FR2982279A1

FR2982279A1 - PROCESS FOR MANUFACTURING A PIECE PRODUCED IN A TITANIUM ALLOY TA6ZR4DE

Info

Publication number: FR2982279A1
Application number: FR1160145A
Authority: FR
Inventors: Marion Derrien; Philippe Rochette
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2011-11-08
Filing date: 2011-11-08
Publication date: 2013-05-10
Anticipated expiration: 2031-11-08
Also published as: CN103906851A; RU2616691C2; FR2982279B1; EP2776599B1; EP2776599A1; JP2015501878A; BR112014010218B1; US20140286783A1; RU2014123323A; BR112014010218A8; BR112014010218A2; JP6189314B2; WO2013068699A1; CN103906851B; CA2853183A1

Abstract

L'invention concerne un procédé comprenant une étape de forgeage d'une ébauche dans le domaine alpha/bêta pour former une préforme, une étape de matriçage à chaud de la préforme pour former une pièce brute, dans le domaine bêta de l'alliage de titane, et un traitement thermique. De façon caractéristique, lors de l'étape de matriçage, la pièce brute subit en tout point une déformation locale epsilon supérieure ou égale à 1,2, cette étape de matriçage se terminant par un refroidissement immédiat à une vitesse de refroidissement initiale supérieure à 85°C / min. Application à une pièce tournante d'une turbomachine. The invention relates to a method comprising a step of forging a blank in the alpha / beta domain to form a preform, a step of hot stamping the preform to form a blank, in the beta domain of the alloy of titanium, and a heat treatment. Typically, during the stamping step, the blank undergoes at all points a local deformation epsilon greater than or equal to 1.2, this stamping step ending with an immediate cooling at an initial cooling rate greater than 85 ° C / min. Application to a rotating part of a turbomachine.

Description

L'invention concerne un procédé thermomécanique de fabrication d'une pièce réalisée dans un alliage de titane TA6Zr4DE, et une pièce résultant de ce procédé. L'invention s'applique tout particulièrement, mais non limitativement aux pièces tournantes de turbomachines, telles que les disques, tourillons et rouets, et en particulier aux disques de compresseurs haute pression. Actuellement, selon la technique utilisée par la demanderesse, les disques de compresseur haute pression sont obtenus par un forgeage comprenant une étape de forgeage de l'ébauche dans le domaine alpha/bêta et une étape de matriçage à chaud dans le domaine bêta de l'alliage de titane. Ce matriçage est réalisé environ à 1030 °C Cette étape de matriçage sous presse est suivie d'un cycle de traitement thermique comprenant une étape de mise en solution dans le domaine alpha/bêta de l'alliage à la température de 970°C, correspondant à la température de bêta transus -30 °C, pendant une heure. Cette étape de mise en solution est suivie d'une étape de trempe dans de l'huile ou dans un mélange eau-polymère. Ensuite on réalise un traitement de revenu à 595 °C pendant huit heures suivi d'un refroidissement à l'air. Sans prise en compte de conditions particulières dans la mise en oeuvre de ce procédé de fabrication, on aboutit à un alliage présentant des zones de microstructure grossière qui ne sont pas favorables à une bonne tenue de l'alliage de titane, notamment selon un essai de fatigue olygocyclique à contrainte imposée maintenue pendant un certain temps de maintien comparativement au même type d'essai de fatigue sans temps de maintien, en particulier pour une gamme de température d'utilisation comprise entre -50 °C et +200 °C. La chute de durée de vie observée lors de cet essai de fatigue suite à l'introduction d'un temps de maintien à la charge maximale conduit au phénomène appelé «dwell effect». Plus précisément, il s'agit d'un fluage à température peu élevée (inférieure à 200 °C) qui couplé avec la fatigue oligocyclique, provoque un endommagement interne du matériau jusqu'à la ruine prématurée de la pièce.The invention relates to a thermomechanical method for manufacturing a part made of a titanium alloy TA6Zr4DE, and a part resulting from this process. The invention is particularly, but not exclusively, applicable to rotating parts of turbomachines, such as discs, journals and wheels, and in particular to high-pressure compressor discs. Currently, according to the technique used by the applicant, the high pressure compressor discs are obtained by forging comprising a forging stage of the blank in the alpha / beta domain and a hot stamping step in the beta domain of the invention. titanium alloy. This stamping is carried out at about 1030 ° C. This stamping step in press is followed by a heat treatment cycle comprising a dissolution step in the alpha / beta domain of the alloy at the temperature of 970 ° C., corresponding to at a beta transus temperature of -30 ° C for one hour. This dissolution step is followed by a quenching step in oil or in a water-polymer mixture. Thereafter, a 595 ° C income treatment was performed for eight hours followed by air cooling. Without taking into account any particular conditions in the implementation of this manufacturing method, an alloy having areas of coarse microstructure which are not favorable to good strength of the titanium alloy is obtained, in particular according to a test of imposed-pressure olygocyclic fatigue maintained for a certain holding time compared to the same type of fatigue test without holding time, in particular for a temperature range of use between -50 ° C and +200 ° C. The loss of life observed during this fatigue test following the introduction of a holding time at the maximum load leads to the phenomenon called "dwell effect". More precisely, it is a creep at low temperature (below 200 ° C.) which coupled with the oligocyclic fatigue, causes an internal damage of the material until the premature failure of the part.

