FR 3155859 A1 20250530 FR 2313230 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’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 % ; et - un revêtement (20) recouvrant le substrat en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, et une teneur massique en platine entre 0 % et 17 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage. Figure pour l’abrégé : Fig. 3 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 superalliages 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 ce superalliage, il a été proposé de nouvelles compositions de superalliages pour en augmenter encore davantage les propriétés mécaniques à haute température et permettre ainsi une nouvelle amélioration de l’efficacité 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, pour les superalliages revêtus les plus récents, plus riches en rhénium et plus pauvres en chrome que l’AM1, il a été constaté 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. 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’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 % ; et - un revêtement recouvrant le substrat en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, et une teneur massique en platine entre 0 % et 17 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage. Le mode de réalisation proposé ci-dessus permet de s’affranchir des inconvénients des revêtements de l’art antérieur et proposer une solution plus avantageuse que l’AM1 ou d’autres alliages habituels revêtus pour les pièces de turbomachine. Il est entendu par « comptant pour une majorité de l’alliage » que le nickel est l’élément le plus présent au sein de l’alliage. La couche de revêtement est constituée d’une phase γ et d’une phase γ’ ce qui assure une excellente cohérence avec le substrat, limitant ainsi la diffusion entre les deux phases. La limitation de la diffusion est particulièrement avantageuse car elle permet de limiter l’apparition de zones de réactions secondaires ce qui permet à la couche de revêtement de conserver une excellente intégrité et une microstructure très stable même à haute température. Enfin, le procédé est simplifié comparativement aux procédés de l’art antérieur, car, la proximité de structure entre le revêtement et le substrat assure une excellente compatibilité entre les deux. Dans un mode de réalisation, le revêtement est disposé directement au contact du substrat. Dans un mode de réalisation, la pièce peut comprendre en outre une couche de barrière thermique, par exemple disposée sur le revêtement. 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 le cas échéant une couche barrière thermique, qui est de préférence 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 massique en chrome comprise entre 6,0 % et 12 %. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 9 %. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur massique en platine comprise entre 1,0 % et 17 %, voire 3,0 % à 17 %, 5,0 % à 17 % ou encore 8,0 % à 17 %. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre une teneur massique en platine comprise entre 1,0 % et 15 %, voire 3,0 % à 15 %, 5,0 % à 15 % ou encore 8,0 % à 15 %. Ce mode de réalisation permet d’allonger encore davantage la durée de vie de l’alliage en augmentant sa résistance à l’oxydation. En outre, l’augmentation de la teneur en platine assure une excellente tenue de la barrière thermique éventuellement disposée sur le revêtement. Dans un mode de réalisation, le revêtement peut comprendre en outre une teneur massique comprise entre 0,1 % et 3 % en un ou plusieurs des éléments choisi parmi l’hafnium, le silicium, du zirconium et l’yttrium. 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/corrosion conférée par le revêtement. Ils améliorent également la tenue de la barrière thermique éventuellement disposée sur le revêtement. En outre, ces éléments présents en les teneurs indiquées permettent d’assurer que le revêtement conserve une structure consistant en une phase γ et une phase γ’. Dans un mode de réalisation, le revêtement ne comprend pas d’élément en une teneur supérieure ou égale à 0,1% massique autre que du nickel, du chrome, de l’aluminium, et éventuellement du platine, de l’hafnium, du silicium, du zirconium ou de l’yttrium. Ce mode de réalisation assure au revêtement l’obtention des effets bénéfiques recherchés tout en assurant également qu’il soit constitué d’une phase γ et d’une phase γ’. Dans un mode de réalisation, le substrat comprend une teneur 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 sont très marqués, et les effets d’un revêtement tel que décrit plus haut sont d’autant plus intéressant. 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 substrat comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 % et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire, de préférence entre 28 % et 32 % de phase γ voire entre 29% et 31%, voire précisément 30% de phase γ. Dans un mode de réalisation, le revêtement comprend une teneur volumique en phase γ inférieure à celle de γ’. Dans un mode de réalisation, le revêtement comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 % et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire (c’est-à-dire comprise entre 65 % et 75 %), de préférence entre 28 % et 32 % de phase γ voire entre 29% et 31%. 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. Par l’expression « 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%, car le substrat et le revêtement sont constitués d’une phase γ et en phase γ’. 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 et le revêtement comprend une teneur volumique en phase γ comprise entre 25 % et 35 % et une teneur volumique en phase γ’ complémentaire. 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. Dans un mode de réalisation, l’épaisseur du revêtement peut être comprise entre 5,0 µm et 100 µm, de préférence entre 20 µm et 50 µm. Le revêtement selon l’invention permet en effet de diminuer l’épaisseur de la zone de diffusion dans le substrat comparativement aux revêtements de l’art antérieur. Le revêtement permet effectivement d’éviter les zones de réactions secondaires qui pénalisent mécaniquement les parois trop minces pour les revêtements de l’art antérieur. Selon un autre de ses aspects, l’invention concerne encore un procédé d’obtention d’une pièce de turbomachine 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’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 %, par un revêtement en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, et une teneur massique en platine entre 0 % et 17 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage. Dans un mode de réalisation, le procédé peut comprendre en outre, après l’étape de revêtement les étapes suivantes : - 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 ; et/ou - 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. 