Note: Descriptions are shown in the official language in which they were submitted.
CA 02734083 2011-02-11
WO 2010/031930 PCT/FR2009/050575
1
Procédé de fabrication d'une pièce
en matériau composite à matrice métallique
La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication
d'une pièce en matériau composite à matrice métallique.
Les températures élevées en sortie de turboréacteur imposent
l'utilisation de matériaux métalliques résistants à de hautes températures. En
particulier pour des températures supérieures à 600 OC, l'utilisation
d'alliages à
base de nickel devient nécessaire pour supporter les chargements thermiques
et mécaniques. En effet, la plupart des autres alliages métalliques voient
leurs
tenues mécaniques fortement diminuées dans ces gammes de températures.
Un des inconvénients principaux de ces alliages à base de nickel,
tels que l'Inconel 718, l'Inconel 625, ou encore WaspaloyTM, est une densité
élevée. Ainsi, pour des structures fines, la diminution de masse est limitée
par
des conditions de fabrication.
Le gain de masse est un objectif majeur de la construction
aéronautique et il existe donc toujours un besoin pour des matériaux alliant
une
faible densité à de hautes propriétés thermiques et mécaniques.
Une solution est d'utiliser des matériaux composites à matrice
métallique.
L'ajout de charges céramiques, telles que des fibres longues ou
courtes, des charges particulaires, etc, permet d'augmenter les
caractéristiques
mécaniques des matériaux métalliques, en particulier dans le domaine des
hautes températures. A performance mécaniques constantes, ces charges
céramiques permettent également d'étendre les plages d'utilisation de certains
matériaux métalliques tels que les alliages de titane, de quelques dizaines de
degrés.
La mise en place des charges céramiques est délicate et
conditionne le comportement de la structure composite. L'utilisation des
matériaux composites à matrice métallique (souvent abrégé en CMM) est donc
fortement dépendante des conditions de fabrication.
De nombreux documents décrivent des procédés de fabrication
d'éléments en CMM. Toutefois, la mise en forme de ces matériaux pour former
la pièce finale est délicate.
CA 02734083 2011-02-11
WO 2010/031930 PCT/FR2009/050575
2
Le document US 5 511 604 décrit un procédé de fabrication d'un
élément en matériau composite à matrice métallique. Toutefois, la mise en
forme de la pièce finale s'effectue par usinage du bloc composite formé.
Le document JP 2004-192792 décrit également une plaque de
CMM. La mise en forme des plaques pour réaliser la pièce finale, telle qu'une
tuyère d'éjection par exemple, reste difficile.
Le document US 2005/0136256 décrit un CMM possédant une
composition particulière réalisé, notamment, sous forme de feuillets.
Le document WO 2005/054536 décrit un CMM utilisant des fibres
de verre mais ne décrit pas de méthode de réalisation d'une pièce.
Afin de pallier le problème de la mise en forme, il est possible
d'utiliser un support pour les fibres.
Ainsi, le document GB 2 324 102 décrit un procédé de fabrication
d'un élément en CMM, ledit élément possédant un axe de symétrie de
révolution. Pour ce faire, les fibres céramiques sont enroulées sur un mandrin
avant projection de métal fondu. Ce procédé est toutefois limité à des pièces
possédant un axe de symétrie de révolution, le mandrin étant entraîné en
rotation. Le mandrin devant être entraîner en rotation, un tel procédé
présente
des limites dans la réalisation de pièces de grandes dimensions, telles que
les
tuyères par exemple.
Par ailleurs, la quantité de métal sur les fibres, leur espacement
ainsi que la porosité finale sont difficilement contrôlable. L'orientation des
fibres
ne peut également pas être contrôlée puisque celles-ci sont nécessairement
enroulées autour du mandrin. Or, de nombreuses propriétés mécaniques des
matériaux composites dépendent de l'orientation des fibres.
Ainsi, il existe donc un besoin pour un procédé permettant une
flexibilité de réalisation, adaptable à de nombreuses géométries de pièces
tout
en étant compatible avec les exigences de construction aéronautique et en
permettant une maîtrise de l'orientation des fibres céramiques.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un procédé de
fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé
en ce qu'il comprend les étapes visant à :
- disposer sur une préforme de la pièce à réaliser au moins un
ensemble de fibres de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins
un métal ou alliage métallique,
CA 02734083 2011-02-11
WO 2010/031930 PCT/FR2009/050575
3
- porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour
permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et
retirer cette dernière.
Ainsi, en disposant des fibres pré-enrobées sur une préforme, il est
possible de réaliser des pièces de forme complexes en matériau composite à
matrice métallique tout en contrôlant de manière précise l'orientation des
fibres,
leur espacement et répartition.
Par ailleurs, les fibres étant pré-enrobées, les enrobages
métalliques des différentes fibres peuvent être amenés aisément en contact ce
qui confère une meilleure homogénéité de la matrice métallique après son
traitement thermique et diminue les risques de porosité et de zones sans métal
qu'il faudrait corriger dans une étape subséquente.
Avantageusement, le procédé comprend une étape de pré-
enrobage des fibres. Ce pré-enrobage pourra, par exemple, être réalisé par
passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage fondu souhaité.
De manière avantageuse, le procédé comprend une étape de
compression entre le moule et la préforme du métal fondu. Toutefois en raison
de la possibilité d'amener les enrobages métalliques des fibres en contact
proche, les forces de compression permettant d'assurer une bonne diffusion du
métal après sa fonte sont réduites.
