Mécanismes d'endommagement des barrières thermiques sous environnement riche en CMAS

par Lucille Despres

Projet de thèse en Matériaux

Sous la direction de Sophie Costil et de Jonathan Cormier.

Thèses en préparation à Bourgogne Franche-Comté , dans le cadre de SPIM - Sciences Physiques pour l'Ingénieur et Microtechniques , en partenariat avec Laboratoire Interdisciplinaire Carnot de Bourgogne (laboratoire) et de PMDM - Procédés Métallurgiques, Durabilité, Matériaux (equipe de recherche) depuis le 09-06-2017 .


  • Résumé

    Une grande partie des efforts de développement des turbines aéronautiques porte sur l'augmentation de la puissance délivrée par les moteurs, la réduction des émissions polluantes de type NOx et la réduction de la consommation spécifique. Ces paramètres étant limités par les niveaux de température admissibles en sortie de chambre de combustion, les efforts de conception se sont donc concentrés sur cette zone du moteur, plus particulièrement sur les distributeurs et les aubes de turbine. L'emploi des barrières thermiques (BT) sur les aubes de turbines haute pression (HP) et sur les distributeurs des turboréacteurs, couplé au refroidissement interne de ces composants, a permis, ces dernières années, un gain en température de fonctionnement de l'ordre de 100°C. Le revêtement est constituée de trois couches distinctes : une sous-couche d'accroche, déposée directement sur le substrat ; une couche d'oxyde naturelle (Thermally Grown Oxide), servant d'interface avec la BT et enfin la BT. Ce système, appliqué aux aubes refroidies, permet d'abaisser la température vue par le superalliage et donc les éventuelles déformations permanentes. En service, ces systèmes sont soumis à de la fatigue thermomécanique sous gradient thermique de paroi (i.e. gradient thermique décroissant dans l'épaisseur du système en allant de 1200°C en surface de la BT vers 1000°C dans le superalliage). Ces conditions de fonctionnement peuvent conduire à l'augmentation de rugosité de la TGO (phénomène de « rumpling ») et, dans un stade ultime, à l'écaillage de la BT. Ce dernier évènement, est considéré comme mode de ruine du composant car le superalliage est alors soumis directement à une température pour laquelle il n'est pas conçu pour résister. Les micro endommagements à l'origine de l'écaillage de la BT s'initient en général au niveau de la TGO. La décohésion intervient soit à l'interface sous-couche d'accroche/TGO, soit à l'interface TGO/BT en fonction de la nature de la sous-couche (de type MCrAlY ou beta-NiAlPt) et de la nature de la BT (colonnaire ou massive). La cinétique de formation des micro endommagement dépend de la nature du cycle thermomécanique, de la température de surface de la BT et de l'intensité du gradient thermique de paroi. La durée de vie à l'écaillage peut quant à elle être influencée par de nombreux facteurs intrinsèques aux revêtements, aux superalliages et au processus de dépôt du revêtement (rugosité initiale de la sous-couche, compatibilité sous-couche/superalliage ou ajout de terre rares dans la sous-couche), mais aussi, à la nature physico-chimique de l'environnement. En effet, les dégradations du revêtement BT par attaques de CMAS (Calcium, Magnésium, Alcalins, Silicates) sont reconnues comme étant un mode de dégradation sévère des BT en conditions d'usage, de par l'infiltration de ces particules à l'état fondu entre les colonnes de BT. Ces particules conduisent à la dissolution des colonnes de BT lors des expositions à hautes température, mais aussi au frittage de la BT lors de leur solidification lors de l'extinction du moteur. Ces phases répétitives d'infiltration de CMAS-liquéfaction-solidification-frittage conduisent à l'écaillage progressif de la couche de BT et donc, à la réduction du pouvoir isolant de revêtement céramique, voir, au développement de cavitation dans la sous-couche ou de fissures pénétrant dans la sous-couche puis le substrat. Dans ce contexte, l'objectif de cette thèse est d'étudier de nouvelles solutions de revêtements BT multicouche sous trajets de chargement thermomécanique, avec infiltration de CMAS. On envisagera en particulier l'emploi de revêtement BT avec gradient de microstructure ainsi que des solutions de texturation morphologique pour accroître la durabilité du revêtement sous ces sollicitations thermomécaniques sous environnement agressif.

  • Titre traduit

    Response of thermal barrier coating against CMAS attacks.


  • Résumé

    In order to improve the efficiency of aircraft engines, it is necessary to increase the turbine entry temperatures. The development of internal cooling networks coupled with the use of thermal barrier coating (TBC) allows to obtain an increase of about 100°C. The common thermal barrier system studied, is composed of three different layers deposited on a nickel-based superalloy substrate: a bond coat, a thermally grown oxide and an yttria-stabilized zirconia topcoat. In service, TBC systems are submitted to complex loadings and abrupt temperature changes which lead to different damage mechanisms. However, with the increase of operating temperatures, a new failure mechanism of TBCs, known as CMAS (Calcium, Magnesium, Alumino-Silicates) attack, appeared. Indeed, the melting point of sand and ash particles absorbed by the engine can now be reached. Such CMAS attacks lead to a premature spallation of the coating and a substantial deterioration of the substrate. The aim of this phd thesis is to study new multi-layer thermal barrier systems which are developed to limit the detrimental consequences of such CMAS-induced damages. The influence of the CMAS infiltration on the degradation mechanisms will be analyzed and the development of mechanical anchoring between the layers will be considered.