BE1031024B9 - Composition pour joint abradable de turbomachine - Google Patents

Composition pour joint abradable de turbomachine

Info

Publication number
BE1031024B9
BE1031024B9 BE20225903A BE202205903A BE1031024B9 BE 1031024 B9 BE1031024 B9 BE 1031024B9 BE 20225903 A BE20225903 A BE 20225903A BE 202205903 A BE202205903 A BE 202205903A BE 1031024 B9 BE1031024 B9 BE 1031024B9
Authority
BE
Belgium
Prior art keywords
metallic phase
composition
mass
abradable
turbomachine
Prior art date
Application number
BE20225903A
Other languages
English (en)
Other versions
BE1031024A9 (fr
BE1031024A1 (fr
BE1031024B1 (fr
Inventor
Laurent Schuster
Original Assignee
Safran Aero Boosters
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aero Boosters filed Critical Safran Aero Boosters
Priority to BE20225903A priority Critical patent/BE1031024B9/fr
Priority to CN202380075079.1A priority patent/CN120112709A/zh
Priority to EP23790028.7A priority patent/EP4616048A1/fr
Priority to PCT/EP2023/079011 priority patent/WO2024099721A1/fr
Publication of BE1031024A1 publication Critical patent/BE1031024A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of BE1031024B1 publication Critical patent/BE1031024B1/fr
Publication of BE1031024A9 publication Critical patent/BE1031024A9/fr
Publication of BE1031024B9 publication Critical patent/BE1031024B9/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/067—Metallic material containing free particles of non-metal elements, e.g. carbon, silicon, boron, phosphorus or arsenic
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F05D2230/312—Layer deposition by plasma spraying
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/95—Preventing corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/12—Light metals
    • F05D2300/121—Aluminium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/131—Molybdenum
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/132—Chromium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/134—Zirconium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/173—Aluminium alloys, e.g. AlCuMgPb
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/228—Nitrides
    • F05D2300/2282—Nitrides of boron

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L’invention propose une composition pour un joint d’étanchéité abradable (38) de compresseur (4), la composition comprenant une phase métallique et une phase non-métallique, cette dernière constituant 5 à 50% de la masse totale de la composition, la phase métallique comprenant, en masse : 45% à 80% d’aluminium ; 10% à 45% de nickel ; 5% à 20% de cobalt ou de chrome ; et 1 à 5% de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium. L’invention porte également sur le procédé de réalisation du joint et sur la turbomachine comprenant ce joint.

