FR 3125238 A1 20230120 FR 2107727 A 20210716 Noyau de moulage amélioré pour la fabrication de pièce aéronautique creuse en CMO Noyau de moulage (30) pour la fabrication de pièce aéronautique creuse en CMO, notamment de pièce de module de soufflante, comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3, et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane, du niobium, du chrome ou du zirconium, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 . Figure pour l’abrégé : Fig. 3. Noyau de moulage amélioré pour la fabrication de pièce aéronautique creuse en CMO L'invention concerne la fabrication de pièces aéronautiques creuses en CMO, en particulier d’aube de turbomachine aéronautique, notamment par des méthodes d’injection de résine dans une préforme fibreuse, mais pas uniquement. Plus précisément, l’invention se rapporte au noyau de moulage utilisé dans la fabrication de pièces aéronautiques creuses, à un procédé de fabrication d’un tel noyau de moulage, et à un procédé de fabrication d’une telle pièce aéronautique. Les pièces en matériau composite à matrice organique (CMO) sont couramment utilisées dans les moteurs aéronautiques tels que des turbomachines d’avion afin de réduire leur masse, tout en garantissant les propriétés mécaniques désirées, en particulier, leurs raideurs. Ces composites sont notamment couramment utilisés dans la réalisation des pièces de modules de soufflante, par exemple des aubes de soufflante ou des aubes directrices de sortie (OGV). Ces composites peuvent être obtenus en utilisant un renfort fibreux réalisé à partir d’un tissage tridimensionnel dans lequel les fils s’entrelacent de manière tridimensionnelle (tissage dit « interlock 3D ») et qui est imprégné dans une matrice, cette dernière étant injectée par voie liquide par exemple selon le procédé VARTM (de l’anglais « Vacuum Resin Transfer Molding », désignant le moulage par transfert de résine sous vide). Des procédés tels que l’estampage ou la thermocompression peuvent également être utilisés. Par ailleurs, la plupart des pièces de modules de soufflante présentent une structure interne creuse et comprennent des cavités, ou présentent des formes extérieures complexes. Ces structures creuses sont obtenues par l’utilisation, lors de la fabrication des pièces, d’un mandrin, ou insert, ou noyau de moulage, inséré dans la préforme fibreuse avant l’injection de la résine, ou la thermocompression, ou l’estampage. A titre d’exemple non limitatif, un procédé VARTM pour la fabrication d’une pièce creuse en CMO présente les étapes suivantes : - fabrication de la préforme fibreuse (par exemple par superposition de plis, par tissage 3D, par tressage ou par enroulement), - insertion d’un noyau de moulage formant la cavité ou la forme extérieure complexe, - mise en place de la préforme dans un outillage d’injection, - fermeture de l’outillage d’injection, - injection de résine, - consolidation de la résine, - démoulage de la pièce, - extraction du noyau de moulage formant la cavité. En outre, pour accroitre davantage le gain de masse, les structures composites peuvent être encore optimisées, par exemple en complexifiant les géométries des cavités internes. Pour ce faire des solutions permettant notamment de réaliser des cavités internes ou des géométries externes non démoulables existent. Parmi ces solutions, des noyaux de moulage sous forme de vessies, ou des mandrins expansibles (par exemple en silicone) peuvent être utilisés. Ces solutions nécessitent néanmoins d’utiliser des assemblages d’outillages rigides complexes et potentiellement coûteux. Il existe également des noyaux solubles applicables à la fabrication de pièces en CMO. Néanmoins, ces solutions ne permettent pas le recyclage des noyaux dissous, et la matière issue de la dissolution à la fin du procédé ne peut être évacuée dans les eaux usées pour des raisons environnementales, notamment en présence de nitrate par exemple. En outre, les conditions (montées en températures, dissolvants) nécessaires pour dissoudre les noyaux sont susceptibles de dégrader les propriétés chimiques et mécaniques du matériau composite CMO. De plus les matériaux composites CMO présentent une large gamme de coefficients de dilatation thermique que les solutions actuelles ne permettent pas systématiquement de prendre en compte lors des étapes de cuisson et de refroidissement, notamment pour faire en sorte que le noyau de moulage formant la cavité ou la géométrie extérieure de la pièce soit à la bonne géométrie et ne se dégrade pas par les contraintes induites lors des changements de