FR 3154996 A1 20250509 FR 2311958 A 20231103 Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite avec correction de géométrie L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à matrice céramique comprenant au moins : - Une étape de formation (10) d’une préforme fibreuse, - Une étape de consolidation (20) de la préforme fibreuse, - Une étape d’injection (30), au cours de laquelle une barbotine comprenant une poudre de particules de carbure de silicium est injectée dans la préforme fibreuse, de manière à obtenir une pièce brute (100), et - Une étape d’infiltration (60), au cours de laquelle une composition à base de silicium fondu est infiltrée, de manière à former une pièce en matériau composite à matrice céramique. Le procédé comprend en outre : - une étape de dépose (40) d’au moins une couche de finition (200) sur toute ou partie de la pièce brute (100), et - une étape de thermocompression (50), au cours de laquelle la couche de finition (200) est thermocompressée suivant une géométrie finale de la pièce en matériau composite à matrice céramique. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite avec correction de géométrie La présente invention concerne les pièces en matériau composite à matrice céramique. Elle concerne plus particulièrement l'amélioration du contrôle de la géométrie finale et de l'état de surface de telles pièces. Un domaine d'application de l'invention est la réalisation de pièces en matériau composite à matrice céramique, également dénommée par l’acronyme « CMC ». Le matériau composite à matrice céramique vient en remplacement des pièces en matériau métallique, notamment dans certaines parties de moteurs aéronautiques et en particulier dans les turbines à gaz de tels moteurs. Dans le domaine aéronautique, l’utilisation des matériaux composite à matrice céramique contribue à optimiser les performances des aéronefs, notamment par l’amélioration du rendement de la turbomachine et la baisse de la masse globale de la turbomachine, réduisant de manière significative les émissions nocives pour l’environnement (CO, CO 2 , NOx, …). De plus, l'utilisation d’un matériau composite à matrice céramique à la place de matériaux métalliques pour des pièces exposées en service à des températures élevées a donc été préconisée, d'autant qu’un matériau composite à matrice céramique présente une masse volumique sensiblement plus faible que les matériaux métalliques auxquels ils se substituent. Un procédé bien connu pour la fabrication de pièces en matériau composite à matrice céramique comprend les étapes suivantes : une étape de réalisation d’une texture fibreuse à partir de fibres de carbone ou de carbure de silicium SiC, une étape de consolidation d’une préforme fibreuse réalisée par infiltration chimique en phase gazeuse, également désigné par l’acronyme « CVI » pour « Chemical Vapour Infiltration » en anglais, de carbure de silicium SiC, la texture fibreuse étant maintenue dans un outillage de conformation durant la CVI, une étape d’injection d’une barbotine de poudre de carbure de silicium SiC dans la préforme fibreuse, également désignée par les termes anglais « Slurry Cast » ou « Slurry Transfer Molding », et une étape d’infiltration de la préforme avec une composition à base de silicium fondu, de manière à former une matrice céramique, processus de densification connu sous la désignation processus « MI » pour le terme anglais « Melt Infiltration ». Un tel procédé est notamment décrit dans le document FR3047988. Si un tel procédé permet d’obtenir des pièces ayant de très bonnes propriétés mécaniques, la pièce résultante présente des écarts par rapport à une géométrie théorique ainsi qu’une rugosité de surface qui peut amoindrir les performances, notamment aérodynamiques, de la pièce. Une solution pour améliorer la géométrie et l'état de surface d'une pièce en matériau composite à matrice céramique consiste à former une couche du matériau de matrice, en l’occurrence du carbure de silicium SiC sans fibres à la surface de la pièce qui est usinée pour rattraper les écarts de géométrie et lisser la surface. Cependant, l’épaisseur de la couche