Description

Description
COMPOSITION POUR JOINT ABRADABLE DE TURBOMACHINE
Domaine technique
L’invention se rapporte au domaine de l'étanchéité des turbomachines par joint abradable à deux phases. L'invention propose également un procédé de réalisation d’un joint abradable et une turbomachine munie de ce joint.
Art antérieur
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers Etats. En particulier, une norme ambitieuse s'applique à la fois aux nouveaux types d'avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L'aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l'intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d'amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l'exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire l'empreinte environnementale de son activité.
Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d'avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l'emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
Dans ce contexte, l'invention porte plus particulièrement sur les aspects liés à l'étanchéité de la veine d'air. En effet, au sein de la veine primaire, le jeu entre les extrémités radiales des aubes tournantes et le carter peut être le lieu de fuites ou de vortex, conduisant à une baisse de l’efficacité de la turbomachine, et par conséquent une consommation plus élevée à puissance délivrée égale.
Afin de réduire ces fuites, il est impératif de rapprocher les aubes du carter tout en conservant une marge de sécurité. En effet, en cas de contact les aubes comme le carter peuvent s’endommager, et mettre en péril la sécurité de fonctionnement de la turbomachine. Ces cas de figure restent monnaie courante en raison des vibrations, des ingestions, de la force centrifuge, de la dilatation, et des désaxages du rotor notamment. Dès lors, ajouter une couche de matériau abradable à l'interface entre le carter et les aubes permet de maîtriser l'endommagement en cas de contact puisque la dégradation est concentrée dans la matière du joint qui est destinée à s’effriter.
Les documents EP 3 023 511 A1 et EP 3 444 443 A1 divulguent des compositions pour joint abradable de turbomachine. Ces compositions visent à maximiser la durabilité des joints abradables.
Les inventeurs ont mis en évidence le fait que la corrosion n’est pas complètement éliminée avec ces compositions, notamment lorsque le substrat sur lequel ces joints sont déposés est fait d'une matière sensible à la corrosion.
Aussi, les inventeurs ont observé une usure due à l’érosion du fait du flux d’air qui vient frotter contre le joint abradable. Cette érosion apparaît surtout sous les conditions de pression et de température élevées que permettent les nouvelles — générations de turbomachine, plus compactes, plus puissantes et plus frugales.
Résumé de l'invention
Problème technique
L'invention a pour objectif de proposer une composition pour un joint abradable qui surmonte les inconvénients mentionnés ci-dessus et notamment qui permette une meilleure résistance à la corrosion (indépendamment du substrat sur lequel le joint est déposé) et à l'érosion, et en particulier à haute température.
Solution technique
L’invention a trait à une composition pour un joint d’étanchéité abradable de compresseur de turbomachine, la composition comprenant une phase métallique et une phase non-métallique, cette dernière constituant 5 à 50% de la masse totale de la composition, la phase métallique comprenant, en masse : 45% à 80% d'aluminium ; 10% à 45% de nickel ; 5% à 20% de cobalt ou de chrome ; et 1 à 5% de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium.
Par « abradable » ou « joint abradable », on entend un matériau apte à s’effriter au contact d’un élément rotorique de turbomachine.
La présence, en combinaison, de cobalt ou de chrome dans un taux entre 5 et 20% d’une part, et de traces de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium d'autre part, a été démontrée par les inventeurs comme bénéfique pour améliorer la tenue face à l'érosion et en particulier à hautes températures (au-delà de 150°C).
La composition peut se présenter sous la forme d’une poudre, la phase métallique et la phase non-métallique formant chacune des grains distincts.
Suivant la composition de la phase, l’ajout d’un agent de liaison entre les deux phases est utilisé. Les deux phases sont ensuite intimement mélangées pour être uniformément dispersées.
Selon un mode avantageux de l'invention, la phase métallique comprend 5 à 17% de cobalt.
Selon un mode avantageux de l'invention, la phase métallique comprend 15% de cobalt et 4% de zirconium.
Selon un mode avantageux de l’invention, la masse de cobalt ou de chrome, cumulée à la masse de cuivre magnésium, manganèse ou zirconium, est comprise entre 10% et 22% de la masse de la phase métallique.
Selon un mode avantageux de l'invention, la phase non-métallique comprend, en masse, entre 30% à 35% d’un ou de plusieurs des éléments suivants : polyester, methyl-methacrylate, nitrure de bore hexagonal, fluore de calcium, graphite, bentonite, talc, ou bisulfure de molybdène.
Selon un mode avantageux de l'invention, le nickel et le cobalt, ou le nickel et le chrome, ne dépassent pas, ensemble, 45% de la masse de la phase métallique.
Ceci évite une usure prématurée du matériau abradable.
L’invention porte également sur un procédé de réalisation d’un joint d’étanchéité abradable de turbomachine axiale, le procédé comprenant le dépôt d’une composition selon l’un des modes de réalisation ci-dessus par projection plasma sur une surface interne d’une virole ou d’un élément de carter de compresseur.
L'invention a également trait à une turbomachine comprenant un compresseur basse-pression avec une rangée d'aubes rotoriques et un joint abradable entourant la rangée d’aubes rotoriques, remarquable en ce que le joint est formé par le procédé exposé ci-dessus.
En effet, les proportions massiques des différents éléments ne sont pas altérées par le procédé de dépôt et un joint obtenu par le procédé de l'invention est donc bien distinct d’un joint obtenu par un procédé mettant en œuvre une autre composition.
Brève description des dessins
La figure 1 illustre une vue en coupe d’un compresseur de turbomachine.
Description détaillée des modes de réalisation
Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l’axe de rotation d’une turbomachine axiale.
La direction axiale correspond à la direction le long de l’axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l’axe de rotation. L'amont et l’aval sont en référence au sens d'écoulement principal du flux dans la turbomachine.
Les dimensions de la figure 1 ne sont pas à l’échelle et en particulier les épaisseurs ou les dimensions radiales sont exagérées pour faciliter la lecture des 5 figures.
La figure 1 représente une vue en coupe d’un compresseur 4 d’une turbomachine axiale.
De préférence, le compresseur 4 correspond à un compresseur basse-pression.
