FR2825417A1 - Chambre de combustion avec enveloppe interne constituee d'un materiau composite ceramique et procedes pour sa fabrication - Google Patents
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Abstract
La présente invention a trait à une chambre de combustion, en particulier destinée à un moteur-fusée, présentant au moins une enveloppe constituée d'un matériau composite avec une matrice céramique, dans laquelle le matériau composite contient une structure fibreuse constituée de fibres contenant du carbone, la structure fibreuse étant constituée de couches de fibres qui forment une matrice tridimensionnelle.
Description
lance Lhermigue, noLammenL de c4ramigue.
CHAMBRE DE COMBUSTION AVEC ENVELOPPE INTERNE
CONSTITUEE D'UN MATERIAU COMPOSITE CERAMIQUE ET PROCEDES
POUR SA FABRICATION
La présente invention a trait à une chambre de combustion, en particulier destince à un moteur-fusée, présentant au moins une enveloppe en matériau composite avec une matrice céramique, le matériau composite contenant une structure fibreuse constituce de fibres contenant du carbone, ainsi qutà un procédé de fabrication d'une chambre de combustion, en particulier destinée à un moteur-fusée, au moins une enveloppe étant fabriquée à partir d'un matériau composite avec une matrice céramique, le matériau composite étant fabriqué sur la base d'une structure fibreuse constituée de fibres contenant du carbone, et du silicium étant introduit dans la structure fibreuses afin de former une matrice de carbure de silicium. En principe, l' invention outre le domaine d' application particulier de la technique des moteurs-fusées, peut être également appliquée à d'autres domaines comme à l'avionique, mais également en principe à d'autres chambres de combustion et
fours de combustion.
D'après l'état de la technique, on connaît déjà des chambres de combustion, en particulier destinées aux moteurs-fusces, dans lesquelles des matériaux composites
sont employés avec une matrice céramique.
Ainsi, le brevet DE 198 58 197 décrit un moteur-fusée avec une chambre de combustion, dans laquelle est prévue une enveloppe intérieure et une isolation en carbure de silicium renforcé par des fibres de carbone (C/SiC = carbure de silicium renforcé par des fibres de carbone). Le brevet DE 197 30 674 divulgue une chambre de combustion, en particulier destinée à un moteur-fusce, dans laquelle est prévue une enveloppe intérieure constituée d'un matériau céramique à fibres ou de graphite, et une enveloppe externe constituée d'un matériau céramique à fibres. Le brevet DE 37 34 100, décrit une chambre de combustion pour un avion, dans laquelle sont prévues une paroi intérieure poreuse, tissoe, constituée de fibres de carbure de silicium et une paroi externe tissoe, constituée de fibres
de carbure de silicium.
Un problème essentiel pour les modes de construction connus jusqu'ici de chambres de combustion ayant au moins une enveloppe constituce d'un matériau composite avec une matrice céramique, est. que pour les matériaux CMC (CMC = composite à matrice céramique) actuels ou les matériaux composites comparables, on emploie des structures bidimensionnelles, en particulier en 2D-C/SiC ou 2D-C/C (C/C = carbone renforcé par des fibres de carbone), dans lesquelles on obtient une faible résistance contre les forces de cisaillement (résistance au cisaillement interlaminaire - ILS), comme celles qui peuvent en particulier apparaitre dans la direction de poussoe d'un moteur-fusée. A titre d'exemple, dans la présente, on renvoie au brevet US 6 197 411, qui décrit de telles structures bidimensionnelles, pour des matériaux composites ayant une matrice métallique. En raison des états de contrainte survenant dans la chambre de combustion, provoqués par des charges thermiques correspondantes, il peut se produire des déstratifications entre les couches individuelles des structures CMC, lesquelles influencent la capacité de fonctionnement de la chambre de combustion, et ce qui peut aboutir à une défaillance de la chambre de combustion. Pour une application part iculière dans le cas de s moteursfusées, il faut également tenir compte en particulier des sollicitations mécaniques (vibration, sollicitation en flexion, charges acoustiques, etc. ) qui se produisent au démarrage. A cet effet, il faut une capacité suffisante de la structure du moteur-fusée à supporter les charges qui surviènnent, et qu'elle présente simultanément une déformation élastique suffisante (ductilité). En effet, les structures externes céramiques connues d'après l'état de la technique, présentent une rigidité élevée, toutefois avec de mauvaises propriétés d' extension et de déformation. De surcroît, la structure externe doit être étanche aux gaz. La fabrication de céramiques renforcées par des fibres étanches aux gaz (par exemple, C/SiC ou C/C) ne peut être réalisée selon les procédés de l'état de la technique
qu'avec une très grande dépense.