sans fibres doit être limitée pour assurer une bonne tenue thermomécanique. En outre, les opérations d’usinage entraînent une complexification et une augmentation du coût de fabrication. Or, il existe un besoin de pouvoir fabriquer des pièces en matériau composite à matrice céramique qui, en fin de gamme de fabrication, c’est-à-dire directement après l’étape d’infiltration de la préforme MI, respectent déjà les tolérances géométriques et dimensionnelles tout en ayant un bon état de surface compatible avec les performances, en particulier aérodynamiques requises. A cet effet, l’invention propose un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à matrice céramique comprenant au moins : une étape de formation, au cours de laquelle une préforme fibreuse est formée, une étape de consolidation, au cours de laquelle une phase de consolidation de la préforme fibreuse est réalisée, une étape d’injection, au cours de laquelle une barbotine comprenant une poudre de particules de carbure de silicium est injectée dans la préforme fibreuse, de manière à obtenir une pièce brute, et une étape d’infiltration, au cours de laquelle au cours de laquelle une composition à base de silicium fondu est infiltrée, de manière à former une pièce en matériau composite à matrice céramique. De plus, le procédé de fabrication comprend en outre, une étape de dépose, au cours de laquelle au moins une couche de finition est déposée sur toute ou partie de la pièce brute, et une étape de thermocompression, au cours de laquelle la couche de finition est thermocompressée suivant une géométrie finale de la pièce en matériau composite à matrice céramique à fabriquer. Une dépose et une thermocompression de la couche de finition permettent de former localement des surépaisseurs sur au moins une partie de la surface de la pièce afin de corriger les écarts de géométrie et obtenir une pièce finale au plus proche de la géométrie théorique souhaitée. Les parties de la pièce finale préalablement recouvertes par la couche de finition présentent en outre un état de surface maîtrisé (lissage), notamment compatible avec des applications nécessitant des performances aérodynamiques. Grâce à la présence d’un plastifiant, la couche de finition présente une souplesse permettant une conformation à différentes géométries, même complexes, lors de l’étape de dépose. En fin de fabrication, après l’étape d’infiltration de la pièce brute avec une composition à base de silicium fondu, il n’est alors plus nécessaire de procéder à un dépôt de revêtement de surface et à des usinages supplémentaires. En effet, les écarts de géométrie ont déjà été corrigés et l’état de surface est maîtrisé. Selon un autre aspect particulier du procédé de fabrication de l’invention, l'étape de dépose et étape de thermocompression peut avoir lieu après l’étape d’injection de la barbotine et avant l’étape d’infiltration de la pièce brute avec une composition à base de silicium fondu. Selon un autre aspect particulier du procédé de fabrication de l’invention, au cours de l'étape de dépose, la couche de finition peut comprendre une poudre de carbure de silicium dispersée dans un support comprenant au moins un liant et/ou un plastifiant. Selon un aspect particulier du procédé de fabrication de l’invention, la couche de finition est réalisée par coulage en bande à partir d’une barbotine comprenant au moins une poudre de carbure de silicium, un liant, un plastifiant, un dispersant et/ou un solvant organique. Selon un autre aspect particulier du procédé de fabrication de l’invention, la couche de finition peut comprendre un pourcentage de particules de carbure de silicium compris entre 30% et 60% en volume. Selon un autre aspect particulier du procédé de fabrication de l’invention, la couche de finition peut présenter une épaisseur inférieure ou égale à 0,5 mm, notamment comprise entre 0,2 mm et 0,5 mm . Selon un autre aspect particulier du procédé de fabrication de l’invention, lors de l’étape de thermocompression, la pièce brute recouverte de la couche de finition est chauffée à une température supérieure à la température de fluage du support de