FR 3136241 A1 20231208 FR 2205372 A 20220603 ALLIAGE DE TITANE L’invention concerne un alliage de titane comprenant, en teneurs massiques : - 4,0 % à 5,0 % d’aluminium ; - 3,50 % à 4,50 % d’étain ; - 1,0 % à 4,0 % de zirconium, - 2,0 % à 5,25 % de molybdène ; - 1,0 % à 2,50 % de niobium ; - 0,10 % à 0,25 % de silicium ; - 0,10 % à 0,18 % d’oxygène ; le complément étant constitué de titane et des impuretés inévitables, l’alliage vérifiant en outre que le critère Aleq dit « teneur massique en aluminium équivalent » est inférieur ou égal à 8,5%, le critère Aleq étant défini comme Aleq =[Al]+[Sn]/3+[Zr]/6+10*[O] où [Al], [Sn], [Zr] et [O] sont les teneurs massiques respectivement en aluminium, en étain, en zirconium et en oxygène. Figure pour l’abrégé : AUCUNE Alliage de titane L’invention concerne le domaine des alliages métalliques et plus précisément des alliages utilisés dans le domaine aéronautique. La réduction des émissions polluantes est un enjeu majeur de l’industrie aéronautique. Un axe souvent avancé pour la réduction de ces émissions est l’augmentation de l’efficacité des systèmes de propulsions utilisés. Toutefois, l’efficacité de ces systèmes est limitée par leur température de fonctionnement, elle-même limitée par les matériaux constitutifs des systèmes propulsifs. En outre, les matériaux constitutifs des systèmes propulsifs doivent présenter, en plus d’une bonne résistance à la température, des caractéristiques mécaniques suffisantes pour l’application dans des systèmes propulsifs, et notamment des turbomachines aéronautiques, notamment en termes de résistance mécanique, de résistance à l’oxydation et de résistance à la fatigue. L’utilisation des alliages de titane est connue pour la fabrication de disques de compresseur, d’aubes de compresseur, de rouets de compresseur ou de tuyères de turbomachine. Au cours du temps, les alliages de titane pour disques, aubes, rouets ou tuyères de turbomachine ont subi d’importantes évolutions de composition chimique, dans le but notamment d’améliorer leur résistance mécanique en température et leur résistance à l’environnement dans lesquels ces alliages servent. La complexité de la chimie de ces alliages peut conduire à une déstabilisation de leur microstructure optimale, de sorte que le choix des éléments d’addition et de leurs teneurs n’est pas trivial. Ces matériaux ont pour principaux avantages de combiner à la fois une résistance mécanique élevée, une masse volumique deux fois moindre que celles des superalliages à base de nickel, ainsi qu’une résistance à l’oxydation et à la corrosion raisonnable, le tout à des températures inférieures à 550 °C. À ce titre, les alliages de titane sont compétitifs par comparaison aux aciers ou aux superalliages base nickel à des températures inférieures à 550 °C. Une augmentation des températures de fonctionnement des turbomachines impose cependant une augmentation de leur résistance à la température, notamment vis-à-vis des alliages de titane commerciaux. Plus précisément, les alliages de titane les plus utilisés dans le domaine aéronautique sont des alliages dit « quasi-α » comprenant une fraction très importante de la phase hexagonale compacte α et ces derniers présentent généralement une bonne résistance en température. Par exemple, l’alliage Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo est un représentant de cette famille. Néanmoins, les alliages de titane quasi-α ne sont pas compétitifs pour des applications à des températures supérieures à 550 °C, pour plusieurs raisons. Tout d’abord, ces alliages sont sensibles à la fatigue dite « fatigue avec temps de maintien » (ou « fatigue dwell » selon le terme consacré en langue anglaise). Cette fatigue peut se décrire comme un type de fatigue proche du fluage observé dès la température ambiante impliquant une phase de maintien de plusieurs minutes sous contrainte. La sensibilité des alliages quasi-α à la fatigue « dwell » limite actuellement leur durée de vie. En effet, bien que la fatigue dwell ne soit pas observée à haute température, elle peut néanmoins apparaître lors des cycles de refroidissement du moteur. En plus de leur résistance à la fatigue « dwell » le souhait d’augmenter la température de fonctionnement des systèmes propulsifs aéronautiques doit s’assortir d’une augmentation de la résistance à l’oxydation et de la résistance mécanique