En conséquence, le but de la présente invention, est de préparer une chambre de combustion et un procédé de fabrication d'une chambre de combustion, en particulier destince à un moteur-fusée, avec lequel on surmonte les inconvénients de l'état de la technique. Ce but est réalisé
par les caractéristiques de la présente invention.
L' invention comprend d'une part une chambre à combustion, destinée en particulier à un moteur-fusée, présentant au moins une enveloppe constituée d'un matériau composite avec une matrice céramique, le matériau composite contenant une structure fibreuse constituce de fibres contenant du carbone. Outre les applications dans la technique des moteurs-fusoes, une telle chambre de combustion peut également être employée pour des chambres de combustion de l'avionique, ou pour d'autres chambres de combustion ou fours de combustion. Selon l 'invention, la structure fibreuse est constituce de couches de fibres qui forment une matrice tridimensionnelle. Ainsi, on n'obtient plus une disposition bidimensionnelle des fibres individuelles ou des couches de fibres, mais les fibres ou les couches de fibres sont disposces d'une manière définie sous la forme d'une matrice tridimensionnelle. Les fibres ou les couches de fibres y sont liées ensemble de manière approprice, afin de garantir une structure définie de matrice. Grâce à une telle structure, on obtient une stabilité nettement améliorée du matériau composite contre les forces de cisaillement. En outre, grâce une telle disposition tridimensionnelle définie des fibres, on parvient à ce que l'on puisse mieux ajuster et optimiser la conductivité thermique du matériau composite. En particulier, on peut prévoir que la structure fibreuses soit construite à partir de première, deuxième et troisième couches de fibres, les fibres de la première couche s'étendant dans une première direction spatiale, les fibres de la deuxième couche s'étendant dans une deuxième direction spatiale et les fibres de la deuxième couche s'étendant dans une troisième direction spatiale et les couches-individuelles se pénétrant mutuellement au moins en partie. Ici, les couches individuelles peuvent par exemple, être constituées de fibres ou de faisceaux de fibres disposés en parallèle les uns aux autres, les fibres ou les faisceaux de fibres de chaque couche étant séparés les uns des autres, de sorte à pouvoir disposer dans les interstices formés, des fibres ou des faisceaux de fibres d'une autre couche qui s'étendent dans une autre direction spatiale. Ceci représente une possibilité de permettre une
pénétration mutuelle des couches individuelles.
De plus, on peut prévoir que les couches individuelles de la structure fibreuses soient liées entre elles selon une techniqué du domaine textile. Ainsi, on peut par exemple, coudre ou tisser les couches individuelles entre elles. Dans les chambres de combustion de l'état de la technique, on a prévu d'employer des fibres de carbure de silicium. Toutefois, celles-ci présentent l'inconvénient qu'elles ne résistent que jusqu'à des températures d' environ 1 200 C-. Pour les plages de températures plus élevées, par exemple de 1 500 C ou plus, comme celles que l'on peut rencontrer en particulier dans un moteur-fusée, de telles fibres ne conviennent pas ou conviennent seulement en prévoyant des mesures de protection supplémentaires. Comme matériau composite particulier, on peut prévoir
un matériau composite qui contient du carbure de silicium.
On peut également former au moins en partie ce carbure de silicium, au moyen d'une réaction du silicium avec la
structure fibreuses.
Pour les applications aux chambres de combustion sous des sollicitations élevées, comme en particulier dans un moteur-fusée, ou dans le cas d'une structure de l'enveloppe constituce de matériau composite, ne supportant que des charges relativement faibles, on prévoit en particulier que l'enveloppe constituée de matériau composite soit entourée par une enveloppe externe supportant la charge. Cette enveloppe externe sert alors de support de l'enveloppe en matériau composite, qui forme alors une enveloppe interne correspondante. Pour obtenir directement une souplesse suffisante de l'enveloppe externe pour des applications dans la cas d'un moteur-fusée, celui-ci est constitué de prétérence d'un matériau métallique, comme par exemple le nickel, le cuivre ou un alliage à base de nickal et/ou de
cuivre, ou également d'un acier approprié.
