FR 3146908 A1 20240927 FR 2402750 A 20240320 La présente invention concerne une pièce (10) pour une turbomachine d’aéronef, cette pièce (10) comportant un corps et un revêtement de barrière thermique (4) situé sur ledit corps, ce revêtement comprenant : - une couche inférieure d’isolation thermique (42) qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère, - une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique (46) qui est située sur la couche inférieure, et - une couche supérieure d’isolation thermique (44) qui est située sur la couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère. Figure pour l'abrégé : Figure 2 PIECE POUR UNE TURBOMACHINE COMPORTANT UN REVÊTEMENT DE BARRIERE THERMIQUE EN GEOPOLYMERE Domaine technique de l'invention L’invention se rapporte au domaine des revêtements de barrière thermique. Plus particulièrement, la présente invention concerne une pièce pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant un tel revêtement de barrière thermique. Arrière-plan technique Une turbomachine, telle qu'utilisée pour la propulsion dans le domaine aéronautique, comprend une entrée d'air atmosphérique qui communique avec un ou plusieurs compresseurs, dont généralement une soufflante, entraînés en rotation autour d'un même axe X. Le flux primaire de cet air, après avoir été comprimé, alimente une chambre de combustion disposée de façon annulaire autour de cet axe X. Ce flux primaire est mélangé à un carburant et brûlé pour fournir des gaz de combustion, en aval, à une ou plusieurs turbines à travers lesquelles ces gaz sont détendus, les rotors des turbines entraînant les rotors des compresseurs. Le moteur des turbomachines fonctionne à une température des gaz de combustion en entrée de turbine que l'on cherche aussi élevée que possible, car cette température conditionne les performances de la turbomachine. Dans ce but, les matériaux des parties chaudes sont sélectionnés pour résister à ces conditions de fonctionnement et les parois des pièces balayées par les gaz de combustion, telles que le carter de turbine, les distributeurs ou les aubes mobiles de turbine, sont pourvus de moyens de refroidissement. De manière générale, les pièces de turbomachine peuvent être réalisées en métal ou en composite. L’utilisation de matériaux composites est particulièrement avantageuse dans le domaine des turbomachines car ils permettent la diminution de la masse des composants associée à de bonnes propriétés mécaniques. Un matériau composite classiquement utilisé comprend une préforme fibreuse densifiée par une résine de polymère. La préforme peut être issue d’un tissage tridimensionnel (3D) ou peut être obtenue par drapage et superposition de plusieurs couches/plis (multicouche). La résine peut être injectée dans la préforme ou bien la préforme peut être préalablement imprégnée avec la résine (également désignée par « pré-imprégnée » ou « prepreg »). Actuellement, les pièces de turbomachine réalisées dans un matériau composite à matrice organique (CMO) sont de plus en plus utilisées en zone moteur. Cependant, les pièces réalisées en CMO sont particulièrement sensibles à une forte chaleur. En effet, la résine organique composant les pièces en CMO est peu résistante à des températures élevées (telle qu’une température au-delà de 200°C voire de 300°C pour les plus performantes d’entre elles). Parmi les protections imaginées pour permettre à ces pièces de résister à ces conditions extrêmes, figure le dépôt de plusieurs matériaux formant un « revêtement de barrière thermique », sur leur surface externe. Ce revêtement permet de protéger la pièce réalisée en CMO à une exposition continue à des températures élevées. Une solution consisterait à réaliser le revêtement de barrière thermique sous forme d’une laine de silice encapsulée dans des feuillards métalliques (tel qu’en Inox ou en Inconel). Des fixations mécaniques sont également nécessaires pour fixer ce type de revêtement sur la pièce de turbomachine. Par exemple, ces fixations sont des fixations traversantes de type rivet avec une ferrure ou un support en titane pour fixer la périphérie du revêtement, ou des plots métalliques collés en pleine surface de la pièce en CMO. Ce type de revêtement peut présenter une étape et une difficulté supplémentaires de mise en positon de ces fixations pour les opérateurs. Par ailleurs, le revêtement à base de laine de silice est épais (plus de 4,0mm) et peut être encombrant dans une turbomachine. Il est également connu d’appliquer un revêtement de barrière thermique formé de silicone en monocouche