FR3129678A1 - Piece pour une turbomachine comportant un revêtement de barriere thermique en geopolymere - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne une pièce (10) pour une turbomachine d’aéronef, cette pièce (10) comportant un corps et un revêtement de barrière thermique (4) situé sur ledit corps, ce revêtement comprenant :- une couche inférieure d’isolation thermique (42) qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère, - une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique (46) qui est située sur la couche inférieure, et- une couche supérieure d’isolation thermique (44) qui est située sur la couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère. Figure pour l'abrégé : Figure 2
Description
Domaine technique de l'invention
L’invention se rapporte au domaine des revêtements de barrière thermique. Plus particulièrement, la présente invention concerne une pièce pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant un tel revêtement de barrière thermique.
Arrière-plan technique
Une turbomachine, telle qu'utilisée pour la propulsion dans le domaine aéronautique, comprend une entrée d'air atmosphérique qui communique avec un ou plusieurs compresseurs, dont généralement une soufflante, entraînés en rotation autour d'un même axe X. Le flux primaire de cet air, après avoir été comprimé, alimente une chambre de combustion disposée de façon annulaire autour de cet axe X. Ce flux primaire est mélangé à un carburant et brûlé pour fournir des gaz de combustion, en aval, à une ou plusieurs turbines à travers lesquelles ces gaz sont détendus, les rotors des turbines entraînant les rotors des compresseurs.
Le moteur des turbomachines fonctionne à une température des gaz de combustion en entrée de turbine que l'on cherche aussi élevée que possible, car cette température conditionne les performances de la turbomachine. Dans ce but, les matériaux des parties chaudes sont sélectionnés pour résister à ces conditions de fonctionnement et les parois des pièces balayées par les gaz de combustion, telles que le carter de turbine, les distributeurs ou les aubes mobiles de turbine, sont pourvus de moyens de refroidissement.
De manière générale, les pièces de turbomachine peuvent être réalisées en métal ou en composite.
L’utilisation de matériaux composites est particulièrement avantageuse dans le domaine des turbomachines car ils permettent la diminution de la masse des composants associée à de bonnes propriétés mécaniques.
Un matériau composite classiquement utilisé comprend une préforme fibreuse densifiée par une résine de polymère. La préforme peut être issue d’un tissage tridimensionnel (3D) ou peut être obtenue par drapage et superposition de plusieurs couches/plis (multicouche). La résine peut être injectée dans la préforme ou bien la préforme peut être préalablement imprégnée avec la résine (également désignée par « pré-imprégnée » ou « prepreg »).
Actuellement, les pièces de turbomachine réalisées dans un matériau composite à matrice organique (CMO) sont de plus en plus utilisées en zone moteur. Cependant, les pièces réalisées en CMO sont particulièrement sensibles à une forte chaleur. En effet, la résine organique composant les pièces en CMO est peu résistante à des températures élevées (telle qu’une température au-delà de 200°C voire de 300°C pour les plus performantes d’entre elles).
Parmi les protections imaginées pour permettre à ces pièces de résister à ces conditions extrêmes, figure le dépôt de plusieurs matériaux formant un « revêtement de barrière thermique », sur leur surface externe. Ce revêtement permet de protéger la pièce réalisée en CMO à une exposition continue à des températures élevées.
Une solution consisterait à réaliser le revêtement de barrière thermique sous forme d’une laine de silice encapsulée dans des feuillards métalliques (tel qu’en Inox ou en Inconel). Des fixations mécaniques sont également nécessaires pour fixer ce type de revêtement sur la pièce de turbomachine. Par exemple, ces fixations sont des fixations traversantes de type rivet avec une ferrure ou un support en titane pour fixer la périphérie du revêtement, ou des plots métalliques collés en pleine surface de la pièce en CMO. Ce type de revêtement peut présenter une étape et une difficulté supplémentaires de mise en positon de ces fixations pour les opérateurs. Par ailleurs, le revêtement à base de laine de silice est épais (plus de 4,0mm) et peut être encombrant dans une turbomachine.
Il est également connu d’appliquer un revêtement de barrière thermique formé de silicone en monocouche ou multicouches, sur la pièce de turbomachine. Cependant, ce type de revêtement présente l’inconvénient d’être coûteux.