température. Enfin, les solutions actuelles ne sont pas forcément usinables du fait de leur fragilité intrinsèque, ce qui limite la réalisation de ces noyaux à des formes démoulables. Il existe donc un besoin pour une solution permettant de pallier au moins en partie aux inconvénients précités. Le présent exposé concerne un noyau de moulage pour la fabrication de pièce aéronautique creuse en CMO, notamment de pièce de module de soufflante, comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3, et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane, du niobium, du chrome ou du zirconium, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 . On comprend que la première phase est de type « phase MAX », structure cristalline de formule générique M n+1 AX n , associant des caractéristiques à la fois de métaux et de céramiques, et présentant notamment une bonne conductivité thermique et électrique, une bonne usinabilité, ainsi qu’une tolérance à l’endommagement et une résistance à l’oxydation à haute température. Dans le présent exposé, l’utilisation de l’aluminium sur le site A et du carbone sur le site X permet d’assurer une bonne compatibilité chimique avec la phase Al 4 C 3 . Par ailleurs, le titane, le niobium, le chrome ou le zirconium, utilisés sur le site M, présentent une bonne résistance mécanique à température ambiante et jusqu’à 300°C, permettant au matériau composite comprenant ces éléments de conserver une rigidité suffisante lors de la fabrication de la pièce creuse en CMO. En outre, l’association de cette première phase, avec une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , est particulièrement avantageuse. En effet, le carbure d’aluminium (Al 4 C 3 ) est un composé inorganique, dont la température de fusion est très élevée (2200°C), et qui peut aisément s’hydrolyser à température ambiante, en présence d’une atmosphère riche en eau. Ainsi, le matériau composite utilisé pour le noyau de moulage du présent exposé intègre cette deuxième phase de carbure d’aluminium aux joints de grains de la première phase. Cela permet de rendre le matériau composite particulièrement réactif aux atmosphères contenant de l’eau. La dégradation du carbure d’aluminium s’accompagne d’une variation de volume et d’un dégagement de gaz, à même de fragmenter le joint de grain et de propager des fissures dans la première phase initiale. Il est ainsi possible de propager le phénomène d’hydrolyse sur des distances relativement grandes, et ainsi de faciliter la fragmentation et le décochage du noyau. En d’autres termes, le matériau composite formant le noyau peut être dense et massif initialement, et être réduit en poudre par hydrolyse. D’autre part, le gradient chimique entre le carbure d’aluminium et la première phase contenant de l’aluminium et du carbone est très limité, ce qui permet de limiter l’interdiffusion entre les différents éléments chimiques lors des étapes de mise en forme du noyau et de coulée. En outre, une fois le décochage du noyau réalisé, un matériau fragmenté, composé de grains de la première phase et d’aluminium hydraté peut être récupéré. Après séchage, cette matière peut être « rechargée » en Al 4 C 3 et réutilisée afin de fabriquer de nouveaux noyaux de moulage. Le matériau composite du noyau de moulage selon le présent exposé allie ainsi les avantages précités liés aux composés de la première phase, à l’utilisation d’une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , permettant la réalisation de structures creuses de formes complexes, tout en autorisant un décochage aisé et rapide des noyaux, sans avoir recours à des solutions chimiques potentiellement néfastes pour la pièce fabriquée ultérieurement et pour l’environnement, et pouvant être recyclées. Dans certains modes de réalisation, la première phase est de l’une des formules parmi Ti 3 AlC 2 , Ti 2 AlC, Cr 2 AlC, Zr 2 AlC, Zr 3 AlC 2 , Nb 4 AlC 3 , ou Nb 2 AlC. Ces phases présentent une résistance mécanique accrue à température ambiante, proche des céramiques, mais avec une meilleure ductilité que ces dernières et une conductivité électrique importante permettant notamment un usinage en électroérosion, ce qui rend leur utilisation plus aisée. Dans certains modes de réalisation, le matériau composite comprend entre 1 et 50% de deuxième phase en volume du matériau composite, de préférence entre 1 et 20%. Ces valeurs permettent d’assurer la fragmentation du matériau composite par hydrolyse, tout en laissant un volume suffisant de première phase dans le matériau composite, permettant de conserver les avantages techniques liés