la couche de finition, la couche de finition étant compactée sur la pièce brute suivant la géométrie finale de la pièce en matériau composite à matrice céramique à fabriquer. Cela permet de calibrer en épaisseur la couche de finition sur la surface externe de la pièce brute. Le procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à matrice céramique de l’invention peut être notamment appliqué à la fabrication d’une aube ou d’un secteur de distributeur de turbine à gaz comportant un profil aérodynamique relié à au moins une plateforme. Par ailleurs, l’invention concerne également une pièce en matériau composite à matrice céramique obtenue à partir du procédé de fabrication selon l’invention pouvant être une aube ou d’un secteur de distributeur de turbine à gaz comportant un profil aérodynamique relié à au moins une plateforme. Dans ce cas, au moins une couche de finition est déposée sur une surface d’un bord d’attaque d’un profil aérodynamique et/ou sur une zone de raccordement reliant un profil aérodynamique à une plateforme. Le bord d’attaque et la zone de raccordement reliant un profil aérodynamique à une plateforme correspondant à des zones présentant régulièrement des écarts de géométrie, le procédé de fabrication de l’invention peut avantageusement être utilisé pour corriger de tels écarts. La présente invention sera mieux comprise et d’autres objets, caractéristiques et avantages apparaîtront plus clairement encore à la lecture de la description détaillée qui suit, comprenant des modes de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées, présentés en tant qu’d’exemples non limitatifs, qui pourront servir à compléter la compréhension de la présente invention et l’exposé de sa réalisation et, le cas échéant, contribuer à sa définition, sur lesquelles : FIG. 1 La FIG. 1 est un ordinogramme indiquant des étapes successives d’un mode de réalisation d’un procédé de fabrication conforme à l’invention, FIG. 2 La FIG. 2 est une vue schématique en perspective montrant une dépose d’une couche de finition sur une pièce brute conformément à un mode de réalisation de l’invention, FIG. 3 La FIG. 3 est une autre vue schématique en perspective montrant une dépose d’une couche de finition sur une pièce brute conformément à un autre mode de réalisation de l’invention, FIG. 4 La FIG. 4 est une vue schématique en perspective montrant une mise en place de la pièce brute des figures 2 et 3 dans un outillage de thermocompression, FIG. 5 La FIG. 5 est une vue schématique en perspective montrant la pièce brute des figures 2 et 3 dans l’outillage de thermocompression fermé, FIG. 6 La FIG. 6 est vue en coupe de l’outillage de la FIG. 5 selon le plan de coupe VI-VI, et FIG. 7 La FIG. 7 est une photographie microscopique d’une surface d’une pièce en matériau composite à matrice céramique obtenue par mise en œuvre du procédé de fabrication selon l’invention. 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 de carbone et/ou de céramique et densifié par une matrice au moins partiellement en céramique. L'invention s'applique, en particulier mais non exclusivement, aux pièces en matériau SiC/SiC, c’est-à-dire des pièces formées par un renfort fibreux en fibres de carbure de silicium SiC densifié par une matrice au moins partiellement en carbure de silicium SiC. La FIG. 1 est un ordinogramme indiquant des étapes successives d’un mode de réalisation d’un procédé de fabrication conforme à l’invention. Plus particulièrement, différentes étapes d'un exemple du procédé de fabrication selon l'invention sont représentées à la FIG. 1 . Dans un premier temps, le procédé de fabrication selon l'invention comprend une étape de formation 10, au cours de laquelle une préforme fibreuse, comprenant notamment des fibres de carbure de silicium, est formée. La préforme fibreuse est notamment destinée à former un renfort fibreux d’une pièce à obtenir. Les fibres utilisées peuvent être des fibres de carbure de silicium SiC, en particulier fournies sous la dénomination « Nicalon », « Hi-Nicalon » ou « Hi-Nicalon-S » par la société Nippon Carbon ou « Tyranno SA3 » par la société UBE. La préforme