Lorsqu'il résulte que ces deux enveloppes possèdent un coefficient de dilatation thermique nettement différent, selon le type choisi des matériaux et des structures de l'enveloppe interne en matériau composite et de l'enveloppe externe, alors on peut prévoir une couche intermédiaire entre l'enveloppe externe et l'enveloppe en matériau composite pour empêcher des contraintes ou même des fissures, couche intermédiaire dont le coefficient de dilatation thermique se trouve compris entre celui de l'enveloppe externe et celui de l'enveloppe en matériau composite. Par exemple, on peut prévoir en tant que couche intermédiaire, un matériau composite avec une matrice
métallique, mais également tout autre matériau approprié.
Pour obtenir une compensation aussi simple et efficace que possible des coefficients de dilatation thermique, on prévoit de préférence que la matrice métallique contienne
le même matériau métallique que l'enveloppe externe.
L' invention comprend en outre, un procédé de fabrication d'une chambre de combustion, en particulier destince à un moteur-fusée, dans lequel on fabrique une enveloppe constituée d'un matériau composite avec une matrice céramique, le matériau composite étant fabriqué sur la base d'une structure fibreuse constituce de fibres contenant du carbone, et du silicium étant introduit dans la structure fibreuse afin de former une matrice de carbure de silicium. Selon l' invention, on prévoit que la structure fibreuse soit fabriquée sous forme de matrice tridimensionnelle constituée de couches de fibres. Ainsi on obtient d'une facon simple et définie, les avantages déjà cités d'une stabilité plus élevée contre les forces de cisaillement et une meilleure capacité d'ajustement de la
conductivité thermique.
On peut en particulier prévoir de fabriquer une structure fibreuse constituée de première, deuxième et troisième couches de fibres, les fibres de la première couche s'étendant dans une première direction spatiale, les fibres de la deuxième couche s'étendant dans une deuxième direction spatiale, et les fibres de la troleième couche s'étendant-dans une troisième direction spatiale, et les couches individuelles se pénétrant mutuellement au moins partiellement. Par exemple les couches individuelles peuvent ici être constituces de fibres ou de faisceaux de fibres disposés parallèlement les uns aux autres, les fibres ou faisceaux de fibres de chaque couche étant séparés les uns des autres, de sorte à pouvoir disposer dans les interstices créés, des fibres ou des faisceaux de fibres d'une autre couche, qui s'étendent dans une autre direction spatiale.- Ceci représente une possibilité de permettre une pénétration mutuelle des couches individuelles. En particulier les couches individuelles de la structure fibreuse peuvent être lices entre elles selon une technique du domaine textile. Ainsi par exemple, les couches individuelles peuvent étre liées entre elles par tressage et/ou couture. Ceci représente une possibilité particulièrement simple et efficace de lier les couches
individuelles de fibres ou de faisceaux de fibres.
On peut prévoir des structures de refroidissement en forme de canal dans la zone de la structure fibreuse. On peut produire ces structures de refroidissement de différentes façons. Ainsi, on peut disposer par exemple les couches de la structure fibreuse de sorte qu'il subsiste des interstices en forme de canal sur la surface de la structure fibreuse et/ou dans la structure fibreuse. Les structures de refroidissement sont alors déjà définies par la structure fibreuse elle-même, ce qui présente l'avantage qu'il ne doit pas se produire de destruction des fibres par les étapes de traitement ultérieures. Toutefois, on peut également prévoir d'introduire des structures de canal dans la surface du matériau composite au moyen de procédés
d'usinage mécanique dès l'achèvement du matériau composite.
Ce procédé de fabrication est relativement simple à effectuer. Toutefois, on peut également introduire des corps évanescents en forme de canal dans la structure fibreuse, par exemple dans le cadre de la fabrication de la matrice de fibres, corps qui se décomposent ou se dissolvent pendant ou après la fabrication du matériau composite et qui libèrent les canaux correspondants dans le
matériau composite.