En particulier, on utilise préférentiellement un alliage dénommé «6242» qui comporte environ 6 % d'aluminium, 2 % d'étain, 4 % de zirconium et 2 % de molybdène. Il s'agit plus précisément de l'alliage TA6Zr4DE selon la nomenclature métallurgique. Le type de structure propice au phénomène de « dwell effect » est représenté sur la figure 1 : des aiguilles non enchevêtrées présentant une même orientation sont localisées de part et d'autre d'un joint de grain 10. Dans cette configuration appelée structure « en plume », les aiguilles sont parallèles entre elles. A contrario, lorsque les aiguilles de phase alpha sont bien enchevêtrées, c'est-à-dire qu'elles ne se regroupent pas en paquets d'aiguilles parallèles entre elles mais sont disposées et réparties avec des orientations bien différentes (voir figure 1 : zone 20 ou ensemble de la figure 2), on obtient une structure à privilégier qui n'est pas propice au phénomène de « dwell effect ». Ainsi, l'application dans le domaine aéronautique, et en particulier pour un disque de compresseur haute pression est très sensible à ce phénomène de « dwell effect » du fait que pendant les phases de décollage et d'atterrissage, les moteurs sont soumis à des conditions de fonctionnement dans le domaine de températures et de contraintes correspondant à ce phénomène. Ce phénomène peut conduire à des amorçages de criques de fatigue prématurées, voire à la rupture de la pièce. Ce phénomène de «dwell effect » est très bien identifié par les constructeurs de turbomachines et il fait l'objet de nombreuses études ; de plus, il concerne tous les alliages de titane stabilisés en température : alliages de titane des classes bêta, alpha/bêta, presque alpha et alpha. La présente invention a pour objectif de fournir un procédé de de fabrication d'une pièce thermomécanique réalisée dans un alliage de titane TA6Zr4DE qui peut être mis en oeuvre de façon industrielle et permettant de surmonter les inconvénients de l'art antérieur et en particulier offrant la possibilité de limiter l'étendue du phénomène de « dwell effect ». La présente invention a pour objectif d'améliorer le procédé de de fabrication thermomécanique pour obtenir des pièces dont la durée de vie au phénomène du « dwell effect » est augmentée, malgré les sollicitations cycliques subies à basse température.In particular, it is preferable to use an alloy called "6242" which comprises about 6% aluminum, 2% tin, 4% zirconium and 2% molybdenum. It is more specifically the TA6Zr4DE alloy according to the metallurgical nomenclature. The type of structure that is conducive to the "dwell effect" phenomenon is represented in FIG. 1: non-entangled needles having the same orientation are located on either side of a grain boundary 10. In this configuration called "in" structure pen, the needles are parallel to each other. Conversely, when the alpha phase needles are well entangled, that is to say that they do not cluster in needles parallel packets but are arranged and distributed with very different orientations (see Figure 1: zone 20 or set of FIG. 2), a preferred structure is obtained that is not conducive to the "dwell effect" phenomenon. Thus, the application in the aeronautical field, and in particular for a high-pressure compressor disc is very sensitive to this phenomenon of "dwell effect" because during the take-off and landing phases, the engines are subjected to operating conditions in the temperature and stress range corresponding to this phenomenon. This phenomenon can lead to ignition premature fatigue cracks, or even the rupture of the room. This phenomenon of "dwell effect" is very well identified by the turbomachine manufacturers and it is the subject of numerous studies; moreover, it concerns all temperature-stabilized titanium alloys: beta, alpha / beta, almost alpha and alpha titanium alloys. The present invention aims to provide a method of manufacturing a thermomechanical part made of a titanium alloy TA6Zr4DE which can be used industrially and to overcome the disadvantages of the prior art and in particular to provide the possibility of limiting the extent of the "dwell effect" phenomenon. The present invention aims to improve the thermomechanical manufacturing process to obtain parts whose life time to the phenomenon of "dwell effect" is increased, despite the cyclic stresses undergone at low temperatures.