La turbomachine comprend, en outre, d’autre composants non représentés dans lafigure 1, tels qu’un compresseur haute-pression, une chambre de combustion et un ou plusieurs niveaux de turbines. La ou les turbines entraînent un rotor 12 en rotation. Le rotor supporte plusieurs rangées d’aubes de rotor 24 associées à des rangées d’aubes de stator 26. La rotation du rotor 12 autour de son axe de rotation 14 permet ainsi de comprimer un débit d’air progressivement jusqu’à entrée de la chambre de combustion.
Une soufflante 16 (partiellement illustrée), est couplée au rotor 12 et génère un flux d'air qui se divise en un flux primaire 18 et en un flux secondaire 20. Les flux primaire 18 et secondaire 20 sont séparés par un bec de séparation 22.
Les aubes rotoriques 24 peuvent s'étendre radialement depuis un support rotorique qui peut être une plateforme à queue d’aronde, une couronne interne de tambour monobloc aubagé ou tout autre type de support d’un rotor composite.
Les aubes statoriques 26 s'étendent essentiellement radialement depuis un carter extérieur 28, 30. Elles peuvent y être fixées et immobilisées à l’aide d’axes de fixation 32 et de plateformes 34. Elles traversent radialement le flux primaire 18 jusqu’à une virole interne 40.
La turbomachine peut être une turbomachine multi-flux. Nous nous focaliserons sur l’un de ces flux, délimité par une veine d'air. Ainsi, la veine d'air concernée par l'invention peut être une veine d'air primaire, compressant lair destiné à pénétrer dans la chambre de combustion ; une veine d’air secondaire, propulsée par une soufflante carénée ; ou une veine tertiaire issue de la veine primaire et rejoignant un flux secondaire d’un turboréacteur non caréné (CROR « Counter-
Rotating Open Rotor » ou USF « Unducted Single Fan »).
Une couche de matériau abradable ou joint abradable 38, est déposée en regard de l’extrémité radiale des aubes rotoriques 24.
La paroi 30 sert ainsi de support de fixation aux plateformes de fixation 34 des aubes statoriques 26 et de support pour les joints abradables 38 assurant des étanchéités dynamiques autour des aubes rotoriques 24. Une étanchéité dynamique s'entend comme une limitation de l'écoulement entre l’abradable et une aube rotorique tournant lors du fonctionnement de la turbomachine. La surface radialement interne du joint abradable 38 affleure la surface radialement interne des plateformes 34. Les joints abradables 38 forment des couches annulaires homogènes, telles des rubans circulaires dont les épaisseurs peuvent être supérieures à 2,00 mm.
Si l’invention privilégie le positionnement d’un joint abradable dans le compresseur, l’enseignement de l'invention peut également être adapté à tout élément tournant, par exemple des chicanes ou labyrinthes d’étanchéité. Ainsi, la surface interne des viroles 40 peut également contenir un matériau abradable de composition similaire, ou non, à l’'abradable 38. La composition de l'invention peut également être implémentée au niveau des turbines, étant donné sa résistance à la chaleur.
Le carter 28, et notamment sa paroi 30, peut être réalisé(e) en un matériau composite à matrice organique. Le matériau composite peut comprendre une résine époxy et une préforme avec un empilement de plis fibreux de carbone tissés de manière tridimensionnelle. Alternativement, le carter peut être réalisé en métal, tel un alliage de titane ou d’aluminium.
La composition du matériau formant la couche abradable 38 peut comprendre deux phases mélangées, à savoir une phase métallique et une phase non- métallique. La phase non-métallique peut être minérale et/ou organique.
L’abradable peut être composite ; et/ou granuleux ; et/ou peut contenir des espaces comblés par certains de ses constituants. La composition peut se présenter sous la forme d’une poudre, la phase métallique et la phase non- métallique formant chacune des grains distincts. Alternativement, la phase non-
métallique peut former des inclusions (nodules) dans des grains majoritairement formés de la phase métallique. La phase non-métallique peut former un lubrifiant.
La phase non-métallique peut représenter 5 à 50%, préférentiellement 15% à 25%, et plus préférentiellement 20%, de la masse totale de la composition. La phase métallique peut former le poids restant, à savoir 50 à 95% du poids total, préférentiellement 75 à 85%, et plus préférentiellement 80%, de la masse totale de la composition.
La phase métallique peut représenter la majorité du volume de la couche abradable, ainsi, la phase métallique peut y former une matrice recevant la deuxième phase.
Eventuellement, la couche abradable peut être formée de grains de poudres métalliques dont les espaces inter-grains sont comblés par la deuxième phase.
La phase métallique comprend principalement de l'aluminium. C’est-à-dire que parmi les métaux de l’abradable, celui dont la masse est la plus importante est l’aluminium. La prépondérance de l’aluminium favorise un bon compromis entre masse du joint, résistance à la corrosion et résistance mécanique.
La phase métallique du revêtement abradable 38 comprend également du nickel, en proportion massique inférieure à celle de l'aluminium. Les proportions massiques de nickel et d’aluminium dans la phase métallique sont de : 10% à 145%, préférentiellement 25 à 30% de nickel ; et 45% à 80%, préférentiellement 70 à 75% d'aluminium.
En outre, la phase métallique comprend entre 5% et 20% de chrome, ou entre 5% et 20% de cobalt, ou entre 5% et 20% de masse combinée de chrome et de cobalt. Cette plage peut préférentiellement être restreinte à 10 à 17%.
De plus, la phase métallique comprend entre 1 et 5% de cuivre, de magnésium, de manganèse et/ou de zirconium. Lorsque deux de ces éléments sont présents, leur masse combinée est comprise dans cet intervalle. Dans une variante, le taux de ces éléments peut être présent à l’état de trace.
De manière préférée, le chrome et/ou le cobalt, d’une part, et le cuivre, magnésium, manganèse et/ou zirconium, d’autre part, constituent ensemble entre 10 et 22% de la phase métallique, préférentiellement entre 16 et 18%.
La phase non-métallique peut comprendre un ou des matériaux organiques, et/ou un ou des matériaux minéraux.
Par exemple, la phase non-métallique peut contenir, en masse, 15% à 35%, et préférentiellement 30% à 35% d'un ou de plusieurs des éléments suivants : polyester, methyl-methacrylate, nitrure de bore hexagonal, fluore de calcium, graphite, bentonite, talc, ou bisulfure de molybdène.
La phase non-métallique peut également contenir une résine (cétone ou phénol).
La phase non-métallique peut aussi comprendre un agent de liaison pour lier la phase métallique à la phase non-métallique.
La composition décrite ci-dessus peut être appliquée sur le carter par projection plasma. Une telle technique thermique est connue notamment dans le document
EP 1 010 861 A2. La poudre constituant la phase non-métallique peut être introduite dans le jet du plasma en aval de la poudre constituant la phase métallique. D'autres techniques sont envisageables : la composition peut être appliquée sur le support par frittage, éventuellement avec un chauffage prolongé.
Lors du dépôt de la couche d’abradable, certains grains peuvent fondre puis solidifier. Les ratios massiques initiaux demeurant les mêmes sur la couche finale, il est possible de la distinguer d’une couche obtenue à partir d’une composition différente.