à cette première phase. En outre, cette fraction de phase Al 4 C 3 permet d’assurer la stabilité chimique du matériau à haute température, tout en permettant d’induire un phénomène d’hydrolyse facilitant le décochage. Le présent exposé concerne également un procédé de fabrication d’un noyau de moulage pour la fabrication de pièce aéronautique creuse CMO, notamment de pièce de module de soufflante, le noyau de moulage comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane, du niobium, du chrome ou du zirconium, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , le noyau de moulage étant obtenu par un procédé de métallurgie des poudres comprenant une étape de mélange dans laquelle des poudres permettant d’obtenir le matériau composite sont mélangées, et une étape de mise en forme. Le mélange des poudres permettant d’obtenir le matériau composite peut comprendre le mélange de poudres pures de carbone, d’aluminium, de titane, et/ou de niobium, et/ou de chrome et/ou du zirconium et/ou de carbure de zirconium, et/ou de carbure de niobium, et/ou de carbure de chrome, et/ou de chromium carbide, et/ou de carbure d’aluminium, et/ou de carbure de titane. En d’autres termes, le matériau composite constitutif du noyau de moulage est obtenu en faisant réagir les différentes poudres des éléments constitutifs de ce matériau à haute température. Ce procédé présente l’avantage de faire intervenir, dans l’élaboration du matériau composite, la phase Al 4 C 3 , permettant d’apporter les éléments Al et C nécessaires, apportant ainsi les avantages précités. Par ailleurs, l’étape de mise en forme peut comprendre l’injection d’un liant sur une poudre (nommée « binder jetting » en anglais), l’injection d’un mélange de poudre métallique et d’un polymère thermoplastique (ou procédé MIM pour « Metal Injection Molding » en anglais) ou tout autre procédé d’impression 3D connu adapté, de préférence suivi d’un frittage, ou d’un frittage sous charge dit « frittage flash » (ou frittage SPS pour « Spark Plasma Sintering » en anglais), par exemple. Dans certains modes de réalisation, l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase de manière à obtenir la première phase sous forme de poudre, puis le mélange de ladite première phase sous forme de poudre avec une poudre d’Al 4 C 3 de manière à obtenir la deuxième phase. En d’autres termes, les poudres pures de carbone, d’aluminium, de titane de niobium, de chrome ou du zirconium et/ou de carbure de zirconium, et/ou de carbure de niobium, et/ou de carbure de chrome, et/ou de chromium carbide, et/ou de carbure d’aluminium, et/ou de carbure de titane sont mélangées en premier lieu, de manière à obtenir la première phase dans un premier temps, puis la première phase obtenue est mélangée à une poudre de carbure d’aluminium dans un deuxième temps, de manière à obtenir la deuxième phase. Cela permet d’améliorer la maîtrise des proportions de chaque phase. Dans certains modes de réalisation, l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase avec une poudre d’Al 4 C 3 en excès de manière à former le matériau composite en une opération. En d’autres termes, selon cette configuration, le mélange des poudres n’est pas réalisé en deux temps (fabrication de la première phase dans un premier temps, puis mélange avec une poudre de carbure d’aluminium), mais les poudres pures précitées sont mélangées dans une même opération avec une poudre d’Al 4 C 3 en excès, c’est-à-dire en sur-stœchiométrie, permettant ainsi la formation du matériau composite « in situ ». Le fait de faire réagir la poudre d’Al 4 C 3 en sur-stœchiométrie par rapport à la première phase recherchée permet de maintenir une fraction volumique contrôlée de cette phase dans le matériau final. Le présent exposé concerne également un procédé de fabrication d’une pièce aéronautique creuse en CMO utilisant un noyau de moulage obtenu par un procédé selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents, le procédé comprenant, après des étapes d’insertion du noyau de moulage dans une préforme fibreuse, d’imprégnation d’une résine dans la préforme fibreuse et de solidification de la résine, une étape de décochage du noyau de moulage par étuvage. En d’autres termes, après solidification, ou polymérisation de la résine dans la préforme fibreuse disposée autour du noyau de moulage, l’ensemble est disposé dans un dispositif, par exemple une étuve, de préférence à hygrométrie contrôlée. Comme évoqué précédemment, la présence de la phase Al 4 C 3 entre les joints de grain permet, dans un air chargé en eau, la désagrégation du noyau de moulage. Cela permet ainsi de faciliter le décochage, et en particulier d’améliorer le décochage des canaux très fins, tout en s’affranchissant de l’utilisation de solutions chimiques, telles que des acides, potentiellement néfastes pour la pièce fabriquée. Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend, après l’étape de décochage, une étape de récupération, dans laquelle le matériau décoché par étuvage est récupéré de manière à être réutilisé pour la fabrication d’un autre noyau de moulage en repartant de l’étape de mélange. En d’autres termes, une fois la dégradation du noyau réalisée, un matériau fragmenté composé de grains de la première phase et d’aluminium hydraté peut être récupéré. Après séchage, cette matière peut être « rechargée » en Al 4 C 3 lors de l’étape de mélange et être ainsi réutilisée afin de fabriquer de nouveaux noyaux. Il est ainsi possible de recycler le noyau de moulage décoché, permettant ainsi de répondre au moins en partie aux problématiques environnementales précitées. L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles : La est une vue en perspective de deux aubes creuses de module de soufflante en CMO, La est une vue en coupe, selon le plan de coupe B-B, de l’aube creuse de la , La est une vue en perspective d’un noyau de moulage selon le présent exposé, La est une vue schématique en perspective montrant une préforme fibreuse avant insertion du noyau de moulage, La est une vue schématique en perspective représentant l’insertion du noyau de moulage de la dans la préforme fibreuse de la , La représente schématiquement les étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce creuse en CMO selon un premier mode de réalisation conforme à l’exposé, La représente schématiquement les étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce creuse en CMO selon un deuxième mode de réalisation conforme à l’exposé. Noyau de moulage (30) pour la fabrication de pièce aéronautique creuse en CMO, notamment de pièce de module de soufflante, comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3, et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane, du niobium, du chrome ou du zirconium, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 . Noyau de moulage (30) selon la revendication 1, dans lequel la première phase est de l’une des formules parmi Ti 3 AlC 2 , Ti 2 AlC, Cr 2 AlC, Zr 2 AlC, Zr 3 AlC 2 , Nb 4 AlC 3 , ou Nb 2 AlC. Noyau de moulage (30) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le matériau composite comprend entre 1 et 50% de deuxième phase en volume du matériau composite, de préférence entre 1 et 20%. Procédé de fabrication d’un noyau de moulage (30) pour la fabrication de pièce aéronautique creuse en CMO, notamment de pièce de module de soufflante, le noyau de moulage (30) comprenant un matériau composite comprenant d’une part une première phase de formule M n+1 AlC n , où n = 1 à 3 et M étant un métal de transition choisi dans le groupe constitué du titane, du niobium, du chrome ou du zirconium, le matériau composite comprenant d’autre part une deuxième phase de formule Al 4 C 3 , le noyau de moulage (30) étant obtenu par un procédé de métallurgie des poudres comprenant une étape de mélange dans laquelle des poudres permettant d’obtenir le matériau composite sont mélangées, et une étape de mise en forme. Procédé selon la revendication 4, dans lequel l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase de manière à obtenir la première phase sous forme de poudre, puis le mélange de ladite première phase sous forme de poudre avec une poudre d’Al 4 C 3 de manière à obtenir la deuxième phase. Procédé selon la revendication 4, dans lequel l’étape de mélange comprend le mélange de poudres pures constitutives de la première phase avec une poudre d’Al 4 C 3 en excès de manière à former le matériau composite en une opération. Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique creuse en CMO utilisant un noyau de moulage (30) obtenu par un procédé selon l’une quelconque des revendications 4 à 6, le procédé comprenant, après des étapes d’insertion du noyau de moulage (30) dans une préforme fibreuse (20), d’imprégnation d’une résine dans la préforme fibreuse (20) et de solidification de la résine, une étape de décochage du noyau de moulage (30) par étuvage. Procédé selon la revendication 7, comprenant, après l’étape de décochage, une étape de récupération, dans laquelle le matériau décoché par étuvage est récupéré de manière à être réutilisé pour la fabrication d’un autre noyau de moulage (30) en repartant de l’étape de mélange.