FR 3155858 A1 20250530 FR 2313231 A 20231129 Superalliage de nickel revêtu. L’invention concerne une pièce pour turbomachine aéronautique (100) comprenant : - un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’; - un revêtement (20) recouvrant le substrat en un alliage comprenant pour plus de 95% en volume une phase γ’ et comprenant une teneur atomique en chrome comprise entre 2 % et 5 % et une teneur atomique en aluminium comprise entre 18 % et 25%, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage ; et - une couche de barrière thermique (30) ; le revêtement étant disposé entre le substrat et une couche de barrière thermique. Figure pour l’abrégé : Fig. 2 Superalliage de nickel revêtu. Le présent exposé concerne le domaine aéronautique et plus précisément les alliages métalliques utilisés dans ce domaine et particulièrement les revêtements protecteurs de tels alliages. L’efficacité des turbomachines aéronautiques dépend de leurs températures de fonctionnement. La température de fonctionnement des turbomachines a pu connaître un accroissement ces dernières décennies, notamment grâce à l’utilisation des superalliages de nickel. Ces alliages présentent en effet une résistance correcte au fluage à haute température conjointement à une résistance à la corrosion et à l’oxydation compatible d’une utilisation dans une turbomachine aéronautique. Un matériau utilisé pour cette application est l’alliage commercialement disponible sous le nom AM1. Depuis le succès de cet alliage, il a été proposé de nouvelles compositions de superalliages pour en augmenter encore davantage les propriétés mécaniques à haute température et envisager ainsi une nouvelle augmentation de la température des turbomachines. Ce faisant, la composition des superalliages a connu une diminution significative de la teneur en chrome par rapport à l’AM1, ce qui a conjointement conduit à une sensibilité accrue des nouveaux alliages à l’environnement d’une turbomachine aéronautique. Il a été proposé de compenser cette sensibilité par le développement de nouveaux revêtements de protection, améliorant la résistance à l’oxydation ou à la corrosion du substrat sous-jacent, et permettant une excellente tenue de la barrière thermique, habituellement disposée sur l’extérieur des pièces de turbomachine pour les protéger de la température. Néanmoins, aux températures mises en jeu dans la turbomachine, la diffusion permet une mobilité conséquente des atomes si bien qu’il est souvent observé des transformations de phases dans le revêtement. Ces transformations de phases ont pour conséquence des créer des ondulations de la surface entre le substrat et le revêtement, ce qui favorisent l’écaillage de la barrière thermique. On parle alors de « rumpling », selon le terme anglais consacré, pour caractériser l’apparition de ces ondulations de surface entre le substrat et le revêtement causant une perte d’adhérence de la barrière thermique disposée sur le revêtement. Pour les superalliages revêtus les plus récents, plus riches en rhénium et plus pauvres en chrome que l’AM1, il a été constaté en plus du rumpling l’apparition de zones de réactions secondaires (ou « SRZ » pour l’acronyme en langue anglaise « Secondary Reaction Zone ») qui diminuent la durée de vie de l’ensemble de la pièce. De telles zones sont causées par l’interdiffusion des éléments du revêtement et du substrat. Plus précisément, certains des éléments du revêtement migrent vers le substrat et certains des éléments du substrat migrent vers le revêtement ce qui crée entre le substrat et le revêtement une zone d’une phase distincte à la fois du substrat et du revêtement. Une telle zone diminue significativement les caractéristiques mécaniques du superalliage revêtu. En effet, ces zones sont associées à des dégradations de la microstructure et en conséquence une diminution des propriétés de résistance mécanique en particulier une moins bonne résistance aux fissures causant finalement une mauvaise tenue de la barrière thermique et donc une usure prématurée des pièces en fonctionnement. Ainsi, il demeure un besoin pour un matériau présentant des propriétés mécaniques et une résistance à l’oxydation permettant l’augmentation des températures de fonctionnement des turbomachines aéronautiques par rapport à celles permises grâce à l’AM1. L’invention vise à proposer une solution aux problèmes exposés plus haut. Pour cela, elle concerne selon un premier de ses aspects une pièce pour turbomachine aéronautique comprenant : - un substrat en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ ; - un revêtement recouvrant le substrat en un alliage comprenant pour plus de 95 % en volume une phase γ’ et comprenant une teneur atomique en chrome comprise entre 2 % et 5 % et une teneur atomique en aluminium comprise entre 18 % et 25 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage; et - une couche de barrière thermique ; le revêtement étant disposé entre le substrat et une couche de barrière thermique. La couche de revêtement comprend pour plus de 95 % en volume une phase γ’. Cela évite l'apparition des ondulations de surface (dite parfois « rumpling » dans la littérature) entre le revêtement et le substrat car le revêtement ne subit pas d’évolution microstructurale lors de son vieillissement. L’absence de ces ondulations de surface permet une excellente tenue de la barrière thermique, et ainsi une durée de vie allongée pour la pièce dans son ensemble. Ainsi, le revêtement permet de répondre non seulement aux exigences environnementales et mécaniques, en offrant d’une part une excellente protection contre la corrosion et l’oxydation et d’autre part des caractéristiques mécaniques compatibles de l’application souhaitée. Dans un mode de réalisation, le substrat comprend une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7% et une teneur massique en rhénium supérieure ou égale à 2,5 % voire supérieure ou égale à 4,0 %. De telles teneurs sont caractéristiques des superalliages de nickel de dernière génération qui présentent moins de chrome et plus de rhénium que les alliages de la génération de l’AM1 Dans ces alliages de nouvelle génération, l’apparition de zones de réactions secondaires avec les revêtements de l’art antérieurs est très marquée, et les effets d’un revêtement tel que décrit plus haut sont d’autant plus intéressant. En effet, ces zones de réactions secondaires peuvent être évitées grâce aux revêtements décrits ce qui, en plus des avantages déjà décrits, améliore significativement les propriétés mécaniques de la pièce résultante. Dans un mode de réalisation, le substrat peut être choisi parmi les superalliages de nickel commercialement disponibles sous les dénominations CMSX-4 PLUS, MCNG, CMSX-10. Dans un mode de réalisation, le revêtement est disposé directement au contact du substrat. Dans un mode de réalisation, la pièce de turbomachine ne comprend pas d’autres couches que le substrat, le revêtement, qui est disposé directement au contact du substrat et la barrière thermique, qui est disposée directement au contact du revêtement. Ce mode de réalisation est particulièrement avantageux, car il permet d’obtenir simplement une pièce de turbomachine avec une constitution très simple. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur atomique en platine comprise entre 1,0 % et 6,0 %. Ce mode de réalisation permet d’allonger encore davantage la durée de vie de l’alliage en augmentant la tenue de la barrière thermique. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur atomique en aluminium entre 18 % et 23 %. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre en outre une teneur atomique en hafnium non nulle et comprise entre 0,0 % et 1,0%. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre en outre une teneur atomique en silicium non nulle et comprise entre 0,0 % et 1,0%. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre en outre une teneur atomique en yttrium non nulle et comprise entre 0,0 % et 2,0%. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre en outre une teneur atomique en zirconium non nulle et comprise entre 0,0 % et 2,0%. Ces quatre éléments ont en effet été identifiés par les inventeurs comme jouant un rôle positif pour l’amélioration de la résistance à l’oxydation et à la corrosion conférée par le revêtement. En outre, ces éléments en ces teneurs permettent d’assurer que le revêtement conserve une structure comprenant une phase γ’ pour plus de 95% en volume. Enfin, les inventeurs ont vérifié que ces compositions permettent une excellente tenue de la barrière thermique sur la pièce de turbomachine. Le revêtement permet en effet d’éviter l’apparition des phénomènes causant une délamination de la barrière thermique tout en garantissant une excellente protection du substrat contre la corrosion et l’oxydation, et cela avec des substrats par essence plus sensibles à la corrosion et l’oxydation que l’AM1. Dans un mode de réalisation, le substrat comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire. Par « en une teneur volumique complémentaire » il est entendu que la somme des teneurs volumique en phase γ et en phase γ’ est égale à 100% comme le substrat est constitué d’une phase γ et en phase γ’. Il est connu que la teneur des phases varie en fonction de la température. Les valeurs données sont entendues à la température effective de fonctionnement de la pièce, par exemple entre 1000°C et 1200°C. Le revêtement comprend une phase γ’ pour plus de 95 % en volume ce qui lui permet d’assurer que le revêtement ne soit pas sujet à des modifications de microstructure, et cela tout au long de sa durée de vie. En effet, l’évolution de la phase γ’ vers γ ne crée aucune ondulation de surface (rumpling) et est outre extrêmement lente, car on est proche de l’équilibre avec le substrat dans les conditions rencontrées dans la turbomachine. En s’assurant que la phase γ’ compte initialement pour plus de 95 % en volume du revêtement, on garantit que l’évolution microstructurale impacte très peu la structure du revêtement et donc limite la délamination de la barrière thermique. Dans un mode de réalisation, le revêtement comprend une phase γ’ pour plus de 99% en volume, voire est constitué d’une phase γ’. Comme indiqué plus haut, plus la phase γ’ est présente et moins l’évolution microstructurale du revêtement est à craindre. Dans un mode de réalisation, le revêtement ne comprend pas d’autre élément en une teneur supérieure ou égale à 0,1% atomique que du nickel, du chrome, de l’aluminium, et éventuellement du platine, de l’hafnium, du zirconium, du silicium ou de l’yttrium. Ce mode de réalisation assure au revêtement l’obtention des effets bénéfiques recherchés tout en assurant comprennent une teneur volumique en phase γ’ supérieure ou égale à 95%. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur du revêtement est comprise entre 5,0 µm et 50 µm, voire est comprise entre 10 µm et 30 µm. Une telle épaisseur est plus faible que celle des revêtements de l’art antérieur pour des propriétés comparables, ce qui permet un gain de masse pour les pièces. Dans un mode de réalisation, la composition moyenne du revêtement est homogène dans l’épaisseur du revêtement après le dépôt. Par cela il est entendu que le revêtement ne comprend pas de gradient de composition. De manière classique, la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zircone yttriée . Dans un mode de réalisation, la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zirconate de gadolinium (Gd 2 Zr 2 O 7 ). Dans un mode de réalisation la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zircone yttriée et une couche de zirconate de gadolinium disposée directement au contact l’une de l’autre. Dans un mode de réalisation, la pièce de turbomachine est une aube de turbomachine, et de préférence une aube de partie chaude de turbomachine. En effet, l’invention est très avantageuse pour de telles pièces en particulier car l’invention permet de diminuer l’épaisseur des revêtements pour des propriétés de résistance équivalente, et les aubes de turbomachines, dont la géométrie est contrainte pour des raisons aérodynamiques, bénéficie tout particulièrement de cet avantage. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne encore un procédé d’obtention d’une pièce de turbomachine aéronautique telle que décrite plus haut. Un tel procédé comprend : - une étape de revêtement de la surface externe d’un substrat en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’, par un revêtement en un alliage comprenant pour plus de 95% en volume une phase γ’ et comprenant une teneur atomique en chrome comprise entre 2 % et 5 % et une teneur atomique en aluminium comprise entre 18 % et 25%, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage ; et - une étape de disposition d’une barrière thermique sur le revêtement. Dans un mode de réalisation, l’étape de revêtement peut être réalisée par dépôt physique en phase vapeur (en anglais « Physical Vapor Deposition » ou PVD) par exemple sous un faisceau d’électron (en anglais « Electron Beam Physical Vapor Deposition » ou EB-PVD), par arc ou par magnétron, par projection à la flamme à grande vitesse (en anglais « High Velocity Oxygen Fuel » ou HVOF) ou par un procédé plasma. L’ensemble de ces procédés permet de fabriquer le revêtement directement constitué pour plus de 95% en volume d’une phase γ’ ce qui assure une limitation de l’interdiffusion. La très faible interdiffusion entre le substrat et le revêtement assure l’absence de zones de réactions secondaires qui assure l’obtention des effets techniques décrits plus haut pour le revêtement, notamment une meilleure stabilité dans le temps de la barrière thermique disposée sur le revêtement que celle qui peut être observé pour des revêtements de l’art antérieur. En outre, ces méthodes assurent que le revêtement soit déposé et ne soit pas lui-même obtenu par diffusion des éléments du substrat vers le revêtement, ce qui assure l’absence de zones de réactions secondaires. Dans un mode de réalisation, le procédé peut en outre comprendre, entre l’étape de revêtement et l’étape de disposition d’une barrière thermique un traitement thermique de diffusion d’homogénéisation entre 1000°C et 1200°C sous vide ou sous atmosphère l’argon ou d’oxygène pendant 1 heure et 6 heures. Le traitement d’homogénéisation s’il est présent permet d’assurer une excellente reproductibilité de la pièce obtenue. Une telle étape n’est en toute rigueur pas nécessaire mais peut être réalisée par précaution pour assurer que toutes les pièces produites par le