Dans ce contexte, il est utile de pallier au moins en partie aux inconvénients précités, en proposant un nouveau revêtement de barrière thermique fiable et peu encombrant, notamment dans une pièce pour une turbomachine.
La présente invention propose ainsi une pièce pour une turbomachine d’aéronef, cette pièce comportant un corps et un revêtement de barrière thermique situé sur ledit corps, ce revêtement comprenant :
- une couche inférieure d’isolation thermique qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère,
- une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique qui est située sur la couche inférieure, et
- une couche supérieure d’isolation thermique qui est située sur ladite couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère.
- une couche inférieure d’isolation thermique qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère,
- une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique qui est située sur la couche inférieure, et
- une couche supérieure d’isolation thermique qui est située sur ladite couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère.
La pièce de turbomachine selon l’invention présente l’avantage d’être fonctionnelle, notamment dans un moteur de turbomachine, sans limitation de durée à une température élevée. En effet, le revêtement de barrière thermique de la pièce bénéficie d’une stabilité à haute température (par exemple entre 400 et 600°C), ce qui le rend adapté pour des modules de turbomachine exposés à de hautes températures, tels que les compresseurs basse pressions et haute pression.
En particulier, le revêtement de barrière thermique selon l’invention présente une architecture en multicouche composée de plusieurs couches en géopolymère et d’une couche métallique. La couche métallique est disposée en sandwich entre les couches inférieure et supérieure en géopolymère.
On entend par « géopolymère », un matériau à base de matière minérale composée par exemple de silice et d’alumine. Les géopolymères sont formés de chaînes ou de réseaux de molécules minérales liées par des liaisons covalentes. Le géopolymère peut être entièrement inorganique ou peut comprendre une certaine quantité de matière organique. Le géopolymère peut être essentiellement un composé chimique minéral ou un mélange de composés constitués de motifs, par exemple silico-oxyde (-Si-O-Si-O-), silico-aluminate (-Si-O-Al-O-), ferro-silico-aluminate (-Fe-O-Si-O-Al-O-) ou aluminophosphate (-Al-O-P-O), crées par un processus de géopolymérisation.
Le matériau géopolymère, notamment de par sa nature inorganique, offre une très bonne tenue aux hautes températures (notamment à une température au-delà de 300°C). Les couches en géopolymère du revêtement de l’invention ont ainsi une fonction d’isolation thermique, et la couche métallique, en tant que matériau conducteur, peut avoir un rôle de dissipateur de chaleur.
En fonctionnement, la forte température est atténuée par la couche supérieure en géopolymère. Cette chaleur est ensuite répartie uniformément sur la surface de la couche métallique intermédiaire, ce qui permet d’éviter localement des points très chauds. Enfin, la couche inférieure en géopolymère permet de diminuer davantage la température transmise au corps de la pièce de turbomachine. Ce qui atténue donc la dégradation de la pièce en fonctionnement.
Le revêtement selon l’invention peut être appliqué facilement sur tous types de forme de la pièce (par exemple, une forme plane et/ou une forme avec courbure), notamment sans recourir à des fixations mécaniques supplémentaires. Ce revêtement offre donc une très bonne protection thermique et atténue la dégradation de la pièce en fonctionnement. Un tel revêtement est peu couteux à produire, peu encombrant et offre de larges possibilités d’utilisation.
L’invention présente par conséquent l’avantage de reposer sur une conception simple, offrant une très grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement.
Le revêtement de barrière thermique selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les couches inférieure et supérieure comprennent le même géopolymère ;
- le géopolymère est à base de potassium ou de sodium ;
- le géopolymère comprend entre 2 et 15%, et de préférence entre 5 et 10%, d’hydroxyde de potassium ou d’hydroxyde de sodium ;
- le géopolymère a la formule générale K2O·(Al2O3)·(SiO2)6.5·13.6(H2O) ;
- la couche de dissipation thermique est un feuillard métallique, par exemple un feuillard de cuivre ou un feuillard d’aluminium ;
- le revêtement présente une épaisseur E4inférieure ou égale à 3,0mm, par exemple cette épaisseur E4est de 2,0mm ;
- chacune des première et seconde couches d’isolation thermique présente une épaisseur E42, E44inférieure ou égale à 1,0mm ;
- la couche de dissipation thermique présente une épaisseur E46comprise entre 15 et 35μm, par exemple cette épaisseur E46est d’environ 25μm ;
- le corps de la pièce est réalisé en matériau composite à matrice organique ou en matériau métallique ;
-- la couche de dissipation thermique est un feuillard métallique ayant une conductivité thermique supérieure ou égale à 380 W/m.K.