fibreuse peut être obtenue par tissage tridimensionnel entre une pluralité de couches de fils de chaîne et une pluralité de couches de fils de trame. Le tissage tridimensionnel réalisé peut être un tissage à armure "interlock", c'est-à-dire une armure de tissage dans laquelle chaque couche de fils de trame lie plusieurs couches de fils de chaîne avec tous les fils d'une même colonne de trame ayant le même mouvement dans le plan de l'armure. Différents modes de tissage utilisables sont décrits dans le document WO 2006/136755. La préforme fibreuse peut encore être obtenue par assemblage d'une pluralité de textures fibreuses. Dans un tel cas, les textures fibreuses peuvent être liées entre elles, par exemple, par couture et/ou aiguilletage. Les textures fibreuses peuvent respectivement être obtenues à partir d'une couche ou d'un empilement de plusieurs couches de : tissu unidimensionnel (UD), tissu bidimensionnel (2D), tresse, tricot, feutre, et/ou nappe unidirectionnelle (UD) de fils ou câbles ou nappes multidirectionnelle (nD) obtenue par superposition de plusieurs nappes UD dans des directions différentes et liaison des nappes UD entre elles par exemple par couture, par agent de liaison chimique ou par aiguilletage. Par suite, le procédé de fabrication selon l'invention comprend une étape de consolidation 20, au cours de laquelle une phase de consolidation comprenant au moins du carbure de silicium est formée dans la porosité de la préforme fibreuse. La phase de consolidation peut être formée par infiltration chimique en phase vapeur avec la préforme maintenue dans un outillage de conformation. La phase de consolidation peut comprendre uniquement du carbure de silicium. En variante, la phase de consolidation peut comporter, en plus du carbure de silicium, un matériau auto-cicatrisant. Une épaisseur du dépôt de la phase de consolidation peut être supérieure ou égale à 500 nm, par exemple comprise entre 1 µm et 30 µm. L'épaisseur du dépôt de la phase de consolidation est suffisante pour consolider la préforme fibreuse, c'est-à-dire pour lier entre elles les fibres de la préforme de façon suffisante pour que la préforme puisse être manipulée en conservant une forme déterminée sans assistance d'outillage de maintien. Après la phase de consolidation, la préforme reste poreuse, la porosité initiale étant, par exemple, comblée que pour une partie minoritaire par une interphase et la phase de consolidation. Une étape suivante du procédé de fabrication selon l'invention consiste en une étape d’injection 30, au cours de laquelle une barbotine comprenant une poudre de particules de carbure de silicium est injectée dans la préforme fibreuse, notamment selon les procédés connus sous les dénominations « Slurry Cast » ou « Slurry Transfer Molding » en anglais. A l’issue de l’étape d’injection 30, une pièce brute 100 est obtenue. Une telle pièce brute 100 est notamment présentées sur les figures 2 et 3 qui sont respectivement des vue schématique en perspective montrant une dépose d’une couche de finition sur la pièce brute 100 conformément à différents modes de réalisation de l’invention. Plus spécifiquement, les figures 2 et 3 représentent la pièce brute 100 obtenue telle décrite précédemment et qui peut être destinée à former un secteur de distributeur de turbine. Ainsi, la pièce brute 100 peut comprendre un profil aérodynamique 110 s’étendant suivant : une direction longitudinale D L entre une extrémité interne 110b et une extrémité externe 110a, et suivant une direction transversale D T entre un bord d’attaque 111 et un bord de fuite 112. Le profil aérodynamique 110 peut également comporter une face intrados 113 et une face extrados 114, reliant le bord d’attaque 111 et le bord de fuite 112, de part et d’autre du profil aérodynamique 110. La pièce brute 100 peut également comporter une plateforme interne 130 reliée à l’extrémité interne 110b du profil aérodynamique 110 et une plateforme externe 120 reliée à l’extrémité externe 110a du profil aérodynamique 110. Conformément à l’invention, le procédé de fabrication selon l'invention prévoit une ou plusieurs couches de finition