procédé aient une histoire thermique identique, et qu’elles présentent ainsi une homogénéité de composition. La barrière thermique peut être déposée sur le revêtement par des méthodes connues en tant que telles et de préférence identiques à celles utilisées pour le dépôt du revêtement. Le procédé proposé ici permet alors, à la différence des procédés de l’art antérieur, d’obtenir le revêtement en une unique étape de dépôt, réalisée dans une unique machine. De manière classique, les procédés de dépôt de l’art antérieur comprennent une étape initiale de dépôt de platine électrolytique suivie d’une étape d’aluminisation réalisé par dépôt chimique en phase vapeur qui nécessite de changer de machine entre les deux étapes. Ce mode de réalisation permet un gain de temps et une simplicité de dépôt améliorée comparativement aux procédés de l’art antérieur. Les caractéristiques du revêtement, tant la composition que la microstructure, assurent une excellente tenue dans le temps du revêtement et de la barrière thermique disposée sur le revêtement. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne une turbomachine aéronautique comprenant une pièce telle que décrite plus haut, ladite pièce étant une aube. Une telle turbomachine peut être utilisée à des températures plus élevées que celles de l’art antérieur ce qui lui permet d’avoir un meilleur rendement. En effet, les aubes revêtues telles que décrites plus haut offrent une meilleure résistance à l’oxydation et une meilleure tenue en température que les aubes de l’art antérieur ce qui permet dans l’ensemble de faire fonctionner la turbomachine à plus haute température. FIG. 1 La FIG. 1 est une représentation schématique d’une turbomachine. FIG. 2 La FIG. 2 représente une aube de turbomachine revêtue selon un mode de réalisation de l’invention. L’invention est à présent décrite au moyen de figures, présentes à but descriptif pour illustrer certains modes de réalisation de l’invention et qui ne doivent pas être interprétées comme limitant cette dernière. La FIG. 1 représente, en coupe selon un plan vertical passant par son axe principal A, un turboréacteur à double flux 1. Il comporte d’amont en aval selon la circulation du flux d’air, une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7. Dans la présente demande, les termes relatifs de positionnement par exemple « amont », « aval », « interne » et « externe » seront entendus par rapport à l’axe horizontal A du carter définissant la direction axiale, parcouru dans le sens d’écoulement des flux d’air principaux et secondaire de la turbomachine. Ainsi, un élément dit « amont » sera traversé avant un élément dit « aval » et un élément dit « interne » sera plus proche de l’axe A qu’un élément « externe ». La FIG. 2 représente une aube mobile, qui peut appartenir à un compresseur basse pression 3, à un compresseur haute pression 4, à une turbine haute pression 6, ou à une turbine basse pression. Plus précisément, l’aube 100 comprend : - un substrat 10 en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ ; et - un revêtement 20 recouvrant le substrat 10 en un alliage comprenant pour plus de 95% en volume une phase γ’ et comprenant une teneur atomique en chrome comprise entre 2 % et 5 % et une teneur atomique en aluminium comprise entre 18 % et 25%, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage ; - une couche de barrière thermique 30. Comme cela est décrit plus haut une telle aube offre une meilleure tenue à la température et une meilleure accroche de la barrière thermique résultant en une plus grande durée de vie de la pièce comparativement aux pièces de turbomachines de l’art antérieur. La FIG. 2 illustre en outre ce qui est entendu par « l’épaisseur » e 1 du revêtement 20. Ce mot prend ici et dans la demande son sens classique à savoir la plus petite distance qu’il est nécessaire de parcourir pour traverser le revêtement de part en part. Dans la présente demande, les phases γ et γ’ d’un superalliage de nickel auront la signification habituelle dans le domaine. Les superalliages base nickel peuvent être constitués d’une phase γ (ou matrice) de type austénitique cubique à face centrée γ-Ni, contenant éventuellement des additifs en solution solide de substitution α (Co, Cr, W, Mo), et d’une phase γ’ (ou précipités) de type γ’-Ni 3 X, avec X = Al, Ti ou Ta. La phase γ’ possède une structure L 12 ordonnée, dérivée de la structure cubique à face centrée, cohérente avec la matrice, c’est-à-dire ayant une maille atomique très proche de celle-ci. La détermination d’une quantité de phase dans un substrat ou un revêtement donné peut être faite par des procédés connus de l’homme de l’art, par exemple par détermination statistique sur des échantillons observés par microscopie électronique à balayage ou par la succession d’une étape d’analyse au microscope EDS pour déterminer la