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. L’ensemble de ces procédés permet de fabriquer le revêtement directement constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ ce qui assure une limitation de l’interdiffusion. En effet, puisque le substrat et le revêtement présentent tous deux des phases γ et γ’, la seule différence de composition chimique entre le substrat et le revêtement n’est pas suffisante pour que l’interdiffusion soit pénalisante pour le revêtement. La très faible interdiffusion entre le substrat et le revêtement assure l’absence de zones de réactions secondaires ce qui permet d’obtenir les effets techniques décrits plus haut pour le revêtement, notamment une excellente stabilité dans le temps à la différence de ce qui peut être observé pour des revêtements de l’art antérieur. 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. FIG. 3 La FIG. 3 représente des essais réalisés comparant des échantillons selon l’invention et hors 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’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 %; et - un revêtement 20 recouvrant le substrat 10 en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, et une teneur massique en platine entre 0 % et 17 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage. Dans le mode de réalisation décrit en FIG. 1 et bien que cela ne soit pas nécessaire, l’aube 100 comprend en outre une 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 sont 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 diffraction aux rayons 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 ®. Comme décrit plus haut, le revêtement 20 est également constitué d’une phase γ et d’une phase γ’. 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. 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. La FIG. 2 illustre l’épaisseur e 2 de la barrière thermique 30. A des fins d’illustration, la couche de barrière thermique est ici représentée par une unique couche 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. La FIG. 3 présente des résultats d’essais de perte de masse réalisés pour 3 échantillons soumis aux mêmes conditions d’oxydation cyclique. Chacun des échantillons a été placé dans à 1150°C dans une atmosphère d’air contrôlée, et la variation de masse a été observée en fonction du nombre de cycles de variation de la température (chauffage, palier à 1150°C et refroidissement). De manière classique pour le domaine, la variation de masse est associée à l’oxydation et il est considéré qu’un échantillon résiste d’autant moins à l’oxydation que sa masse diminue rapidement. Le premier échantillon (courbe 201, hors invention) est un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ ayant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 %. En l’espèce il s’agit d’un échantillon disponible commercialement sous la référence CMSX-4 PLUS. Le deuxième échantillon (courbe 202) est constitué d’un substrat superalliage de nickel comprenant une phase γ et d’une phase γ’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 %, comprenant en outre un revêtement étant en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, une teneur massique en hafnium de 0,1 % le reste du revêtement étant du nickel et le revêtement ne comprend pas d’autre élément que ceux précités en une teneur supérieure à 0,1%. En d’autres termes, le deuxième échantillon comprend un substrat semblable au premier échantillon revêtu par un revêtement protecteur tel qu’envisagé plus haut. Le troisième échantillon (courbe 203) est semblable au deuxième échantillon (courbe 202), et diffère en ce que le revêtement comprend en outre une teneur massique de 15 % de platine. L’épaisseur du revêtement pour la réalisation du deuxième et du troisième échantillon est d’environ 30 µm. La FIG. 3 illustre que le revêtement selon l’invention (courbes 2 et 3) permet effectivement une excellente résistance à l’oxydation. On peut en effet constater qu’il faut plus de 3500 cycles à un échantillon revêtu pour présenter une perte de masse comparable à celle atteinte pour 500 cycles avec le substrat nu du premier échantillon (courbe 201). Le troisième échantillon permet d’illustrer, l’effet protecteur supplémentaire obtenu grâce à l’ajout du platine dans le revêtement. En effet, pour atteindre la même perte de masse qu’un échantillon revêtu sans platine (courbe 202) à 3500 cycles, il faut plus de 5000 cycles à un échantillon revêtu comprenant du platine (courbe 203). Pièce pour turbomachine aéronautique (100) comprenant : - un substrat (10) en un superalliage de nickel constitué d’une phase γ et d’une phase γ’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 % ; et - un revêtement (20) recouvrant le substrat en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, et une teneur massique en platine entre 0 % et 17 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage. 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 et dans laquelle le revêtement (20) 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, comprenant en outre une barrière thermique (30) disposée sur le revêtement. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, ladite pièce ne comprenant que le substrat (10), le revêtement (20), qui est disposé directement au contact du substrat et le cas échéant une barrière thermique (30), disposée directement au contact du revêtement. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le revêtement (20) comprend une teneur massique en platine comprise entre 1,0 % et 17 %. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le revêtement (20) comprend en outre une teneur massique comprise entre 0,1 % et 3 % en un ou plusieurs des éléments choisi parmi l’hafnium, le silicium, le zirconium et l’yttrium. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle le revêtement (20) ne comprend pas d’élément en une teneur supérieure ou égale à 0,1% massique autre que du nickel, du chrome, de l’aluminium, et éventuellement du platine, de l’hafnium, du silicium, du zirconium et de l’yttrium. Pièce pour turbomachine aéronautique (100) selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle l’épaisseur du revêtement (20) peut être comprise entre 5,0 µm et 100 µm, de préférence entre 20 µm et 50 µm. Procédé d’obtention d’une pièce de turbomachine (100) selon l’une des revendications 1 à 8, 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’, le substrat présentant une teneur massique en chrome inférieure ou égale à 7,0 %, par un revêtement (20) en un alliage constitué d’une phase γ et d’une phase γ’ et comprenant une teneur massique en chrome comprise entre 6,0 % et 14 % et une teneur massique en aluminium comprise entre 6,0 % et 12 %, et une teneur massique en platine entre 0 % et 17 %, ainsi que du nickel comptant pour une majorité de l’alliage. Procédé selon la revendication 9, dans lequel l’étape de revêtement est réalisée par dépôt physique en phase vapeur (en anglais « Physical Vapor Deposition » ou PVD) éventuellement sous un faisceau d’électron (en anglais « Electron Beam Physical Vapor Deposition » ou EB-PVD), 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 8, ladite pièce étant une aube de turbomachine.