déposées sur la pièce brute 100. A cet effet, le procédé de fabrication selon l'invention comprend une étape de dépose 40, au cours de laquelle au moins une couche de finition 200 est déposée sur toute ou partie de la pièce brute 100. Dans l’exemple décrit ici aux figures 2 et 3, une couche de finition 200 est déposée sur une partie de la surface de la pièce brute 100, couvrant une surface du profil aérodynamique 110 comprenant le bord d’attaque 111, les surfaces de la plateforme interne 130 et de la plateforme externe 120 en regard l’une de l’autre, une zone raccordement 1111 reliant le profil aérodynamique 110 à la plateforme externe 120, et une zone de raccordement 1110 reliant le profil aérodynamique 110 à la plateforme interne 130. Dans l’exemple décrit ici, la couche de finition 200 est déposée sur des zones dites « fonctionnelles » de la pièce brute 100, c’est-à-dire des zones présentes dans un flux d’écoulement d’un moteur d’aéronef et définissant une partie d’une veine d’écoulement. La couche de finition 200 comprend au moins une poudre de carbure de silicium SiC, un liant et/ou un plastifiant. En particulier, le liant et le plastifiant forment un système de support pour la poudre de carbure de silicium SiC qui est dispersée dans un tel support. Une bande de finition 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 couche de finition selon l’invention, une barbotine comprenant au moins une poudre de carbure de silicium SiC, un liant, un plastifiant, un dispersant et/ou un solvant organique sont utilisés. Une feuille de barbotine est ainsi déposée puis séchée afin d’éliminer le solvant, permettant ainsi d’obtenir la couche de finition 200 comprenant le support dans lequel la poudre de carbure de silicium SiC est dispersée. Le support est à la fois suffisamment solide pour être manipulé facilement et suffisamment souple pour être facilement conformable en raison de la présence d’un plastifiant. Des outillages d’aide à la dépose peuvent être éventuellement utilisés. La couche de finition 200 peut présenter une épaisseur comprise entre 0,2 mm et 0,5 mm . De plus, la couche de finition peut contenir entre 30% et 60% en volume de poudre de carbure de silicium SiC. Le reste de la couche de finition peut être composé principalement du liant et du plastifiant. La poudre de carbure de silicium SiC peut être de taille micrométrique avec une taille de particules moyenne comprise entre 0,5 µm et 3 µm . Le liant peut notamment être: le poly(alcool vinylique) PVA, le poly(butyral de vinyle) PVB, le polyéthylène glycol PEG de masse moléculaire élevée, et/ou le glycerol. Le plastifiant peut notamment être: le polyéthylène glycol PEG masse moléculaire faible, le phtalate de dibutyle DBP, et/ou le triéthylène glycol TEG. Le dispersant peut notamment être choisi parmi les produits commerciaux, en particulier ceux fournis sous la dénomination « Disparlon » par la société Kusumoto Chemicals Ltd, « Disperbyk » par la société BYK, « Triton H-66 » par la société The Dow Chemical Company, ou « Melioran P312L » par la société Arkema. Le solvant peut notamment être un solvant polaire, tel que le méthyl éthyl cétone MEK, l’acétone, l’éthanol, le propanol, le butanol, ou plus généralement tous les cétones et tous les alcools. Par une souplesse appropriée, la couche de finition 200 épouse correctement la géométrie de la pièce brute 100, en particulier au niveau du bord d’attaque 111 et, d’une part, la zone raccordement 1111 reliant le profil aérodynamique 110 et les plateformes externe 120 et, d’autre part, la zone de raccordement 1110 reliant le profil aérodynamique 110 à la plateforme interne 130, qui correspondent à des zones présentant des écarts de géométrie par rapport à la géométrie théorique. Par suite, le procédé de fabrication selon l'invention comprend une étape de thermocompression 50, au cours de laquelle la couche de finition 200, respectivement les couches de finition 200, déposée(s) sur la pièce brute 100 est, respectivement sont thermocompressée(s), suivant une géométrie finale de la pièce en matériau composite à matrice céramique. Plus précisément, la FIG. 4 