On peut produire un colmatage supplémentaire et un renfort portant la charge des structures de canal, en réalisant un revêtement d'un matériau métallique au moins sur les zones de surface du matériau composite, qui présentent des structures de canal. Par conséquent, on produit des structures de canal à revêtement métallique, qui peuvent, au moins pour certains domaines d' application, mieux répondre aux conditions posées par les réfrigérants s'écoulant à travers les canaux. Si l'on prévoit des structures de canal sur la structure fibreuse et que l'on doit produire d'autres structures sur cette structure fibreuse, alors on peut prévoir de disposer des corps évanescents en forme de canal sur la surface de la structure fibreuse, directement dans les structures de canal qui y sont disponibles. Alors, tel que décrit ci-dessus, ces derniers peuvent se décomposer ou se dissoudre au cours de la fabrication du matériau composite ou après celle-ci et libérer les canaux
correspondants dans le matériau composite.
On peut en particulier appliquer une enveloppe externe portant la charge sur l'enveloppe de matériau composite
directement pour des applications dans le cas de moteurs-
fusées. Pour les raisons déjà citées, on peut prévoir d'appliquer une enveloppe externe constituée d'un matériau métallique. En particulier on peut appliquer une telle enveloppe externe de manière galvanique ou avec une
technique de soudure ou de brasage.
Lorsque, selon le type choisi des matériaux et des structures de l'enveloppe interne constituce de matériau composite et de l'enveloppe externe, il s'avère que ces deux enveloppes possèdent un coefficient de dilatation thermique nettement différent, alors on peut disposer une couche intermédiaire entre l'enveloppe externe et l'enve loppe en matériau composite, couche dont le coefficient de dilatation thermique- se trouve compris entre celui de l'enveloppe exte-rne et celui de l'enveloppe en matériau composite. Pour sa fabrication, il existe une possibilité d'appliquer une couche intermédiaire constituée d'un matériau composite avec une matrice métallique, sur l'enveloppe de matériau composite, et d'appliquer sur cette couche intermédiaire, une enveloppe externe constituce d'un
matériau métallique.
En principe, il existe différentes variantes pour les matériaux composites avec matrice métallique, que l'on peut employer pour la couche intermédiaire. Leur fabrication est en partie déjà connue. A ce propos, on renvoie par exemple au brevet US 6 197 411. Toutefois, on doit proposer ici un procédé amélioré pour fabriquer directement un tel matériau composite en vue de former une couche intermédiaire entre l'enveloppe interne et l'enveloppe externe d'une chambre de combustion. D'abord on applique une structure fibreuse sur l'enveloppe en matériau composite, puis ensuite on réalise un dépôt d'un matériau métallique sur la structure fibreuse avec infiltration simultanée de la structure fibreuse par le matériau métallique. Ainsi on peut produire en une seule étape de travail, un matériau composite ayant une matrice métallique en tant que couche intermédiaire, ainsi qu'une enveloppe externe sur la couche intermédiaire. On peut déposer le matériau métallique sous toute forme appropriée, par exemple à partir de la phase liquide ou gazeuse. Mais on peut également préférer de réaliser un dépôt du matériau métallique par un procédé galvanique. Ici, on peut employer en particulier le nickel ou le cuivre ou un alliage contenant du nickel et/ou du cuivre, en tant que matériau métallique. Finalement l' invention comprend un procédé pour fabriquer une couche intermédiaire entre une enveloppe interne et une enveloppe externe d'une chambre de combus tion, en particulier d'un moteur-fusce, dans lequel au moins une partie de la structure est fabriquée à partir d'un matériau composite sur la base d'une structure fibreuse constituée de fibres contenant du carbone. On dépose d'abord une structure fibreuse constituce de fibres contenant du carbone sur l'enveloppe interne, puis on réalise un dépôt d'un matériau métallique sur la structure fibreuse avec infiltration simultanée de la structure fibreuse par le matériau métallique. On peut déposer le matériau métallique sous toute forme appropriée, par exemple en partant de la phase liquide ou gazeuse. Mais on peut également réaliser de préférence un dépôt du matériau métallique par un procédé galvanique. On peut employer ici en particulier le nickel ou le cuivre, ou un alliage contenant du nickel et/ou du cuivre, en tant que matériau
métallique.
On explicite un exemple de réalisation particulier
dans la suite à l' aide des figures 1 à 3.
La figure la représente une structure fibreuse avec couche de fibres, qui s'étendent dans deux directions spatiales i La figure lb représente des couches mutuellement entrelacces de fibres selon la figure la par insertion
d'une couche supplémentaire.