des matériaux utilisés. En effet, l’augmentation de la température de fonctionnement favorise la ruine des alliages de titane par la corrosion, et en particulier l’oxydation. Par ailleurs, les caractéristiques mécaniques diminuent avec la température et les alliages quasi-α connus ne présentent pas, aux températures cibles supérieures à 550 °C, les résistances requises par les applications futures. Ainsi donc, pour pouvoir augmenter les rendements des systèmes propulsifs aéronautiques, il est nécessaire de développer de nouvelles compositions d’alliage de titane. L’invention vise précisément à répondre à ce besoin, et propose pour cela des alliages avec des compositions optimisées pour présenter une résistance à la fatigue dwell, une résistance à la corrosion et une résistance mécanique compatibles d’une utilisation dans une turbomachine aéronautique à des températures de fonctionnement allant jusqu’à 650 °C. L’invention concerne pour cela un alliage de titane comprenant, en teneurs massiques : - 4,0 % à 5,0 % d’aluminium ; - 3,50 % à 4,50 % d’étain ; - 1,0 % à 4,0 % de zirconium, - 2,0 % à 5,25 % de molybdène ; - 1,0 % à 2,50 % de niobium ; - 0,10 % à 0,25 % de silicium ; - 0,10 % à 0,18 % d’oxygène ; le complément étant constitué de titane et des impuretés inévitables, l’alliage présentant une teneur massique en aluminium équivalent, notée Aleq, inférieure ou égale à 8,5 % et calculée par application de la formule suivante : Aleq =[Al]+[Sn]/3+[Zr]/6+10*[O] où [Al], [Sn], [Zr] et [O] sont les teneurs massiques dans l’alliage respectivement en aluminium, en étain, en zirconium et en oxygène. Cet alliage est destiné à la fabrication de composants de turbomachines tels que des disques, aubes, rouets ou tuyères d’échappement. Dans toute la demande, et sauf indication contraire, les teneurs données pour un élément sont des teneurs massiques. Il est du mérite des inventeurs d’être parvenu aux compositions d’alliages décrites pour lesquelles il est observé des comportements permettant de répondre à la problématique. En effet, et parmi d’autres caractéristiques, les alliages de l’invention présentent : - une masse volumique contenue, de l’ordre de celle des alliages de titane existants ; - des résistances à la corrosion et à l’oxydation compatibles avec les environnements de turbomachines, et cela pour des températures allant au moins jusqu’à 650 °C, et a minima supérieures à celle des alliages commerciaux actuels ; - une résistance mécanique, notamment une résistance à la fatigue dwell, supérieure à celle des alliages existants ; - une stabilité microstructurale adéquate sur la plage de températures d’usage envisagée, en particulier jusqu’à 650 °C ; - une faible sensibilité à la formation de phases délétères telle la phase ω sur la plage de températures d’usage envisagée, en particulier pour des températures allant au moins jusqu’à 650 °C. Les inventeurs ont notamment constaté que le fer, le chrome et le nickel diminuent la résistance au fluage de l’alliage. Ainsi, il est préférable pour des applications à haute température d’éviter la présence de ces éléments comme c’est le cas dans les alliages selon l’invention. En outre, les inventeurs ont constaté que la teneur massique en aluminium équivalent inférieure ou égale à 8,5 %, voire inférieure ou égale à 8,0%, permet de limiter la fraction de la phase α 2 dans l’alliage. La fraction de phase α 2 importante qui peut apparaitre pour des alliages dont les teneurs massiques en aluminium équivalent sont supérieures à celles décrites est responsable d’une fragilisation indésirable de l’alliage. En outre, pour des alliages dont la teneur massique en aluminium équivalent est plus importante, il a été observé que la cinétique de transformation de la phase α sera trop importante, conduisant à une sensibilité accrue de l’alliage à la fatigue dwell, ce que les alliages de l’invention visent précisément à éviter. Les inventeurs sont parvenus d’une part à identifier l’importance du critère de la teneur massique en aluminium équivalent comme un critère important pour les phénomènes en présence, et d’autre part à proposer une optimisation de celle-ci, en ajustant précisément la teneur des autres éléments pour satisfaire aux spécifications techniques d’un alliage utilisable dans une turbomachine aéronautique dont la température de fonctionnement serait d’au