Claims (8)

Revendications
1. Composition pour un joint d’étanchéité abradable (38) de compresseur (4) de turbomachine, la composition comprenant une phase métallique et une phase non-métallique, cette dernière constituant 5 à 50% de la masse totale de la composition, la composition étant caractérisée en ce que la phase métallique comprend, en masse : - 45% à 80% d’aluminium ; - 10% à 45% de nickel ; - 5% à 20% de cobalt ou de chrome ; et - 1 à 5% de cuivre, magnésium, manganèse ou zirconium.
2. Composition selon la revendication 1, caractérisée en ce que la phase métallique comprend 5 à 17% de cobalt.
3. Composition selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la phase métallique comprend 15% de cobalt et 4% de zirconium.
4. Composition selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la masse de cobalt ou de chrome, cumulée à la masse de cuivre magnésium, manganèse ou zirconium, est comprise entre 10% et 22% de la masse de la phase métallique.
5. Composition selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la phase non-métallique comprend, en masse, entre 30% à 35% d’un ou de plusieurs des éléments suivants : polyester, methyl-methacrylate, nitrure de bore hexagonal, fluore de calcium, graphite, bentonite, talc, ou bisulfure de molybdène.
6. Composition selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que le nickel et le cobalt, ou le nickel et le chrome, ne dépassent pas, ensemble, 45% de la masse de la phase métallique.
7. Procédé de réalisation d’un joint d’étanchéité abradable (38) de compresseur (4) de turbomachine, le procédé comprenant le dépôt d’une composition selon l’une des revendications précédentes par projection plasma sur une surface interne d’une virole (30) ou d’un élément de carter (28) de compresseur (4).
8. Turbomachine comprenant un compresseur basse-pression (4) avec une rangée d’aubes rotoriques (24) et un joint abradable (38) entourant la rangée d'aubes rotoriques (24), caractérisée en ce que le joint est formé par le procédé de la revendication 7.
BE20225903A 2022-11-09 2022-11-09 Composition pour joint abradable de turbomachine BE1031024B9 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE20225903A BE1031024B9 (fr) 2022-11-09 2022-11-09 Composition pour joint abradable de turbomachine
CN202380075079.1A CN120112709A (zh) 2022-11-09 2023-10-18 用于涡轮机的可磨耗密封件的组合物
EP23790028.7A EP4616048A1 (fr) 2022-11-09 2023-10-18 Composition pour joint abradable de turbomachine
PCT/EP2023/079011 WO2024099721A1 (fr) 2022-11-09 2023-10-18 Composition pour joint abradable de turbomachine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE20225903A BE1031024B9 (fr) 2022-11-09 2022-11-09 Composition pour joint abradable de turbomachine