A cet effet, la présente invention porte sur un procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique réalisée dans un alliage de titane TA6Zr4DE comprenant une étape de forgeage d'une ébauche dans le domaine alpha/bêta pour former une préforme, une étape de matriçage à chaud de la préforme pour former une pièce brute, dans le domaine bêta de l'alliage de titane, et un traitement thermique, caractérisé en ce que lors de l'étape de matriçage, la pièce brute subit en tout point une déformation locale E supérieure ou égale à 1,2, cette étape de matriçage se terminant par un refroidissement immédiat à une vitesse de refroidissement initiale supérieure à 85°C / min, et de préférence supérieure à 100°C/min. L'idée à la base de la présente invention correspond au fait qu'il a été constaté qu'il existe au sein du matériau des zones d'aiguilles parallèles ou colonies, propices au phénomène de «dwell effect ». On constate que de telles colonies sont formées d'aiguilles allongées de phase alpha primaire relativement grossières et jointives entre elles. De tels colonies peuvent présenter une longueur allant jusqu'à plusieurs millimètres sur une épaisseur de l'ordre de 0,1 à 1,5 mm. De telles colonies constituent des emplacements au niveau desquels, lorsque le matériau est sous contrainte, il se produit une concentration importante de dislocations qui, lorsqu'elles s'activent, sans effet thermique particulier, peuvent provoquer des glissements entre les aiguilles, ce qui peut conduire à des ruptures. La présente invention se propose de mettre en oeuvre un procédé de fabrication permettant de limiter la taille de grains et les structures de type « colonies », en particulier en visant l'obtention de structure type « enchevêtrées », afin de minimiser les effets du «dwell effect», et ceci en diminuant l'étendue de libre circulation des dislocations, afin de minimiser leur accumulation et le risque de rupture de la pièce.For this purpose, the present invention relates to a method of manufacturing a thermomechanical part made of a TA6Zr4DE titanium alloy comprising a forging step of a blank in the alpha / beta domain to form a preform, a stamping step to heat of the preform to form a blank, in the beta domain of the titanium alloy, and a heat treatment, characterized in that during the stamping step, the blank undergoes at all points a local deformation E superior or equal to 1.2, this mastering step ending in an immediate cooling at an initial cooling rate of greater than 85 ° C / min, and preferably greater than 100 ° C / min. The idea underlying the present invention corresponds to the fact that it has been found that there exist within the material of parallel needle zones or colonies, conducive to the phenomenon of "dwell effect". Such colonies are found to consist of elongated primary alpha phase needles which are relatively coarse and contiguous with each other. Such colonies may have a length of up to several millimeters over a thickness of the order of 0.1 to 1.5 mm. Such colonies constitute locations at which, when the material is under stress, a large concentration of dislocations occurs which, when activated, without any particular thermal effect, can cause slips between the needles, which can lead to breaks. The present invention proposes to implement a manufacturing method making it possible to limit the size of grains and "colony-like" structures, in particular by aiming at obtaining "entangled" type structures, in order to minimize the effects of dwell effect ", and this by decreasing the range of free movement dislocations, to minimize their accumulation and the risk of breakage of the room.