Préférentiellement, l'étape de compression se déroule durant
l'étape de diffusion du métal.
Avantageusement, l'étape de compression réalisée par dilatation
thermique de la préforme, notamment en remplacement d'une compaction
isostatique à chaud (CIC). Ceci est rendu possible par le fait que les forces
de
compression nécessaires sont largement réduites.
Selon divers modes de réalisation alternatifs ou complémentaires,
au moins une partie des fibres se présentent sous la forme d'au moins un
feuillard tressé, le feuillard pouvant comprendre des charges particulaires.
Avantageusement, la préforme est munie de picots de manière à
réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée. Pour
des raisons pratiques, la mise en forme pourra donner lieu à une structure
pleine percée ultérieurement, par exemple par jet d'eau, laser, poinçonnage...
Ces picots pourront notamment être rétractables ou dissolvables
thermiquement ou chimiquement.
CA 02734083 2011-02-11
WO 2010/031930 PCT/FR2009/050575
4
A titre d'exemple de matériaux utilisables pour les fibres, on peut
citer notamment le carbure de silicium (SiC), le carbone, l'alumine, le
nitrure de
bore (BN). On pourra également utiliser des fibres métalliques, comme des
fibres de bore, par exemple.
La matrice métallique pourra être, par exemple, constituée
d'alliages d'aluminium, de titane, d'aciers ou de superalliages.
La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la
description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé
dans lequel :
- La figure 1 est une représentation schématique en coupe
transversale d'une fibre pré-enrobée,
- La figure 2 est une représentation schématique d'un exemple
de disposition de fibres pré-enrobées,
- La figure 3 est une représentation schématique d'une préforme
d'un élément d'une tuyère de nacelle de turboréacteur, ladite
préforme étant conformément au procédé selon l'invention
recouverte de fibres pré-enrobées telles que représentées sur la
figure 1 et selon la disposition exemple de la figure 2.
Un procédé selon l'invention est utilisé pour la fabrication d'une
pièce de matériau composite à matrice métallique, telle qu'une tuyère de
turboréacteur ou une partie de tuyère, par exemple.
Conformément au procédé selon l'invention, un ensemble de fibres
1 destinées à constituer une charge de renfort du matériau composite à matrice
métallique sont pré-enrobées avec l'alliage métallique ou le métal considéré.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous plusieurs formes et
plusieurs matériaux.
Des exemples de matériaux constitutifs des fibres 1 ont été
énoncés supra.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous la forme de fibres longues,
de matelas tressés, de feuillards et feuillards chargés, par exemple.
Les fibres 1 de renforts sont disposés sur une préforme 2 de la
pièce finale.
Des fibres 1 longues pourront être positionnées par enroulement
sur la préforme 2.
Des fibres courtes ou des feuillards tressés pourront être
positionnés par empilement sur la préforme.
CA 02734083 2011-02-11
WO 2010/031930 PCT/FR2009/050575
L'enrobage des fibres 1 pourra être effectué par passage des fibres
dans un bain du métal ou de l'alliage souhaité.
Les fibres 1 enrobées ainsi disposées sur la préforme 2, la
cohésion de la structure finale est assurée par traitement thermique
permettant
la fonte et la diffusion des éléments métalliques. Cette opération s'effectue
à
l'intérieur d'un moule de forme complémentaire à la préforme 2.
Afin de favoriser le contact et assurer une bonne diffusion et
homogénéisation de la matrice métallique, la préforme 2 est maintenue en
contact contre le moule et des efforts de compression sont appliqués.
Comme expliqué précédemment, les efforts de compression
nécessaire sont largement réduits par rapport à l'art antérieur. Les efforts
de
compression peuvent donc avantageusement être appliqués par la préforme 2
elle-même grâce à sa dilatation thermique. Pour ce faire, la préforme 2 sera
réalisée à partir d'un matériau dont ladite dilatation thermique est
supérieure à
celle de la matrice métallique de la pièce à former.
Les pressions applicables sont déterminées en fonction des
géométries et propriétés thermiques relatives de la pièce et de l'outillage.
Dans certains cas, une presse peut remplacer l'outillage à dilatation
différentielle.
Les peaux de la pièce réalisée peuvent être raidies par ajout de
profilés qui peuvent être soudés par diffusion ou brasés lors du traitement
thermique du matériau composite à matrice métallique.
Pour réaliser une peau trouée, la préforme 2 pourra être munie de
picots 3, rétractables ou non selon la géométrie de la pièce, autour desquels
les fibres 1 enrobées peuvent être positionnées. Selon la capacité de
positionnement des fibres 1, un placement libre peut suffire à définir un
espace
exempt de fibres 1 entre deux rangées de fibres 1.
Pour des raisons pratiques, la mise en forme de la pièce peut
donner lieu à une peau pleine qui sera percée ultérieurement, par jet d'eau,
laser ou poinçonnage par exemple.
Afin de favoriser le dégagement de la pièce sur la préforme 2 après
sa fabrication, les picots 3 peuvent être rétractables ou réalisés à partir
d'un
matériau soluble thermiquement ou chimiquement.
Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de
réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle
CA 02734083 2011-02-11
WO 2010/031930 PCT/FR2009/050575
6
comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs
combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.