composition chimique et d’une étape de simulation réalisée sur la base de la composition chimique exacte déterminée par l’analyse EDS. La simulation est réalisée par des outils connus en tant que tels par exemple au moyen du logiciel THERMOCALC ®. Dans un mode de réalisation, le substrat peut être choisi parmi les superalliages de nickel commercialement disponibles sous les dénominations CMSX-4 PLUS, MCNG, CMSX-10. Comme décrit plus haut, le revêtement 20 est un alliage de nickel et comprend pour plus de 95% en volume une phase γ’. L’aube 100 comprend en outre une couche de barrière thermique 30 disposée sur le revêtement. De préférence, la couche de barrière thermique 30 est une surface externe de l’aube 100. La couche de barrière thermique est une couche choisie selon les besoins de l’invention et selon les habitudes générales du domaine. Dans un mode de réalisation, la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zircone yttriée . Dans un mode de réalisation, la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zirconate de gadolinium (Gd 2 Zr 2 O 7 ). Dans un mode de réalisation la couche de barrière thermique peut comprendre une couche de zircone yttriée et une couche de zirconate de gadolinium disposée directement au contact l’une de l’autre. A des fins d’illustration, la couche de barrière thermique est ici représentée par une unique couche 30. La FIG. 2 illustre l’épaisseur e 2 de la barrière thermique 30. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur e 2 de la barrière thermique 30 peut être comprise entre 100 µm et 200 µm. De préférence, la couche de barrière thermique 30 est une surface externe de l’aube 100. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) comprenant : - un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’; - un revêtement (20) recouvrant le substrat en un alliage comprenant pour plus de 95% en volume une phase γ’ et comprenant une teneur atomique en chrome comprise entre 2 % et 5 % et une teneur atomique en aluminium comprise entre 18 % et 25%, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage ; et - une couche de barrière thermique (30) ; le revêtement étant disposé entre le substrat et une couche de barrière thermique. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon la revendication 1, dans laquelle le substrat (10) comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 % et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon la revendication 1 ou 2, laquelle ne comprend pas d’autres couches que le substrat (10), le revêtement (20), qui est disposé directement au contact du substrat et la barrière thermique (30), qui est disposée directement au contact du revêtement. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le revêtement (20) comprend une teneur atomique en platine comprise entre 1,0 % et 6,0 %. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le revêtement (20) comprend en outre : une teneur atomique en hafnium non nulle et comprise entre 0,0 % et 1,0% ; une teneur atomique en silicium non nulle et comprise entre 0,0 % et 1,0% ; une teneur atomique en zirconium non nulle et comprise entre 0,0 % et 2,0% ; et/ou une teneur atomique en yttrium non nulle et comprise entre 0,0 % et 2,0%. Pièce pour turbomachine aéronautique (100)selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le revêtement (20) ne comprend pas d’autre élément en une teneur supérieure ou égale à 0,1% atomique que du nickel, du chrome, de l’aluminium, et éventuellement du platine, de l’hafnium, du zirconium, du silicium et de l’yttrium. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle l’épaisseur (e 1 ) du revêtement (20) peut être comprise entre 5,0 µm et 50 µm, de préférence entre 10 µm et 30 µm. Procédé d’obtention d’une pièce de turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 7, lequel comprend : - une étape de revêtement de la surface externe d’un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’, par un revêtement (20) en un alliage comprenant pour plus de 95% en volume une phase γ’ et comprenant une teneur atomique en chrome comprise entre 2 % et 5 % et une teneur atomique en aluminium comprise entre 18 % et 25%, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage ; - une étape de disposition d’une barrière thermique (30) sur le revêtement. Procédé selon la revendication 8, dans lequel l’étape de revêtement est réalisée par dépôt physique en phase vapeur (en anglais « Physical Vapor Deposition » ou PVD) par exemple sous un faisceau d’électron (en anglais « Electron Beam Physical Vapor Deposition » ou EB-PVD), par arc ou par magnétron, par projection à la flamme à grande vitesse (en anglais « High Velocity Oxygen Fuel » ou HVOF) ou par un procédé plasma. Turbomachine aéronautique comprenant une pièce (100) selon l’une des revendications 1 à 7, et dans laquelle ladite pièce est une aube.