C'est pour cette raison que de façon caractéristique, selon la présente invention, on réalise non seulement une déformation minimale locale de la pièce pour obtenir une fine microstructure à l'issue de l'étape de matriçage, mais en outre on s'assure de conserver cette fine microstructure en réalisant un refroidissement immédiat et suffisamment rapide de la pièce brute à l'issue de l'étape de matriçage. 2 9822 79 4 Par exemple le refroidissement terminant le matriçage est réalisé par trempe à l'eau, notamment avec une eau dont la température ne dépasse pas 60°C. Avantageusement, dans ce procédé de fabrication conforme à 5 l'invention ledit traitement thermique comporte une mise en solution dans le domaine alpha/bêta de l'alliage suivie immédiatement par un refroidissement à une vitesse de refroidissement supérieure à 100°C / min dans toute la pièce. De préférence, le refroidissement terminant la mise en solution 10 est réalisé par une étape de trempe de la pièce à une vitesse de refroidissement supérieure à 150°C / min, et en particulier comprise entre 200 et 450°C/min. Avantageusement, le refroidissement terminant la mise en solution est réalisé par trempe à l'huile ou dans un mélange 15 eau/polymère. Ainsi, grâce à ce refroidissement rapide, on fige l'état de la microstructure dans sa situation à la fin de l'étape de mise en solution et on évite une nouvelle évolution de cette microstructure avec un grossissement des aiguilles des colonies de phase alpha propices au 20 phénomène de « dwell effect ». Aussi, ce choix de vitesse de trempe élevée permet de favoriser la transformation de type martensitique (qui aboutit à une microstructure plutôt fine) de la phase bêta en phase alpha par rapport au phénomène de type germination/croissance (qui aboutit à une microstructure plutôt 25 grossière). Egalement, de préférence, à la fin du procédé de fabrication conforme à l'invention, le procédé comporte en outre les étapes suivantes: - on réalise, après l'étape de trempe terminant la mise en solution, une étape de revenu à une température de l'ordre de 595°C 30 pendant une durée de l'ordre de 8h, avec un refroidissement ultérieur à l'air. Avantageusement, le procédé de fabrication selon l'invention comporte en outre, entre l'étape de matriçage (suivie d'un refroidissement à l'eau) et l'étape de mise en solution, une étape d'usinage, et en 35 l'occurrence de pré-usinage, visant à diminuer la massivité de la pièce. 2 9822 79 5 D'autres opérations d'usinage suivront pour rectifier les dimensions de la pièce et atteindre la géométrie finale. Après l'étape de trempe, la vitesse de refroidissement doit être de préférence supérieure à 350°C/min si l'étape de pré-usinage est 5 ajoutée. De cette façon, on peut réduire les volumes de matière à traiter lors du traitement thermique et refroidir plus rapidement l'ensemble de la pièce. Les inventeurs ont constaté que cette méthode de fabrication 10 qui permet d'affiner la structure, n'a pas pour conséquence, d'affecter les propriétés thermomécaniques du matériau. Egalement, la présente invention porte sur une pièce thermomécanique réalisée dans un alliage de titane TA6Zr4DE avec le procédé de fabrication qui vient d'être présenté. 15 De préférence, cette pièce thermomécanique en titane forme une pièce tournante d'une turbomachine, et en particulier un disque de compresseur, notamment de compresseur haute pression. Enfin, la présente invention se rapporte également à une turbomachine équipée d'une pièce thermomécanique selon l'une des 20 définitions données ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1, déjà décrite, montre la microstructure obtenue 25 selon le procédé de fabrication classique de l'art antérieur ; - la figure 2, déjà décrite, montre la microstructure type obtenue selon le procédé de fabrication selon la présente invention; - la figure 3 illustre les étapes du procédé de fabrication selon l'art antérieur et selon l'invention, et, 30 - la figure 4 montre les résultats de durée de vie d'un test de fatigue (cycles « trapèze » avec temps de maintien) à température ambiante, pour une pièce résultant du procédé de fabrication de l'art antérieur et pour une pièce obtenue par le procédé de fabrication conforme à l'invention et sur deux zones (référencées 3 et 5) de massivité 35 différente de la pièce 2 9822 79 6 En relation avec la figure 3, on rappelle en quoi consiste le traitement thermique classique de l'art antérieur utilisé notamment par la société demanderesse pour des disques de compresseur haute pression réalisés dans l'alliage de titane TA6Zr4DE ou «6242». 5 Au départ, une ébauche ou billette de matériau est forgée dans le domaine alpha/bêta par exemple à 950°C et suivie d'un refroidissement à l'air pour former une préforme. Cette préforme subit ensuite une étape de matriçage à chaud dans le domaine bêta de l'alliage de titane à la température de 1030 °C, 10 correspondant à la température de bêta transus +30 °C, puis un refroidissement à l'eau après forgeage, d'où l'obtention d'une pièce brute (encore appelé « brut matricé ») destinée à former un disque. Cette étape de matriçage est suivie d'un traitement thermique comprenant une étape de mise en solution dans le domaine alpha/bêta de 15 l'alliage à la température de 970 °C, correspondant à la température de bêta transus -30 °C, pendant une heure. Cette étape de mise en solution est suivie d'une étape de trempe à l'huile ou dans un mélange eau-polymère (vitesse de refroidissement initiale minimale de l'ordre de 200°C/min et compris entre 20 200 et 450°C/min). Ensuite on réalise un traitement de revenu à 595°C pendant huit heures avec refroidissement à l'air. On obtient un matériau présentant la microstructure visible sur la figure 1, présentant à certains emplacements des colonies constituées 25 d'aiguilles de phase alpha parallèles entre elles et situées de part et d'autres d'un joint de grain. Ces aiguilles présentent une section de forme allongée visible sur la figure s'étendant souvent sur plusieurs centaines de micromètres. Sur la figure 2, la microstructure visible correspond à celle d'un 30 alliage de titane identique à celui de la figure 1, ayant subi le procédé de fabrication précité à la différence suivante près : - lors de l'étape de matriçage, la pièce brute subit en tout point une déformation locale E supérieure ou