présente une vue schématique en perspective montrant une mise en place de la pièce brute 100 des figures 2 et 3 comportant la couche de finition 200 dans un outillage de thermocompression 500 comprenant, selon l’exemple de réalisation présenté : une première coquille 501, comprenant une première empreinte 511 correspondant en partie à la forme et aux dimensions finales de la pièce à réaliser, notamment une aube, et entourée par un premier plan de contact 512, et une deuxième coquille 502, comprenant une deuxième empreinte 521 correspondant en partie à la forme et aux dimensions finales de la pièce à réaliser, notamment une aube, et entourée d’un deuxième plan de contact 522. Le deuxième plan de contact 522 de la deuxième coquille 502 est destiné à coopérer avec le premier plan de contact 512 de la première coquille 501. La première coquille 501 et la deuxième coquille 502 peuvent être notamment réalisées en matériau métallique tel que de l’aluminium ou de l’acier par exemple. Une fois l’outillage de thermocompression 500 fermé tel que représenté sur la FIG. 5 , celui-ci est placé dans un dispositif dédié, non représenté, permettant de réaliser la thermocompression selon l’étape étape de thermocompression 50, comme par exemple une presse mécanique, un autoclave et/ou un dispositif autonome muni de vérins hydrauliques. A cet effet, le dispositif dédié est équipé de moyens de chauffage, aptes à chauffer la pièce brute 100 à une température déterminée. Selon une variante, l’outillage de thermocompression 500 peut être lui-même équipé de moyens de chauffage, tels que, par exemple, des résistances électriques. Un cycle type non limitatif de l’étape de thermocompression 50 comprend au moins : une sous-étape d’application d’une pression, au cours de laquelle une pression de maintien, en particulier comprise entre 1 et 2 MPa, est appliquée sur la première coquille 501, sur la deuxième coquille 502 et/ou sur l’outillage de thermocompression 500 ; une sous-étape de chauffage, au cours de laquelle la température est augmentée jusqu’à atteindre une température de fluage de la (les) couche(s) de finition 200, la température de fluage étant typiquement comprise entre 45°C et 150°C ; une sous-étape de compaction, au cours de laquelle la pièce brute 100 et la (les) couche(s) de finition 200 sont comprimées/ compactées, en particulier à une pression comprise entre 2 et 15 MPa ; et une sous-étape d’arrêt, au cours de laquelle le chauffage est arrêté ou réduit et la pression relâchée, notamment à une valeur comprise entre 1 et 2 MPa. L’application d’une pression sur l’outillage de thermocompression 500 maintenue à une température supérieure ou égale à la température de fluage de la (les) couche(s) de finition 200 permet de calibrer en épaisseur la (les) couche(s) de finition 200. De cette manière et telle qu’illustrée sur la FIG. 6 en tant que vue en coupe de l’outillage de la FIG. 5 selon le plan de coupe VI-VI, la couche de finition 200 est parfaitement répartie en épaisseur sur une surface externe de la pièce brute 100. La couche de finition 200 comble ainsi des manques de matière et des irrégularités en surface de la pièce brute 100, ce qui permet de corriger la géométrie de la pièce brute 100 pour atteindre une géométrie théorique de la pièce finale définie par la première empreinte 511 et la deuxième empreinte 521, lorsque le premier plan de contact 512 et le deuxième plan de contact 522 sont réunis. Après refroidissement de l’outillage de thermocompression 500, la pièce brute 100 est démoulée. A ce stade, toutes les parties de la pièce brute 100 recouvertes par une ou plusieurs couches de finition 200 sont conformées à la géométrie et aux dimensions théoriques, c’est-à-dire finales, de la pièce à fabriquer. Le procédé de fabrication selon l'invention comprend alors une étape d’infiltration 60, au cours de laquelle la pièce, obtenue à l’issue de de l’étape de thermocompression 50, est infiltrée par une composition comprenant majoritairement en masse du silicium. La composition peut correspondre à du silicium fondu seul ou à un alliage de silicium à l'état fondu, lequel peut