ou multicouches, sur la pièce de turbomachine. Cependant, ce type de revêtement présente l’inconvénient d’être coûteux. Dans ce contexte, il est utile de pallier au moins en partie aux inconvénients précités, en proposant un nouveau revêtement de barrière thermique fiable et peu encombrant, notamment dans une pièce pour une turbomachine. La présente invention propose ainsi une pièce pour une turbomachine d’aéronef, cette pièce comportant un corps et un revêtement de barrière thermique situé sur ledit corps, ce revêtement comprenant : - une couche inférieure d’isolation thermique qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère, - une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique qui est située sur la couche inférieure, et - une couche supérieure d’isolation thermique qui est située sur ladite couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère. La pièce de turbomachine selon l’invention présente l’avantage d’être fonctionnelle, notamment dans un moteur de turbomachine, sans limitation de durée à une température élevée. En effet, le revêtement de barrière thermique de la pièce bénéficie d’une stabilité à haute température (par exemple entre 400 et 600°C), ce qui le rend adapté pour des modules de turbomachine exposés à de hautes températures, tels que les compresseurs basse pressions et haute pression. En particulier, le revêtement de barrière thermique selon l’invention présente une architecture en multicouche composée de plusieurs couches en géopolymère et d’une couche métallique. La couche métallique est disposée en sandwich entre les couches inférieure et supérieure en géopolymère. On entend par « géopolymère », un matériau à base de matière minérale composée par exemple de silice et d’alumine. Les géopolymères sont formés de chaînes ou de réseaux de molécules minérales liées par des liaisons covalentes. Le géopolymère peut être entièrement inorganique ou peut comprendre une certaine quantité de matière organique. Le géopolymère peut être essentiellement un composé chimique minéral ou un mélange de composés constitués de motifs, par exemple silico-oxyde (-Si-O-Si-O-), silico-aluminate (-Si-O-Al-O-), ferro-silico-aluminate (-Fe-O-Si-O-Al-O-) ou aluminophosphate (-Al-O-P-O), crées par un processus de géopolymérisation. Le matériau géopolymère, notamment de par sa nature inorganique, offre une très bonne tenue aux hautes températures (notamment à une température au-delà de 300°C). Les couches en géopolymère du revêtement de l’invention ont ainsi une fonction d’isolation thermique, et la couche métallique, en tant que matériau conducteur, peut avoir un rôle de dissipateur de chaleur. En fonctionnement, la forte température est atténuée par la couche supérieure en géopolymère. Cette chaleur est ensuite répartie uniformément sur la surface de la couche métallique intermédiaire, ce qui permet d’éviter localement des points très chauds. Enfin, la couche inférieure en géopolymère permet de diminuer davantage la température transmise au corps de la pièce de turbomachine. Ce qui atténue donc la dégradation de la pièce en fonctionnement. Le revêtement selon l’invention peut être appliqué facilement sur tous types de forme de la pièce (par exemple, une forme plane et/ou une forme avec courbure), notamment sans recourir à des fixations mécaniques supplémentaires. Ce revêtement offre donc une très bonne protection thermique et atténue la dégradation de la pièce en fonctionnement. Un tel revêtement est peu couteux à produire, peu encombrant et offre de larges possibilités d’utilisation. L’invention présente par conséquent l’avantage de reposer sur une conception simple, offrant une très grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement. Le revêtement de barrière thermique selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - les couches inférieure et supérieure comprennent le même géopolymère ; - le géopolymère est à base de potassium ou de sodium ; - le géopolymère comprend entre 2 et 15%, et de préférence entre 5 et 10%, d’hydroxyde de potassium ou d’hydroxyde de sodium ; - le géopolymère a la formule générale K 2 O·(Al 2 O 3 )·(SiO 2 ) 6.5 ·13.6(H 2 O) ; - la couche de dissipation thermique est un feuillard métallique, par exemple un feuillard de cuivre ou un feuillard d’aluminium ; - le revêtement présente une épaisseur E 4 inférieure ou égale à 3,0mm, par exemple cette épaisseur E 4 est de 2,0mm ; - chacune des première et seconde couches d’isolation thermique présente une épaisseur E 42 , E 44 inférieure ou égale à 1,0mm ; - la couche de dissipation