égale à 1,2. Avantageusement, cette valeur de déformation locale minimale E est de 35 1,5, de préférence supérieure à 1,7, voire de 1,9, avec une majorité de point dépassant 2.It is for this reason that, according to the present invention, not only a local minimum deformation of the part is achieved to obtain a fine microstructure at the end of the stamping step, but also ensures to preserve this fine microstructure by performing an immediate and sufficiently fast cooling of the blank at the end of the stamping step. For example, the cooling ending the stamping is carried out by quenching with water, especially with a water whose temperature does not exceed 60 ° C. Advantageously, in this manufacturing method according to the invention, said heat treatment comprises a dissolution in the alpha / beta domain of the alloy followed immediately by cooling at a cooling rate of greater than 100 ° C./min in any case. the room. Preferably, the cooling ending the dissolution 10 is carried out by a quenching step of the room at a cooling rate greater than 150 ° C / min, and in particular between 200 and 450 ° C / min. Advantageously, the cooling ending solution dissolution is carried out by quenching with oil or in a water / polymer mixture. Thus, thanks to this rapid cooling, the state of the microstructure is frozen in its situation at the end of the dissolution stage and a new evolution of this microstructure is avoided with a magnification of the needles of the suitable alpha phase colonies. to the phenomenon of "dwell effect". Also, this choice of high quenching speed makes it possible to promote the martensitic type transformation (which results in a rather fine microstructure) of the beta phase in the alpha phase compared with the germination / growth phenomenon (which results in a microstructure rather than a microstructure). coarse). Also, preferably, at the end of the manufacturing method according to the invention, the method further comprises the following steps: - is carried out, after the quenching step ending dissolution, a step of tempering at a temperature of the order of 595 ° C for a period of about 8h, with a subsequent cooling in air. Advantageously, the manufacturing method according to the invention further comprises, between the stamping step (followed by cooling with water) and the solution-forming step, a machining step, and in which pre-machining occurrence, aimed at reducing the massiveness of the part. 2 9822 79 5 Other machining operations will follow to correct the dimensions of the part and reach the final geometry. After the quenching step, the cooling rate should preferably be greater than 350 ° C / min if the pre-machining step is added. In this way, the volumes of material to be treated during the heat treatment can be reduced and the whole room cooled more quickly. The inventors have found that this manufacturing method which makes it possible to refine the structure does not have the consequence of affecting the thermomechanical properties of the material. Also, the present invention relates to a thermomechanical part made of a titanium alloy TA6Zr4DE with the manufacturing method which has just been presented. Preferably, this titanium thermomechanical part forms a rotating part of a turbomachine, and in particular a compressor disk, especially a high-pressure compressor. Finally, the present invention also relates to a turbomachine equipped with a thermomechanical part according to one of the definitions given above. Other advantages and characteristics of the invention will emerge on reading the following description given by way of example and with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1, already described, shows the microstructure obtained by the method of conventional manufacture of the prior art; FIG. 2, already described, shows the typical microstructure obtained according to the manufacturing method according to the present invention; FIG. 3 illustrates the steps of the manufacturing method according to the prior art and according to the invention, and FIG. 4 shows the lifetime results of a fatigue test ("trapezoid" cycles with maintenance) at room temperature, for a part resulting from the manufacturing process of the prior art and for a part obtained by the manufacturing method according to the invention and on two zones (referenced 3 and 5) of massivity different from the Part 2 9822 79 6 In relation to Figure 3, it is recalled what is the conventional heat treatment of the prior art used in particular by the applicant company for high pressure compressor discs made in titanium alloy TA6Zr4DE or "6242 ". Initially, a blank or billet of material is forged in the alpha / beta domain for example at 950 ° C and followed by air cooling to form a preform. This preform then undergoes a hot stamping step in the beta domain of the titanium alloy at the temperature of 1030 ° C., corresponding to the temperature of beta transus +30 ° C., followed by cooling with water after forging. , hence obtaining a blank (also called "milled stock") to form a disk. This mastering step is followed by a heat treatment comprising a solution step in the alpha / beta domain of the alloy at a temperature of 970 ° C., corresponding to the beta-30 ° C. one o'clock. This dissolution step is followed by an oil quenching step or in a water-polymer mixture (minimum initial cooling rate of the order of 200 ° C./min and between 200 and 450 ° C. / min). Subsequently, a 595 ° C. income treatment was carried out for eight hours with cooling in air. A material having the microstructure visible in FIG. 1 is obtained, having at certain locations colonies consisting of alpha phase needles parallel to one another and located on either side of a grain boundary. These needles have an elongate section visible in the figure often extending over several hundred micrometers. In FIG. 2, the visible microstructure corresponds to that of a titanium alloy identical to that of FIG. 1, having undergone the aforementioned manufacturing process with the following difference: - during the stamping step, the piece gross is subjected at all points to a local deformation E greater than or equal to 1.2. Advantageously, this minimum local deformation value E is 1.5, preferably greater than 1.7, or even 1.9, with a majority of points exceeding 2.

