liaison 52 spécifique (Ni-Co-Cr-Al-Y) et un revêtement supérieur spécifique 54 (du zircone stabilisé à l'yttrium) présentant des épaisseurs spécifiques respectives de 0,005 pouces (0,127 millimètres) et 0,035 pouces (0,889 millimètres) appliquées sur un substrat spécifique (Ti-6-2-42), il est immédiatement apparent à l'homme du métier que d'autres compositions et épaisseurs pour le revêtement de liaison 52 et/ou pour le revêtement supérieur 54 peuvent être utilisées pour des applications à des substrats différents 48. En outre, le revêtement supérieur en céramique 54 peut adhérer directement à certains substrats et ne pas nécessiter de revêtement de liaison 52. L'avantage de la présente invention découle des caractéristiques isolantes et d'inertie du revêtement de protection 46. Le revêtement de protection 46 peut n'augmenter que de 2,27 kg (5 livres seulement) le poids d'un moteur à turbine à gaz de taille importante - soit significativement moins que les quelques 38,6 à 45,4 kg (85 à 100 livres) qui résulteraient de l'utilisation de bacs de récupération 38 classiques. Bien entendu, la présente invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits et représentés, et elle est susceptible de nombreuses variantes accessibles à l'homme de l'art sans que l'on ne s'écarte de l'esprit de l'invention. REVENDICATIONS 1.- Procédé pour, dans un moteur à turbine à gaz présentant un substrat entourant au moins une partie du moteur, ledit substrat présentant une surface intérieure et une surface extérieure, empêcher un matériau enflammé expulsé du moteur de pénétrer dans le substrat, ledit procédé comprenant les étapes consistant: - à appliquer un revêtement de liaison sur la surface intérieure du substrat; et - à appliquer un revêtement de barrière thermique isolant sur le revêtement de liaison, ledit revêtement de barrière présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé et supérieure à la température de fusion du substrat. 2.- Procédé selon la revendication 1, dans lequel le revêtement de liaison comprend un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y. 3.- Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le revêtement de barrière thermique isolant comprend un revêtement de zircone stabilisé. 4.- Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le substrat comprend du titane et/ou des alliages de titane, et présente une température de fusion inférieure à celle du revêtement de protection constitué du revêtement de liaison et du revêtement de barrière thermique. 5.- Procédé pour, dans un moteur à turbine à gaz présentant un carter intérieur de diffuseur et un carter extérieur de moteur, ledit carter extérieur de moteur présentant une surface intérieure et une surface extérieure, empêcher un matériau enflammé expulsé depuis le carter intérieur de diffuseur, de pénétrer dans le carter extérieur de moteur, ledit procédé comprenant les étapes consistant: - à appliquer un revêtement de liaison sur la surface intérieure du carter extérieur de moteur; et - à appliquer un revêtement de barrière thermique isolant sur ledit revêtement de liaison, le revêtement de barrière thermique présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé, et supérieure à la température de fusion du carter extérieur de moteur. 6.- Procédé selon la revendication 5, dans lequel le revêtement de liaison comprend un alliage Ni-Co-Cr-A1-Y. 7.- Procédé selon la revendication 5 ou 6, dans lequel le revêtement de barrière thermique isolant comprend un revêtement de zircone stabilisé. 8.- Procédé selon l'une quelconque des revendications à 7, dans lequel le carter extérieur de moteur comprend du titane et/ou des alliages de titane et présente une température de fusion inférieure à celle du revêtement de protection constitué du revêtement de liaison et du revêtement de barrière thermique. 9.- Dispositif pour empêcher des matériaux enflammés de s'échapper d'un moteur à turbine à gaz, comprenant: - un substrat (36, 48) entourant au moins une partie du moteur, ledit substrat présentant une surface intérieure (44) et une surface extérieure; et - un revêtement isolant de protection (46) appliqué sur la surface intérieure (44) du substrat, ledit revêtement de protection présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible d'un matériau enflammé, et supérieure à la température de fusion du substrat (36), et présentant des caractéristiques d'isolant thermique. 10.- Dispositif selon la revendication 9, dans lequel ledit revêtement isolant protecteur (46) comprend un revêtement de liaison (52) recouvert d'un revêtement de barrière thermique isolant (54), ledit revêtement de barrière thermique présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible des matériaux enflammés, et supérieure à la température de fusion du substrat (48). 11.- Dispositif selon la revendication 9 ou 10, dans lequel le revêtement de liaison (52) comprend un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y. 12.- Dispositif selon la revendication 10 ou 11, dans lequel le revêtement de barrière thermique isolant (54) comprend un revêtement de zircone stabilisé. 13.- Dispositif selon l'une quelconque des revendications 9 à 12, dans lequel le substrat comprend un carter extérieur de compresseur (36), la surface extérieure du substrat définissant une circonférence extérieure du moteur à turbine à gaz, le carter extérieur de compresseur comprenant du titane et/ou des alliages de titane. 14.- Dispositif pour empêcher des matériaux enflammés de s'échapper d'un moteur à turbine à gaz, comprenant: - un carter intérieur de diffuseur (34) et un carter extérieur de moteur, ledit carter extérieur de moteur présentant une surface intérieure et une surface extérieure; - un substrat entourant une partie du carter intérieur de diffuseur, ledit substrat présentant une surface intérieure séparée du carter intérieur de diffuseur, ainsi qu'une surface extérieure; et - un revêtement isolant protecteur (46) appliqué sur la surface intérieure (44) du substrat, ledit revêtement de protection présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé et supérieure à la température de fusion du substrat, et présentant des propriétés isolantes thermiques. 15.- Dispositif selon la revendication 14, dans lequel le revêtement isolant protecteur comprend un revêtement de liaison (52) recouvert par pulvérisation d'un revêtement de barrière thermique (54), ledit revêtement de barrière thermique présentant une température de fusion supérieure à la température prévisible du matériau enflammé, et supérieure à la température de fusion du substrat (48). 16.- Dispositif selon la revendication 15, dans lequel le revêtement de liaison (52) comprend un alliage Ni-Co-Cr-Al-Y. 17.- Dispositif selon la revendication 15 ou 16, dans lequel le revêtement de barrière thermique (54) comprend un revêtement de zircone stabilisé. 18.- Dispositif selon l'une des revendications 14 à 17, dans lequel le substrat comprend le carter extérieur de compresseur (36), la surface extérieure du substrat définissant une circonférence extérieure du moteur à turbine à gaz, le carter de compresseur comportant du titane et/ou des alliages de titane.