contenir en outre un ou plusieurs autres éléments, tels que du titane, du molybdène, du bore, du fer et/ou du niobium. La teneur massique en silicium dans la composition fondue peut être supérieure ou égale à 90%. Pendant l’étape d’infiltration 60, les éléments organiques de la ou les couches de finition sont convertis en résidus carbonés par un traitement thermique précédant l’infiltration du silicium fondu par montée capillaire dans un empilement granulaire de particules de carbure de silicium SiC. Le traitement thermique peut correspondre à la montée en température de la préforme et du bain de composition à base de silicium ou d’un traitement thermique propre réalisé sous vide. Durant l’infiltration, une partie du silicium réagit avec les résidus carbonés, les particules de carbure de silicium SiC et des macro cristaux de carbure de silicium SiC sont précipités tandis que le silicium en excès reste en tant que silicium libre dans le matériau, tout comme dans la matrice interne du matériau composite à matrice céramique. A l’issue du procédé de fabrication selon l'invention, une pièce en matériau composite à matrice céramique est ainsi obtenue, qui présente une géométrie avec aucun écart, ou un écart minimal, par rapport à un géométrie théorique de la pièce visée et un très bon état de surface dans toutes les zones de surface traitées avec la (les) couche(s) de finition 200. La FIG. 7 est une photographie microscopique de la surface de la pièce en matériau composite à matrice céramique obtenue par mise en œuvre du procédé de fabrication selon l’invention. Plus particulièrement, la FIG. 7 montre la surface de la pièce en matériau composite à matrice céramique après l’étape d’infiltration 60 avec une composition à base de silicium fondu, la pièce ayant été revêtue d’une couche de finition 200 après l’étape d’injection 30 de barbotine et avant l’étape d’infiltration 60 comme décrit précédemment. La FIG. 7 montre que le matériau composite à matrice céramique 1000 de la pièce comporte en surface, à ce stade de densification, une couche 2000 constituée de carbure de silicium SiC et de silicium Si obtenus à partir de la couche de finition 200. La couche 2000 ne présente aucune décohésion avec le matériau composite à matrice céramique 1000, ce qui assure une très bonne tenue de l’ensemble. Le tableau ci-dessous montre des valeurs d’état de surface comprenant une rugosité Ra, un hauteur maximale du profil d’ondulation Wz et une hauteur totale du profil d’ondulation Wt mesurées en surface de la pièce en matériau composite à matrice céramique revêtue d’une couche de finition 200 comme décrit précédemment. Trois formulations de couche de finition 200 différentes ont été utilisées pour ces essais, respectivement : une couche de finition n°1 comprenant une poudre de carbure de silicium SiC 1µm, un liant acrylique (DEGALAN M920) et PEG 200 ; une couche de finition n°2 comprenant une poudre de carbure de silicium SiC 1,8µm, un liant acrylique (DEGALAN M920) et PEG 200 ; et une couche de finition n°3 comprenant une poudre de carbure de silicium SiC 1,8µm, un liant acrylique (DEGALAN M920) et DBP. Les mesures d’état de surface sont réalisées après l’étape d’infiltration avec du silicium fondu MI. Couche de finition n°1 Couche de finition n°2 Couche de finition n°3 CMC brut Epaisseur avant thermocompression (mm) 0,5 0,5 0,3 NA Epaisseur après thermocompression (mm) 0,35 0,4 0,2 NA Ra (µm) 0,65 0,28 0,59 4,5 Wz (µm) 3,3 1,99 6,45 52 Wt (µm) 25,6 29,1 44,3 145 Il ressort que, pour les trois formulations de couche de finition 200, l’état de surface de la pièce en matériau composite à matrice céramique est considérablement amélioré par rapport à l’état de surface d’une même pièce en matériau composite à matrice céramique brut, c’est-à-dire dont la surface n’a pas été revêtue avec une couche de finition 200. Le procédé de fabrication de l’invention est particulièrement avantageux pour la fabrication de pièces en matériau composite à matrice céramique utilisées dans des turbines à gaz de moteurs aéronautiques, comme une aube ou un secteur de distributeur comportant un profil aérodynamique