La figure 2a représente une vue détaillée de la structure de paroi d'une chambre de combustion de fusoe avec une couche intermédiaire et refroidissement par récupération La figure 2b représente une coupe d'une chambre de combustion de fusée selon la figure 2a La figure 3 représente une vue détaillée de la structure de paroi d'une variante de chambre de combustion de fusce sans couche intermédiaire et avec refroidissement
par recuperatlon.
On fabrique une structure fibreuse sous forme d'une matrice tridimensionnelle constituée de fibres de carbone, puis on l'infiltre avec du silicTum pour former un matériau composite contenant du carbure de silicium. On représente une structure fibreuse correspondante dans les figures la et lb. Celles-ci montrent plusieurs couches la, lb, lc, de fibres ou de faisceaux de fibres 10, les fibres ou les faisceaux de fibres d la couche la s'Atendent dans la direction y, ceux de la couche lb dans la direction x, et ceux de la couche lc dans la direction z. Ainsi les couches individuelles ou les fibres ou les faisceaux de fibres 10 des couches individuelles s'4tendent dans des directions spatiales diffArentes. De pius, plusieurs fibres ou faisceaux de fibres 10 sont regroupAs en faisceaux plus importants 11, ces faisceaux plus importants 11 d'une couche la, lb, lc sont sparAs les uns des autres par un
certain Acartement. Ici on choisit un Acartement suffisam-
ment grand pogr qu'au moins un faisceau plus important 11 d'une autre couche la, lb, lc puiAse pAnAtrer la couche respective la, lb, lc dans cette position. Les couches
individuelles la, lb, lc sont donc tresses entre elles.
Ceci est reprAsent la figure lb. En variante ou en complment, on peut galement prvoir d coudre les couches individuelles la, lb, lc ou les fibres ou faisceaux de
fibres individuels 10 ou les faisceaux plus importants 11.
En prAvoyant des couches la, lb, lc, dont les fibres ou faisccaux de fibres 10 s'Atendent dans les trois directions patiales x, y,, on cre une matrice de fibres tridimensibnnelle dfinie, qui garantit au matAriau composite ultArieur, une rAsistance contre les forces de cisaillement, telles que celles cr64es par exemple par des
sollicitations de pousse corespondantes dans les moteurs-
fuses. Dans le cas d'une structure fibreuse bidimension-
nelle, telle qu'on la connait jusqu'ici d'aprAs l'Atat de la technique, on n'obtient pas cette rAsistance, des forces de cisaillement imporLantes pourraient plutt conduire une rupture interlaminaire Un avantage essentiel de la structure fibreue ttidimensionnelle dfinie rside donc dans 1'augentation de la tolArance aux dommages. De surcroit, en intoduisant des types de fibre particuliers et des sytAmes de matrice particuliers, on peut ajuster les propriAts mAcaniques et physiques du matAriau composite ultérieur (conductivité thermique, coefficient de
dilatation, etc.) en fonction des conditions posées.
Dans des structures de chambre de combustion refroidies par transpiration, telles qu'on les représente schématiquement par exemple à la figure la, et pour une porosité correspondante (par exemple, avec un ordre de grandeur de la porosité de 10 % à 30 %, en particulier, d' environ 20 %) la structure fibreuse tridimensionnelle garantit une cohéaion ou une tolérance aux dommages suffisantes contrairement à la structure bidimensionnelle,
en particulier pour des composants subissant des solli-
citations dans plusieurs directions spatiales.
On peut introduire dans la structure de la chambre de combustion des canaux de refroidissement 5a, en particulier
pour les applications destinées aux moteurs-fusoes.
L' introduction des canaux de refroidissement 5a peut se réaliser soit par l'intermédiaire de corps évanescents qui se dissolvent ou se décomposent pendant le procédé de fabrication, à savoir par l'intermédiaire de noyaux dits perdus (par exemple, des matières plastiques ou de la cire) que l'on peut éliminer thermiquement, par fusion ou pyrolyse. On y introduit les corps évanescents soit avant l'achèvement du matériau composite, dans la structure fibreuse, soit dans les canaux du matériau composite que l'on peut alors fermer par une couche de recouvrement supplémentaire. Mais on peut également introduire les canaux 5a d'une façon mécanique (par exemple, par un
fraisage) dans le matériau composite prêt à l'emploi.