Dans ce cas, les colonies d'aiguilles parallèles sont moins nombreuses et de plus petite taille. La majorité des aiguilles sont enchevêtrées et sont, de plus, dissemblables en taille. En effet, comme il ressort de la figure 2, les aiguilles sont toutes de taille plus petite en section, leur longueur restant inférieure à 100 micromètres, et généralement de l'ordre de 20 à 50 micromètres. En conséquence, on peut s'attendre à ce que l'absence de grandes aiguilles alignées parallèlement empêche le phénomène de « dwell effect » par prévention des accumulations de dislocations susceptibles d'engendrer des risques de rupture. En effet, la diminution de la taille des aiguilles s'accompagne d'une diminution de leur volume et des surfaces jointives entre aiguilles, ce qui freine l'aptitude au déplacement des défauts tels que les dislocations ou les lacunes, qui parcourent ainsi des distances plus faibles et présentent moins de possibilités de s'accumuler. Selon la présente invention, on entend par déformation locale E la déformation généralisée équivalente au sens de Von Mises calculée par logiciel de simulation Forge 2005. L'équation de calcul : plastique / 2 equivalenle 3kiP/ p :[e] Avec [E]pl qui correspond au tenseur des déformations plastiques.In this case, parallel needle colonies are fewer in number and smaller in size. The majority of the needles are entangled and are, moreover, dissimilar in size. Indeed, as is apparent from Figure 2, the needles are all smaller in section, their length remaining less than 100 microns, and generally of the order of 20 to 50 microns. Consequently, it can be expected that the absence of parallel aligned large needles prevents the "dwell effect" by preventing accumulations of dislocations likely to cause risks of rupture. Indeed, the decrease in the size of the needles is accompanied by a decrease in their volume and contiguous surfaces between needles, which hampers the ability to move defects such as dislocations or gaps, which travel distances weaker and have fewer possibilities to accumulate. According to the present invention, local deformation E is understood to mean the equivalent generalized deformation in the sense of Von Mises calculated by simulation software Forge 2005. The calculation equation: plastic / 2 equivalence 3kiP / p: [e] With [E] pl which corresponds to the tensor of the plastic deformations.