relié à au moins une plateforme. En effet, les zones au niveau du bord d’attaque et/ou au niveau des parties de raccordement entre le profil aérodynamique et la ou les plateformes présentent souvent des écarts, en particulier manques de matière, par rapport à la géométrie théorique de la pièce finale. De telles zones correspondent à des zones fonctionnelles de la pièce, c’est-à-dire des zones présentes dans un flux d’écoulement du moteur. Le procédé de fabrication de l’invention permet de corriger facilement la géométrie de telles zones et d’atteindre ainsi les spécifications visées pour la pièce en fonctionnement. Le procédé de fabrication de l’invention permet également d’améliorer l’état de surface, notamment en lissage, de telles zones fonctionnelles et, par conséquent, les performances aérodynamiques de la pièce. Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à matrice céramique comprenant au moins : une étape de formation (10), au cours de laquelle une préforme fibreuse est formée, une étape de consolidation (20), au cours de laquelle une phase de consolidation de la préforme fibreuse est réalisée, une étape d’injection (30), au cours de laquelle une barbotine comprenant une poudre de particules de carbure de silicium est injectée dans la préforme fibreuse, de manière à obtenir une pièce brute (100), et une étape d’infiltration (60), au cours de laquelle une composition à base de silicium fondu est infiltrée, de manière à former une pièce en matériau composite à matrice céramique, caractérisé en ce qu’il comprend en outre : une étape de dépose (40), au cours de laquelle au moins une couche de finition (200) est déposée sur toute ou partie de la pièce brute (100), et une étape de thermocompression (50), au cours de laquelle la couche de finition (200) est thermocompressée suivant une géométrie finale de la pièce en matériau composite à matrice céramique. Procédé de fabrication selon la revendication 1, dans lequel l'étape de dépose (40) et étape de thermocompression (50) ont lieu après l’étape d’injection de la barbotine et avant l’étape d’infiltration de la pièce brute avec une composition à base de silicium fondu. Procédé de fabrication selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, au cours de l'étape de dépose (40), la couche de finition (200) comprend une poudre de carbure de silicium dispersée dans un support comprenant au moins un liant et/ou un plastifiant. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la couche de finition (200) est réalisée par coulage en bande à partir d’une barbotine comprenant au moins une poudre de carbure de silicium, un liant, un plastifiant, un dispersant et/ou un solvant organique. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la couche de finition (200) comprend un pourcentage de particules de carbure de silicium compris entre 30% et 60% en volume. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la couche de finition (200) présente une épaisseur inférieure ou égale à 0,5 mm, notamment comprise entre 0,2 mm et 0,5 mm. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, lors de l’étape de thermocompression (50), la pièce brute (100) est chauffée à une température supérieure à la température de fluage du support de la couche de finition, la couche de finition étant compactées sur la pièce brute (100) suivant la géométrie finale de la pièce en matériau composite à matrice céramique Pièce en matériau composite à matrice céramique obtenue à partir du procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle constitue une aube ou un secteur de distributeur de turbine à gaz comportant un profil aérodynamique (110) relié à au moins une plateforme (110, 120). Pièce en matériau composite à matrice céramique selon la revendication 8, dans laquelle au moins une couche finition (200) est déposée sur une surface d’un bord d’attaque (111) du profil aérodynamique (110). Pièce en matériau composite à matrice céramique selon la revendication 9, dans laquelle la couche finition (200) est déposée sur une zone de raccordement (1110, 1111) reliant le profil aérodynamique (111) à la plateforme (110, 120).