thermique présente une épaisseur E 46 comprise entre 15 et 35μm, par exemple cette épaisseur E 46 est d’environ 25μm ; - le corps de la pièce est réalisé en matériau composite à matrice organique ou en matériau métallique ; -- la couche de dissipation thermique est un feuillard métallique ayant une conductivité thermique supérieure ou égale à 380 W/m.K. La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef comprenant au moins une pièce de turbomachine telle que décrite ci-dessus. La présente invention concerne également un procédé de réalisation d’une pièce selon l’une des particularités de l’invention. Le procédé comprend les étapes consistant à : (a) formuler des géopolymères pour les intégrer dans des couches inférieure et supérieure d’isolation thermique, (b) déposer la couche inférieure d’isolation thermique sur au moins une partie du corps de la pièce de turbomachine, (c) déposer une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique sur la couche inférieure d’isolation thermique, et (d) déposer la couche supérieure d’isolation thermique sur la couche métallique intermédiaire de dissipation thermique. Avant l’étape (b), le procédé peut comprendre une étape (i) de préparation de surface du corps de la pièce à revêtir avec ledit revêtement de barrière thermique. A titre d’exemple, l’étape (i) peut être réalisée par nettoyage et/ou ponçage du corps de la pièce à revêtir. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : La est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef, La représente schématiquement en coupe axiale une pièce pour turbomachine comportant un revêtement de barrière thermique selon un mode de réalisation de l’invention, La représente schématiquement une vue de profil d’un montage de test pour mesurer l’abattement thermique sur un premier échantillon chauffé sans revêtement de barrière thermique et sur un second échantillon chauffé avec revêtement de barrière thermique, La est une vue de haut de la , La est un organigramme d’un procédé de réalisation de la pièce de la . Description détaillée de l'invention Par convention, dans la description ci-après, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal, tel qu’un axe longitudinal du moteur d’une turbomachine d’un ensemble propulsif d’aéronef. Les termes « radial » ou « vertical » qualifient une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une surface intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. De même, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation de l'air dans la turbomachine. La montre un ensemble propulsif 1, en particulier d’aéronef, comportant une turbomachine 2 et une nacelle 3 entourant cette turbomachine 2. La turbomachine 2, en particulier d’aéronef, peut être un turboréacteur ou un turbopropulseur ( ). Cet ensemble propulsif 1 peut être fixé sur un fuselage d’un aéronef ou monté sous une aile de sustentation de l’aéronef (non illustré sur les figures). En référence à la , la turbomachine 2 s’étend suivant un axe longitudinal X et comprend, de l'amont vers l'aval selon la direction d'écoulement des gaz, une soufflante S, un compresseur basse pression 2a, un compresseur haute pression 2b, une chambre annulaire de combustion 2c, une turbine haute pression 2d et une turbine basse pression 2e, qui définissent une veine d'écoulement d'un flux primaire de gaz F1 (notamment un flux d’air chaud). La nacelle 3 de l’ensemble propulsif 1 s'étend autour de la turbomachine 2 et définit autour de celle-ci une veine annulaire d'écoulement d'un flux d’entrée F et d’un flux secondaire de gaz F2 (notamment un flux d’air froid). Après passage du flux d’entrée F dans la soufflante S, il se divise en flux primaire F1 et flux secondaire F2 dans la turbomachine 2. Tel que décrit précédemment dans l’arrière-plan technique de l’invention, un revêtement de barrière thermique est généralement appliqué sur une ou plusieurs pièces dans la turbomachine 2, pour protéger la pièce soumise à des températures élevées de fonctionnement (notamment au-delà de 300°C). Une telle pièce est illustrée schématiquement sur la . La pièce 10 comprend donc un corps et un revêtement de barrière thermique 4. Le corps de la pièce 10 s’étend suivant un axe longitudinal A. Cet axe A peut être parallèle ou transversale à l’axe X de la turbomachine 2. La pièce 10 peut avoir une forme générale plane et/ou une forme avec une ou plusieurs zones courbées. La pièce 10 peut être un carter (par exemple du compresseur haute pression et/ou du compresseur basse pression) ou une paroi (par exemple de la nacelle 3). Plus