Finalement, on peut réaliser également la fabrication des canaux 5a par une fabrication in situ par une technique du domaine textile (par exemple, par tressage avec dégagement
des ouvertures correspondantes en forme de canal).
En incorporant des matériaux intermédiaires parti-
culières sous forme d'une couche intermédiaire 7a, entre la couche composite de la chambre de combustion céramique en tant qu'enveloppe interne 4a et une structure externe métallique portant la charge en tant qu'enveloppe externe 8a, on peut réduire les contraintes se produisant dans la zone de liaison (métal/céramique) dans une mesure sous critique. On forme ainsi la couche intermédiaire 7a de sorte qu'elle présente un coefficient de dilatation défini compris- entre celui du matériau de l'enveloppe interne 4a
et celui de l'enveloppe externe 8a (structure graduée).
Comme matériau intermédiaire, on peut par exemple employer un composite à matrice métallique (MMC), à savoir un matériau composite avec une matrice métallique. Par exemple, on -peut fabriquer ce matériau intermédiaire en appliquant sur l'enveloppe-interne une structure fibreuse constituée de fibres contenant du carbone, par exemple constituées de carbure de silicium ou de carbone, sous forme d'une matrice, qui peut être tissée ou tressée comme celle de l'enveloppe interne, ou sous forme de non-tissé ou de fibres énroulées qui peuvent être longues ou courtes. On peut ensuiteinfiltrer cette structure fibreuse par un matériau métallique comme le nickel, le cuivre ou un alliage avec du nickel et/ou le cuivre, dans le cadre d'un procédé de galvanaplastie, dans lequel on fabrique simultanément une couche galvanique sur la structure fibreuse pour former l'enveloppe externe 8a. Mais on peut également employer des particules contenant uniquement du carbone, pour former le MMC. On peut également fabriquer le MMC à l' aide de procédés connus daprès l'état de la technique. Par exemple on peut ensuite appliquer la structure externe métallique 8a par brasage, par exemple,
par brasage actif ou galvanoplastie.
A présent, -on doit présenter de façon détaillée diverses variantes de fabrication pour la présente invention. Variant (exemple d'un moteur avec refroidissement par rAcupration, voir [igure 2a et 2b) 1. Fabrication de la structure de couche bidimensionnelle la, lb, par une technique d'enroulement, de prA imprAgn ou de ttessage: n partant de tibres ou de
faisceaux de fibres.
2. Introduction de ia troisiAme couche de fibres lc, par une tehnique du domaine textile (touffetage, couture,
tressge, etc.).
3. Eventuellement: durcissement de la structure jusqu'A l'b tentin d'une stabilit de {orme (Atat de matire
plastique renforcA par des fibres de carbone (CFK)).
4. Eventuellement: segmentation (entaillage) 3a de la structure de la chambre de combustion afin de .....
mlnlmlser les contralntes.
5. Pyrolysation/carbonisation de la structure multiaziale, jusqu'A b tenir une structure C/SiC ou C/C 4a, l'aid d une post-infiltration multiple ou d'une infiltration de Si (en principe connue d'aprAs
l'Atat de la technique).
6. Introuction des canaux de refroidissement Sa, au moyen d'un usinage mAcanique du matAriau composite ou par une technique du domaine textile ou par l'intermdiaire de corps vanescents avant finition du
matAriau composite.
7. En option: "scellage" des canaux de retroidissement au moyeq d'un revtement mtallique 6a afin d'obtenir une rAsistance la compression amAliore et une tanchAit envers le rAfrigArant gui les traverse dans
l'6tat de fonctignnement.
8. En option: -usinage des canaux de retroidissement
mAtalliss QU moyen d'un fraisage.
9. Introduction de corps évanescents (par exemple de cires électriquement conductrices dans les canaux 5a)
(pour une variante galvanique sous le point 11).