moins 550 °C. Dans un mode de réalisation, la teneur massique en aluminium équivalent peut être comprise entre 6,5 % et 8,5 %, voire comprise entre 6,5 % et 8,0 %. Dans un mode de réalisation, l’alliage de l’invention comprend une teneur massique en aluminium comprise entre 4,0% et 4,8%, voire comprise entre 4,0% et 4,7%. Les inventeurs ont constaté que cette limitation supplémentaire de la teneur en aluminium permet d’éviter la précipitation d’une fraction trop importante de la phase α 2 de l’alliage, ce qui améliore la tenue mécanique de l’alliage, en augmentant en particulier sa ductilité. Dans un mode de réalisation, l’alliage de l’invention comprend une teneur massique en molybdène comprise entre 4,50% et 5,25%. Le molybdène stabilise la phase β de l’alliage, et contribue au renforcement par solution solide. La phase β contribue à l’augmentation de la ductilité de l’alliage, et donc de sa capacité de mise en forme. Dans un mode de réalisation, la teneur massique en silicium de l’alliage peut être comprise entre 0,1% et 0,15%. En effet, le silicium contribue au renforcement par solution solide, et à la formation de siliciures, notamment les siliciures de stœchiométries M 3 Si et M 5 Si 3 où M représente un autre élément, par exemple le titane, le zirconium, le molybdène, le niobium. Ces siliciures sont bénéfiques pour la tenue en fluage des alliages, mais une teneur trop importante en silicium peut au contraire entraîner une précipitation excessive des siliciures qui nuisent alors à la ductilité de l’alliage, et peuvent devenir des points d’amorçage de fissures entraînant la ruine prématurée de l’alliage. Les plages de silicium proposées sont celles pour lesquels un optimum entre ces deux effets a pu être obtenu. Dans un mode de réalisation, la teneur massique en zirconium peut être comprise entre 1,0 % et 2,0 %. Le zirconium tend en effet à améliorer la tenue à l’oxydation de l’alliage. Des additions excessives de zirconium stabilisent toutefois la phase α 2 dont une fraction trop importante diminue la ductilité de l’alliage et les valeurs proposées sont des optimums trouvés entre les deux effets. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne une pièce de turbomachine comprenant un alliage tel qu’il vient d’être décrit. Dans un mode de réalisation, une telle pièce peut être une aube de compresseur, un disque de compresseur, un rouet de compresseur, un carter de turbomachine ou une tuyère de turbomachine. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne une turbomachine comprenant une ou plusieurs pièces de turbomachine telles qu’elles viennent d’être décrite. Alliage de titane comprenant, en teneurs massiques : - 4,0 % à 5,0 % d’aluminium ; - 3,50 % à 4,50 % d’étain ; - 1,0 % à 4,0 % de zirconium, - 2,0 % à 5,25 % de molybdène ; - 1,0 % à 2,50 % de niobium ; - 0,10 % à 0,25 % de silicium ; - 0,10 % à 0,18 % d’oxygène ; le complément étant constitué de titane et des impuretés inévitables, l’alliage présentant une teneur massique en aluminium équivalent, notée Aleq, inférieure ou égale à 8,5 % et calculée par application de la formule suivante : Aleq =[Al]+[Sn]/3+[Zr]/6+10*[O] où [Al], [Sn], [Zr] et [O] sont les teneurs massiques dans l’alliage respectivement en aluminium, en étain, en zirconium et en oxygène. Alliage de titane selon la revendication 1, dans lequel la teneur massique en aluminium équivalent est comprise entre 6,5 % et 8,0%. Alliage de titane selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la teneur massique en aluminium est comprise entre 4,0 % et 4,8 %. Alliage de titane selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la teneur massique en molybdène est comprise entre 4,50% et 5,25%. Alliage de titane selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la teneur massique en silicium est comprise entre 0,1 % et 0,15 %. Alliage de titane selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la teneur massique en zirconium est comprise entre 1,0 % et 2,0 %. Pièce de turbomachine comprenant un alliage selon l'une quelconque des revendications 1 à 6. Pièce de turbomachine selon la revendication 7, laquelle pièce étant choisie parmi une aube de compresseur, un disque de compresseur, un rouet de compresseur, un carter de turbomachine ou une tuyère de turbomachine. Turbomachine comprenant une pièce selon l’une des revendications 7 ou 8.