particulièrement, la pièce 10 est localisée dans des zones chaudes de la turbomachine. Dans ce cas, la pièce 10 peut être un carter d’au moins un des compresseurs basse pression 2a et haute pression 2b. La pièce 10 peut être réalisée en métal (par exemple en acier ou en aluminium) ou en composite (tel qu’en matériau composite à matrice organique). En référence à la , le revêtement de barrière thermique 4 comprend une superposition de plusieurs couches. Le revêtement 4 comprend : - une couche inférieure d’isolation thermique 42, - une couche intermédiaire de dissipation thermique 46, et - une couche supérieure d’isolation thermique 44. Sur l’exemple, la couche inférieure 42 est située directement sur le corps de la pièce 10, la couche intermédiaire 46 est située sur la couche inférieure 42 et la couche supérieure 44 est située sur la couche intermédiaire 46. Le corps de la pièce 10 peut ainsi former un substrat sur lequel est déposé le revêtement 4. La couche intermédiaire 46 présente une fonction de dissipateur thermique. En effet, la couche intermédiaire réalisée en métal est un bon conducteur thermique. Ce qui permet de répartir la chaleur, provenant notamment de la couche supérieure 44, sur la totalité de sa surface. La couche intermédiaire 46 peut être un feuillard métallique. Cette couche intermédiaire 46 peut être un feuillard de cuivre ou un autre feuillard de métal ayant, par exemple une conductivité thermique supérieure ou égale à 380 W/m.K. En variante, d’autre type de feuillard métallique avec une conductivité thermique inférieure à 380 W/m.K peut être utilisé à condition que ce feuillard métallique ne soit pas dégradé par réaction chimique avec au moins une des couches en géopolymère. En effet, la couche intermédiaire peut être un feuillard en aluminium qui présente une conductivité thermique inférieure à celle d’un feuillard de cuivre. Tel que décrit précédemment, les couches inférieure 42 et supérieure 44 ont chacune une fonction d’isolation thermique. En effet, ces couches 42, 44 permettent de limiter les transferts de chaleur, notamment entre une zone chaude de la turbomachine 2 et la pièce 10, de façon à protéger cette pièce d’une dégradation thermique. Afin de renforcer la résistance à une température élevée de fonctionnement (par exemple une température supérieure à 300°C), les couches 42, 44 comprennent chacune un géopolymère. Le géopolymère est un matériau inorganique qui est stable à haute température de fonctionnement (notamment, au moins supérieur à 300°C). La couche inférieure 42 peut être similaire ou différente de la couche supérieure 44. En particulier, le géopolymère composant la couche inférieure 42 peut être identique ou différent du géopolymère de la couche supérieur 44. La formule générale du géopolymère utilisé dans la couche inférieure 42 et/ou la couche supérieure 44 peut être : K 2 O·(Al 2 O 3 )·(SiO 2 ) 6.5 ·13.6(H 2 O) Le géopolymère peut être à base de potassium ou à base de sodium. A titre d’exemple, le géopolymère de formule K 2 O·(Al 2 O 3 )·(SiO 2 ) 6.5 ·13.6(H 2 O) peut avoir un ratio d’environ 2 :4 :1. Le géopolymère à base de sodium peut avoir un ratio d’environ 0,5 en oxyde de sodium (Na 2 O) et en alumine (Al 2 O 3 ), un ratio d’environ 2,4 en dioxyde de silicium (SiO 2 ), et un ratio d’environ 4,9 en eau (H 2 O). Le géopolymère à base de potassium peut avoir un ratio d’environ 0,5 en oxyde de potassium (K 2 O) et en alumine (Al 2 O 3 ), un ratio d’environ 2,4 en dioxyde de silicium (SiO 2 ), et un ratio d’environ 4,9 en eau (H 2 O). La table 1 résume un exemple de composition du géopolymère à base de sodium (NaOH) de la couche inférieure 42 et/ou la couche supérieure 44. Oxyde de sodium - Na 2 O (% en poids) Alumine - Al 2 O 3 (% en poids) Dioxyde de silicium - SiO 2 (% en poids) Eau – H 2 O (%) Fraction massique (% en poids) Argile Métakaolin - MK (metamax) 0 33,6 58,41 0 38,0 Fumée de silice– Condensil ® s95dp 0 0 94,15 0 14,9 Liant – Betol ® 39T 8,3 0 27,5 64,2 46,0 Hydroxyde de sodium - NaOH 77,5 0 0 22,5 5,1 Teneur en géopolymère (en g/100g) 7,8 12,8 48,8 30,6 104 (dont 4,0g d’impureté) Le géopolymère de la couche inférieure 42 et/ou de la couche supérieure 44 peut comprendre entre 2 et 15% en poids d’hydroxyde de sodium (NaOH). De préférence, le géopolymère comprend entre 5 et 10% en poids d’hydroxyde de sodium (NaOH). Par exemple, la teneur en hydroxyde de sodium (NaO 2 ) est d’environ 5,1% en poids dans le géopolymère en référence à la table 1. La table 2 résume un exemple de composition du géopolymère à base de potassium (KOH) de la