Pour s'assurer que l'on a obtenu la valeur minimale de déformation locale en tout point à l'issue de l'étape de matriçage, on utilise une simulation, en utilisant des moyens de CAO (conception assistée par ordinateur).To ensure that the minimum local deformation value has been obtained at all points after the mastering step, a simulation is used, using CAD (computer-aided design) means.

En particulier le matériau résultant de l'ensemble du procédé de fabrication présente des caractéristiques thermomécaniques, et en particulier des propriétés de tenue en fatigue olygocycliques sous déformation imposée, qui ne sont pas plus faibles que celles des matériaux résultants du procédé de fabrication de l'art antérieur.In particular, the material resulting from the entire manufacturing process has thermomechanical characteristics, and in particular the fatigue properties of olygocyclic fatigue under imposed deformation, which are no less than those of the materials resulting from the manufacturing process of the invention. prior art.

Un test de tenue en fatigue olygocyclique à contrainte imposée a été mené en utilisant un signal en forme de trapèze (1 s sans contrainte, 40s avec contrainte, 1s sans contrainte), avec une contrainte maximale de 772 MPa, à température ambiante, pour un disque de compresseur haute pression. Les résultats en terme du nombre de cycles avant rupture pour des essais pratiqués dans une zone 3 (correspondant à un alésage) et dans une zone 5 (correspondant à la toile) des disques, et visibles sur la figure 4, sont mentionnée dans le tableau 1 suivant : Zone 3 moyenne Zone 5 moyenne Gamme 88278 91754 30003 28000 standard - Art antérieur 95235 25997 Invention 150903 139443 105213 120821 (+52%) (+ 331%) 127903 136430 Tableau 1 Ainsi, on constate une augmentation de la durée de vie et donc une résistance au phénomène de «dwell effect » allant d'un facteur 1,5 (en zone 3) à un facteur 4 (en zone 5), qui est très significative.An imposed constrained olygocyclic fatigue withstand test was conducted using a trapezoidal signal (1s without stress, 40s with stress, 1s without stress), with a maximum stress of 772 MPa, at room temperature, for a high pressure compressor disk. The results in terms of the number of cycles before failure for tests carried out in an area 3 (corresponding to a bore) and in a zone 5 (corresponding to the web) of the disks, and visible in FIG. 4, are mentioned in the table. 1 next: Zone 3 medium Zone 5 medium Range 88278 91754 30003 28000 standard - prior art 95235 25997 Invention 150903 139443 105213 120821 (+ 52%) (+ 331%) 127903 136430 Table 1 Thus, there is an increase in the service life and therefore a resistance to the phenomenon of "dwell effect" ranging from a factor 1.5 (in zone 3) to a factor 4 (in zone 5), which is very significant.

Parmi les autres essais mécaniques menés comparativement et qui ont démontré une résistance au moins aussi élevée pour une pièce issue du procédé de fabrication selon l'invention que pour une pièce issue d'une gamme standard, on peut relever des tests de traction (à 20°C et à 450°C) et des tests de fluage-allongement à 500°C.Of the other comparative mechanical tests carried out which have demonstrated a resistance at least as high for a part resulting from the manufacturing method according to the invention as for a part from a standard range, tensile tests (at 20 ° C and 450 ° C) and creep-elongation tests at 500 ° C.

On a également relevé une durée de vie augmentée d'un facteur 3 pour une pièce issue du procédé de fabrication selon l'invention par rapport à une pièce issue d'une gamme standard, s'agissant d'un test en fatigue vibratoire à contrainte imposée à température ambiante, sous une fréquence de 80 Hz.25A lifespan increased by a factor of 3 for a part resulting from the manufacturing method according to the invention compared with a piece from a standard range, has also been noted, in the case of a stress vibration fatigue test. imposed at ambient temperature, at a frequency of 80 Hz.25