La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef comprenant au moins une pièce de turbomachine telle que décrite ci-dessus.
La présente invention concerne également un procédé de réalisation d’une pièce selon l’une des particularités de l’invention. Le procédé comprend les étapes consistant à :
(a) formuler des géopolymères pour les intégrer dans des couches inférieure et supérieure d’isolation thermique,
(b) déposer la couche inférieure d’isolation thermique sur au moins une partie du corps de la pièce de turbomachine,
(c) déposer une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique sur la couche inférieure d’isolation thermique, et
(d) déposer la couche supérieure d’isolation thermique sur la couche métallique intermédiaire de dissipation thermique.
(a) formuler des géopolymères pour les intégrer dans des couches inférieure et supérieure d’isolation thermique,
(b) déposer la couche inférieure d’isolation thermique sur au moins une partie du corps de la pièce de turbomachine,
(c) déposer une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique sur la couche inférieure d’isolation thermique, et
(d) déposer la couche supérieure d’isolation thermique sur la couche métallique intermédiaire de dissipation thermique.
Avant l’étape (b), le procédé peut comprendre une étape (i) de préparation de surface du corps de la pièce à revêtir avec ledit revêtement de barrière thermique. A titre d’exemple, l’étape (i) peut être réalisée par nettoyage et/ou ponçage du corps de la pièce à revêtir.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
La est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef,
La représente schématiquement en coupe axiale une pièce pour turbomachine comportant un revêtement de barrière thermique selon un mode de réalisation de l’invention,
La représente schématiquement une vue de profil d’un montage de test pour mesurer l’abattement thermique sur un premier échantillon chauffé sans revêtement de barrière thermique et sur un second échantillon chauffé avec revêtement de barrière thermique,
La est une vue de haut de la ,
La est un organigramme d’un procédé de réalisation de la pièce de la .
Claims (11)
- Pièce (10) pour une turbomachine d’aéronef, cette pièce (10) comportant un corps et un revêtement de barrière thermique (4) situé sur ledit corps, ce revêtement comprenant :
- une couche inférieure d’isolation thermique (42) qui est située sur ledit corps et qui comprend au moins un géopolymère,
- une couche métallique intermédiaire de dissipation thermique (46) qui est située sur la couche inférieure, et
- une couche supérieure d’isolation thermique (44) qui est située sur la couche métallique intermédiaire et qui comprend au moins un géopolymère. - Pièce selon la revendication 1, caractérisée en ce que les couches inférieure et supérieure (42, 44) comprennent le même géopolymère.
- Pièce selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que le géopolymère est à base de potassium ou de sodium.
- Pièce selon la revendication 3, caractérisée en ce que le géopolymère comprend entre 2 et 15%, et de préférence entre 5 et 10%, d’hydroxyde de potassium ou d’hydroxyde de sodium.
- Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le géopolymère a la formule générale K2O·(Al2O3)·(SiO2)6.5·13.6(H2O).
- Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la couche de dissipation thermique (46) est un feuillard métallique, par exemple un feuillard de cuivre ou un feuillard d’aluminium.
- Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le revêtement (4) présente une épaisseur (E4) inférieure ou égale à 3,0mm, par exemple cette épaisseur (E4) est de 2,0mm.
- Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chacune des première et seconde couches d’isolation thermique (42, 44) présente une épaisseur (E42, E44) inférieure ou égale à 1,0mm.
- Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la couche de dissipation thermique (46) présente une épaisseur (E46) comprise entre 15 et 35μm, par exemple cette épaisseur (E46) est d’environ 25μm.
- Pièce selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le corps de la pièce (10) est réalisé en matériau composite à matrice organique ou en métallique.
- Turbomachine (2) d’aéronef, comportant au moins une pièce (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, la pièce (10) étant par exemple un carter ou une paroi en particulier d’une nacelle (3).
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