couche inférieure 42 et/ou la couche supérieure 44. Oxyde de potassium - K 2 O (% en poids) Alumine - Al 2 O 3 (% en poids) Dioxyde de silicium - SiO 2 (% en poids) Eau – H 2 O (%) Fraction massique (% en poids) Argile Métakaolin - MK (metamax) 0 33,6 58,41 0 36,6 Fumée de silice – Condensil ® s95dp 0 0 94,15 0 16,2 Liant – Kasil ® 2135 11,0 0 24,0 65,0 43,4 Hydroxyde de potassium - KOH 83,1 0 0 16,9 7,7 Teneur en géopolymère (en g/100g) 11,2 12,3 47,0 29,5 103,9 (dont 3,9g d’impureté) Le géopolymère de la couche inférieure 32 et/ou de la couche supérieure 34 peut comprendre entre 2 et 15% en poids d’hydroxyde de potassium (KOH). De préférence, le géopolymère comprend entre 5 et 10% en poids d’hydroxyde de potassium (KOH). Par exemple, la teneur en hydroxyde de potassium (KOH) est d’environ 7,7% en poids dans le géopolymère en référence à la table 2. Le revêtement 4 peut avoir une première épaisseur E 4 qui est mesurée radialement par rapport à l’axe A. Cette première épaisseur E 4 est de préférence inférieure ou égale à 3,0mm. Par exemple, la première épaisseur E 4 est de 2,0mm. Ceci permet de réduire l’encombrement de la pièce 4 dans la turbomachine 2. La couche inférieure 42 peut présenter une seconde épaisseur E 42 . La couche supérieure 44 peut présenter une troisième épaisseur E 44 . Chacune des seconde et troisième épaisseurs E 42 , E 44 peut être inférieure ou égale à 1,0mm. La couche intermédiaire 46 peut avoir une quatrième épaisseur E 46 . Cette quatrième épaisseur E 46 est de préférence comprise entre 15 et 35μm. Par exemple, la quatrième épaisseur E 46 est d’environ 25μm. Les épaisseurs E 42 , E 44 et E 46 sont également mesurées radialement par rapport à l’axe A de la pièce 10. La Déposante a pu observer un abattement thermique d’environ 125°C correspondant à la différence de température entre un premier échantillon 5 de test non revêtu par le revêtement de barrière thermique 4 et un second échantillon 6 de test revêtu avec le revêtement 4 de l’invention. Cette différence de température dépend notamment de la contrainte thermique appliquée à la surface de la face exposée à la chaleur. Pour cela, la Déposante a réalisé des essais comparatifs entre des substrats métalliques (notamment une pièce 10 en acier) du premier 5 et second 6 échantillons, dont le montage est illustré sur les figures 3a et 3b. Le second échantillon 6 correspond ainsi à la pièce 10 de la . En référence aux figures 3a et 3b, l’échantillon 5, 6 forme une plaque de 100mm*100mm et présente une épaisseur d’environ 2,0mm. L’échantillon 5, 6 est supporté sur un socle 7 et chauffé (notamment à environ 450°C) par une source de chaleur 8 pendant au moins 15 minutes. L’échantillon 5, 6 comprend une face inférieure 52, 62 (respectivement non revêtue du revêtement 4 et revêtue du revêtement 4), et une face supérieure 54, 64 opposée à la face inférieure 52, 62. Les faces inférieures 52, 62 sont chauffées directement par la source de chaleur 8, et les faces supérieures 54, 64 ne sont pas chauffée directement par la source de chaleur 8. Le revêtement 4 déposé sur la face inférieure 62 du second échantillon 6 est donc directement chauffé par la source 8. Puis, la température est mesurée sur les faces supérieures 54, 64 des échantillons, par exemple avec une caméra infrarouge. Ainsi, la face supérieure 54 du premier échantillon 5 présente une température d’environ 417°C, alors que la face supérieure 64 du second échantillon 6 présente une température réduite d’environ 292°C. La différence de température entre les faces supérieures 54, 64 du premier et du second échantillons 5, 6 est donc de 125°C. On peut ainsi conclure que le revêtement 4 de l’invention a permis de réduire de manière significative la température transmise au corps du second échantillon 6. La présente demande décrit maintenant un exemple de procédé de réalisation de la pièce 10, en référence à la . Le procédé comprend les étapes suivantes de : (a) formulation des géopolymères et leurs intégrations dans les couches inférieure et supérieures d’isolation thermique 42, 44, (b) dépôt de la couche inférieure d’isolation thermique 42 sur au moins une partie du corps de la pièce 10, (c) dépôt de la couche intermédiaire de dissipation thermique 46 sur la couche inférieure 42, et (d) dépôt de la couche supérieure d’isolation thermique 44 sur la couche intermédiaire de dissipation thermique 46. Le procédé peut comprendre avant l’étape (b), une étape (i) de nettoyage et/ou ponçage du corps de la pièce 10. Un adhésif peut être appliqué entre les couches inférieure 42 et