Publications (4)

Publication Number Publication Date
BE1031024A1 BE1031024A1 (fr) 2024-06-06
BE1031024B1 BE1031024B1 (fr) 2024-06-10
BE1031024A9 BE1031024A9 (fr) 2024-07-02
BE1031024B9 true BE1031024B9 (fr) 2024-07-08

Family

ID=84331851

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
BE20225903A BE1031024B9 (fr) 2022-11-09 2022-11-09 Composition pour joint abradable de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4616048A1 (fr)
CN (1) CN120112709A (fr)
BE (1) BE1031024B9 (fr)
WO (1) WO2024099721A1 (fr)

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6089825A (en) 1998-12-18 2000-07-18 United Technologies Corporation Abradable seal having improved properties and method of producing seal
PL3023511T3 (pl) * 2014-11-24 2021-12-20 Safran Aero Boosters Sa Kompozycja i ścieralna uszczelka obudowy sprężarki osiowej maszyny wirowej
BE1025469B1 (fr) * 2017-08-14 2019-03-18 Safran Aero Boosters S.A. Composition de joint abradable pour compresseur de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
BE1031024A9 (fr) 2024-07-02
WO2024099721A1 (fr) 2024-05-16
EP4616048A1 (fr) 2025-09-17
BE1031024A1 (fr) 2024-06-06
CN120112709A (zh) 2025-06-06
BE1031024B1 (fr) 2024-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10392958B2 (en) Hybrid blade outer air seal for gas turbine engine
EP3023511B1 (fr) Composition et joint abradable de carter de compresseur de turbomachine axiale
US20090060724A1 (en) Methods and apparatus for fabricating gas turbine engines
EP1312761B1 (fr) Revêtement abradable pour parois de turbines à gaz
US10183312B2 (en) Abrasive blade tip treatment
EP3444443B1 (fr) Composition de joint abradable pour compresseur de turbomachine
FR2753992A1 (fr) Ensemble formant joint d'usure
US20100150730A1 (en) Component having an abrasive layer and a method of applying an abrasive layer on a component
FR2666379A1 (fr) Anneau de renforcement de turbine a gaz monocristallin resistant a l'environnement.
EP2882551B1 (fr) Revetement en materiau abradable a faible rugosite de surface
US20160245110A1 (en) Hard phaseless metallic coating for compressor blade tip
FR3093350A1 (fr) Moteur à turbine à gaz à engrenages
Mohammad et al. Criteria for abradable coatings to enhance the performance of gas turbine engines
FR2829524A1 (fr) Procede de realisation de parties d'extremite radiales de pieces mobiles de turbomachines
EP3504358B1 (fr) Procédé de réalisation d'un système barrière thermique sur un substrat métallique d'une pièce de turbomachine
BE1031024B9 (fr) Composition pour joint abradable de turbomachine
FR3084909A1 (fr) Moteur à turbine à gaz efficace
FR3084910A1 (fr) Moteur d'aeronef efficace
EP3626850A1 (fr) Couche de collage pour revêtement céramique résistant aux spallations
FR3084908A1 (fr) Moteur d'aéronef à rendement propulsif et thermique élevé
FR2979664A1 (fr) Paroi stator de turbomachine recouverte d'un revetement abradable a faible rugosite aerodynamique
FR2996477A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece couverte d'un revetement abradable
FR3123236A1 (fr) Procédé de fabrication d’une couche abradable.
WO2025027247A1 (fr) Dispositif d'etancheite a labyrinthe pour une turbomachine comportant une couche de retouche en materiau ceramique
FR3151527A1 (fr) Procede de fabrication d’une aube

Legal Events

Date Code Title Description
FG Patent granted

Effective date: 20240610