Claims

REVENDICATIONS1. Procédé thermomécanique de fabrication d'une pièce réalisée dans un alliage de titane TA6Zr4DE comprenant une étape de forgeage d'une ébauche dans le domaine alpha/bêta pour former une préforme, une étape de matriçage à chaud de la préforme pour former une pièce brute, dans le domaine bêta de l'alliage de titane, et un traitement thermique, caractérisé en ce que lors de l'étape de matriçage, la pièce brute subit en tout point une déformation locale E supérieure ou égale à 1,2, cette étape de matriçage se terminant par un refroidissement immédiat à une vitesse de refroidissement initiale supérieure à 85°C / min.REVENDICATIONS1. A thermomechanical process for manufacturing a workpiece made of a TA6Zr4DE titanium alloy comprising a step of forging a blank in the alpha / beta domain to form a preform, a step of hot stamping the preform to form a blank, in the beta domain of the titanium alloy, and a heat treatment, characterized in that during the stamping step, the blank undergoes at any point a local deformation E greater than or equal to 1.2, this step of stamping ending with immediate cooling at an initial cooling rate above 85 ° C / min.

2. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit traitement thermique comporte une mise en solution dans le domaine alpha/bêta de l'alliage suivie immédiatement par un refroidissement à une vitesse supérieure à 100°C / min.2. The manufacturing method according to claim 1, characterized in that said heat treatment comprises a dissolution in the alpha / beta domain of the alloy followed immediately by cooling at a speed greater than 100 ° C / min.

3. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le refroidissement terminant le matriçage est réalisé par trempe à l'eau.3. Manufacturing process according to any one of the preceding claims, characterized in that the cooling ending the stamping is performed by quenching with water.

4. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que le refroidissement terminant la mise en solution est réalisé par une étape de trempe de la pièce à une vitesse de refroidissement initiale supérieure à 150°C / min.4. The manufacturing method according to any one of claims 2 and 3, characterized in that the cooling ending the dissolution is performed by a quenching step of the workpiece at an initial cooling rate greater than 150 ° C / min. .

5. Procédé de fabrication selon la revendication 4, caractérisé en ce que le refroidissement terminant la mise en solution est réalisé par 25 trempe à l'huile ou dans un mélange eau / polymère .5. Manufacturing process according to claim 4, characterized in that the cooling ending the dissolution is carried out by quenching in oil or in a water / polymer mixture.

6. Procédé de fabrication selon la revendication 4, caractérisé en ce que la vitesse de refroidissement, lors de l'étape de trempe de la pièce terminant la mise en solution est comprise entre 200 et 450°C/ min.6. Manufacturing process according to claim 4, characterized in that the cooling rate, during the quenching step of the piece ending dissolution is between 200 and 450 ° C / min.

7. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des 30 revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte en outre les étapes suivantes : - on réalise, après l'étape de trempe terminant la mise en solution, une étape de revenu à une température de l'ordre de 595°C pendant une durée de l'ordre de 8h, avec un refroidissement ultérieur à l'air.7. A manufacturing method according to any one of the preceding claims, characterized in that it further comprises the following steps: - is carried out, after the quenching step ending dissolution, a step of income to a temperature of the order of 595 ° C for a period of about 8 hours, with subsequent cooling in air.

8. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte en outre, entre l'étape de matriçage et l'étape de mise en solution, une étape d'usinage visant à diminuer la massivité de la pièce.8. Manufacturing process according to any one of the preceding claims, characterized in that it further comprises, between the stamping step and the solution-setting step, a machining step to reduce the massiveness of the room.

9. Pièce thermomécanique réalisée dans un alliage de titane TA6Zr4DE réalisé selon le procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.9. Thermomechanical part made of a titanium alloy TA6Zr4DE made according to the manufacturing method according to any one of claims 1 to 8.

10. Pièce thermomécanique selon la revendication 9, caractérisée en ce qu'elle forme une pièce tournante d'une turbomachine.10. thermomechanical part according to claim 9, characterized in that it forms a rotating part of a turbomachine.

11.Pièce thermomécanique selon la revendication 9 ou 10 caractérisée en ce qu'elle forme un disque de compresseur haute pression.11.Thermomechanical part according to claim 9 or 10 characterized in that it forms a high pressure compressor disk.

12.Turbomachine comprenant une pièce thermomécanique selon l'une quelconque des revendications 9 à 11.12.Turbomachine comprising a thermomechanical part according to any one of claims 9 to 11.