intermédiaire 46 et/ou entre les couches supérieure 44 et intermédiaire 46. Les dépôts des couches 42, 44, 46 peuvent être réalisés manuellement par un opérateur. A titre d’exemple, l’étape (a) de formulation du géopolymère peut comprendre les différentes étapes suivantes de : (a 1 ) réalisation d’une solution de silicate (par exemple à base de potassium ou de sodium) comportant un liant (tel que le Kasil ® ou le Betol ® ), (a 2 ) réalisation d’une préparation initiale d’une fumée de de silice (par exemple par broyage (a 20 ) de la fumée de silice et tamisage (a 22 ) de la fumée de silice broyée), (a 3 ) ajout de métakaolin à la préparation initiale de l’étape (a 2 ) pour réaliser une préparation intermédiaire comportant de la fumée de silice et de métakaolin, (a 4 ) pré-mélange et mélange de la solution de silicate de l’étape (a 1 ) avec la préparation intermédiaire obtenue à l’étape (a 3 ) et d’un ou plusieurs additifs, pour réaliser le géopolymère d’au moins une des couches d’isolation thermique 42, 44. Le ou les additifs peuvent comprendre du nitrure de bore, zircone, halloysite, polysilazane et/ou du carbure de silice. Procédé de réalisation d’une pièce (10) pour une turbomachine d’aéronef, cette pièce (10) comportant un corps et un revêtement de barrière thermique (4) situé sur ledit corps, ce revêtement comprenant : - une couche inférieure d’isolation thermique (42) qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère, - une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique (46) qui est située sur la couche inférieure, et - une couche supérieure d’isolation thermique (44) qui est située sur la couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère, - le géopolymère a la formule générale K 2 O·(Al 2 O 3 )·(SiO 2 ) 6.5 ·13.6(H 2 O), le procédé comprenant les étapes consistant à : (a) formuler des géopolymères pour les intégrer dans les couches inférieure et supérieure (42, 44), (b) déposer la couche inférieure (42) sur au moins une partie du corps de la pièce de turbomachine, (c) déposer une couche métallique intermédiaire (46) sur la couche inférieure (42), (d) déposer la couche supérieure (44) sur la couche métallique intermédiaire (46), et avant l’étape (b), le procédé comprenant une étape (i) de préparation de surface du corps de la pièce (10) à revêtir avec ledit revêtement de barrière thermique (4). Procédé de réalisation selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’étape (i) est réalisée par nettoyage et/ou ponçage du corps de la pièce à revêtir. Procédé de réalisation selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu’un adhésif est appliqué entre les couches inférieure (42) et intermédiaire (46), et/ou entre les couches supérieure (44) et intermédiaire (46). Procédé de réalisation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape (a) de formulation du géopolymère comprend les étapes suivantes de : (a 1 ) réalisation d’une solution de silicate comportant un liant, (a 2 ) réalisation d’une préparation initiale d’une fumée de de silice, (a 3 ) ajout de métakaolin à la préparation initiale de l’étape (a 2 ) pour réaliser une préparation intermédiaire comportant de la fumée de silice et de métakaolin, (a 4 ) pré-mélange et mélange de la solution de silicate de l’étape (a 1 ) avec la préparation intermédiaire obtenue à l’étape (a 3 ) et d’un ou plusieurs additifs, pour réaliser le géopolymère d’au moins une des couches d’isolation thermique 42, 44. Procédé de fabrication selon la revendication 4, caractérisé en ce que l’étape (a 2 ) est réalisée par broyage (a 20 ) de la fumée de silice et tamisage (a 22 ) de la fumée de silice broyée. Procédé de fabrication selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que le ou les additifs de l’étape (a 4 ) comprennent du nitrure de bore, zircone, halloysite, polysilazane et/ou du carbure de silice. Procédé de réalisation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les couches inférieure et supérieure (42, 44) comprennent le même géopolymère. Procédé de réalisation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le géopolymère comprend entre 2 et 15%, et de préférence entre 5 et 10%, d’hydroxyde de potassium. Procédé de réalisation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la couche de dissipation thermique (46) est un feuillard métallique, par exemple un feuillard de cuivre ou un feuillard d’aluminium. Procédé de réalisation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le corps de la pièce (10) est réalisé en matériau composite à matrice organique ou en métallique.