10. Application d'une couche intermédiaire métallique 7a (par exemple MMC) avec un coefficient de dilatation défini (AK) compris entre celui du matériau de l'enveloppe interne 4a (composite céramlque) et celui de l'enveloppe externe 8a (métal) 11. Application de la structure externe métallique (8a) par galvanoplastie (par exemple, le nickel), ou par une technique de brasage actif, (par exemple, le matériau Inconel 718, à savoir, un alliage à base de nickelj. 12. Elimination des corps évanescents, par exemple par fusion de la cTre (uniquement pour la variante galvanique du point 11) Variante B (exemple d'un moteur avec refroidissement par transpiration, à savoir, avec une structure de chambre de combustion poreuse, également expliquée dans l'exemple des figures 2a et 2b) 1. Fabrication de la structure de couche bidimensionnelle la, lb (comme pour la variante A) par une technique d'enroulement, de pré-imprégné ou de tressage avec introduction simultanée de substituts (précurseurs
dapés) en tant que corps évanescents.
2. Introduction de la troisième couche de fibres lc par une du domaine textile (touffetage), couture,
tressage, etc.) (comme pour la variante A).
3. Eventuellement: durcissement de la structure jusqu'à
obtenir la stabilité de forme (état CFK). 4. Eventuellement: segmentation (entaillage) 3a de la structure de chambre
de combustion pour minimiser les
contraintes (comme pour la variante A).
- 5. Pyrolysation/carbonisation de la structure multi axiale, en obtenant une structure C/SiC ou C/C poreuse (pores ouverts) 4a avec des pores ou des microfissures ainsi qu'une élimination par calcination des substituts par pyrolyse, la porosité de la structure pouvant être ajustée par le dogré d'une infiltration, par exemple de silicium (en principe connue d'après
l'état de la technique).
6. Eventuellement: introduction supplémentaire de canaux de refroidissement 5a par un usinage mécanique ou par
des corps évanescents (comme pour la variante A).
7. Introduction de corps évanescents comme par exemple de la cire électroconductrice dans les canaux (pour la
variante galvanique sous le point 10).
8. Application en option d'une couche intermédiaire métallique 7a (par exemple MMC) avec un coefficient de dilatation défini (AK) compris entre celui du matériau de l'enveloppe interne 4a (composite céramique) et
celui de l'enveloppe externe 8a (métallique).
9. Application de la structure externe métallique 8a par galvanoplastie (par exemple en nickel) ou par une technique de brasage actif (par exemple le matériau
Inconel 718, à savoir un alliage à base de nickel).
10. Elimination des corps évanescents, par exemple par fusion de la cire (uniquement pour la variante galvanique, voir le point 10) Variante C (exemple d'un moteur avec refroidissement par réaupération, voir Figure 3) 1. Fabrication de profils en U individuels 4c constitués d'une céramique renforcce par des fibres ayant une structure fibreuse tridimensionnelle prédéfinie ou SiSiC analogue aux variantes A et B. 2. Mise en faisccau/fixation des profils en U 4c 3. Eventuellement: revêtement de surface par galvanoplastie 2c (par exemple, avec du cuivre ou du nickel) au moins du côté intérieur des profils en U (4c) en vue d'obtenir une résistance à la compression améliorée, et une étanchéité envers un réfrigérant les
traversant dans l'état de fonctionnement.
4. Eventuellement: ré-usinage du revêtement des profils en U 2c et comblement des structures des profils en U en forme de canaux 5a avec des corps évanescents, par
exemple une cire conductrice.
5. Application de la structure externe métallique 3c par galvanoplastie (par exemple, du nickel)
6. Elimination de la cire.
Claims (25)
1. Chambre de combustion, en particulier destinée à un moteur-fusce, présentant au moins une enveloppe (4a) constituée d'un matériau composite avec une matrice céramique, dans laquelle le matériau composite contient une structure fibreuse constituée de fibres contenant du carbone, caractérisée en ce que la structure fibreuse se compose de couches de fibres (la, lb, lc) qui forment une
matrice tridimensionnelle.
2. Chambre de combustion selon la revendication 1, caractérisée en ce que la structure fibreuse est construite à partir de première, deuxième et troisième couches de fibres (la, lb, lc), les fibres de la première couche (la) s'étendant dans une première direction spatiale, les fibres de la deuxième couche (lb? s'étendant dans une deuxième direction spatiale, et les fibres de la troisième couche (lc) s'étendant dans une troisième direction spatiale, et les couches individuelles se pénétrant mutuellement au
moins partiellement.
3. Chambre de combustion selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que les couches individuelles (la, lb, lc) de la structure fibreuse sont liées entre elles par
une technique du domaine textile.
4. Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la structure
fibreuse est formée de fibres de carbone.
5. Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 4, caractérisée en ce que le matériau
composite contient du-carbure de silicium.
6. Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications 1 à 5, caractérisce en ce que, l'enveloppe
de matériau composite est entourée par une enveloppe
externe (8a) portànt la charge.
282541 7
7. Chambre de combustion selon la revendication 6, caractérisée en ce que, l'enveloppe externe (8a) est
constituée d'un matériau métallique.
8. Chambre de -combustion selon l'une quelconque des
revendications 6 ou 7, caractérisée en ce qu'une couche
intermédiaire (7a) est prévue entre l'enveloppe externe (8a) et lienveloppe en matériau composite (4a), dont le coefficient de dilatation thermique est compris entre celui de l'enveloppe externe (8a) et celui de l'enveloppe en
matériau composite (4a).
9. Chambre de combustion selon la revendication 8, caractérisée en ce qu'un matériau composite ayant une matrice métallique est prévu en tant que couche
intermédiaire (7a).
10. Chambre de combustion selon la revendication 9, caractérisée en ce que la matrice métallique contient le
même matériau métallique que l'enveloppe externe (8a).
11. Procédé de fabrication d'une chambre de combus-
tion, en particulier destince à un moteur-fusée, dans lequel au moins une enveloppe est fabriquée à partir d'un matériau composite ayant une matrice céramique, le matériau composite étant fabriqué sur la base d'une structure fibreuse constituée de fibres contenant du carbone et du silicium étant introduit dans la structure fibreuse afin de former une matrice de carbure de silicium, caractérisé en ce que la structure fibreuse est fabriquée en tant que
matrice tridimensionnelle à partir de couches de fibres.
12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'une structure fibreuse est fabriquce à partir d'une première, deuxième et troisième couches de fibres (la, lb, lc), les fibres de la première couche (la) s'étendant dans une première direction spatiale, les fibres de la deuxième couche (lb) s'étendant dans une deuxième direction spatiale, et les fibres de la troisième couche (lc) s'étendant dans une troisième direction spatiale, et les couches individuelles se pénétrant mutuellement au moins partiellement.
13. Procédé selon la revendication 11 ou 12, caractérisé en ce que les couches individuelles de la structure fibreuse sont liées entre elles par une technique
du domaine textile.
14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que les couches individuelles sont lices entre elles par
tressage et/ou couture.
15. Procédé selon l'une quelconque des revendications
11 à 14, caractérisé en ce que les couches sont disposoes de sorte qu'il subsiste des interstices en forme de canal sur la surface de structure fibreuse et/ou dans la
structure fibreuse.
16. Procédé selon l'une quelconque des revendications
11 à 14, caractérisé en ce que des structure de canal sont introduites dans la surface du matériau composite au moyen
d'un procédé d'usinage mécanique.
17. Procédé selon l'une quelconque des revendications
15 ou 16, caractérisé en ce qu'un revêtement est réalisé avec un matériau métallique au moins au niveau des zones superficielles du matériau composite, qui présentent des
structures de canal.
18. Procédé selon l'une quelconque des revendications
11 à 17, caractérisé en ce que des corps évanescents en forme de canal sont disposés sur la surface de la structure
fibreuse et/ou dans la structure fibreuse.
19. Procédé selon l'une quelconque des revendications
11 à 18, caractérisé en ce qu'une enveloppe externe (8a) portant la charge est appliquée sur l'enveloppe constituée
de matériau composite.
20. Procédé selon la revendication 19, caractérisé en ce qu'une enveloppe externe (8a) constituée d'un matériau
métallique est appliquée.
21. Procédé selon la revendication 20, caractérisé en ce que l'enveloppe externe (8a) est appliquée par galvanoplastie ou par une technique de brasage ou par une
technique de soudage.
22. Procédé selon l'une quelconque des revendications
19 à 21, caractérisé en ce qu'une couche intermédiaire (7a) est disposée entre l'enveloppe externe (8a) et l'enveloppe de matériau composite, dont le coefficient de dilatation thermique se trouve compris entre celui de l'enveloppe
externe (8a) et celui de l'enveloppe de matériau composite.
23. Procédé selon la revendication 22, caractérisé en ce qu'une couche intermédiaire (7a) constituée d'un matériau composite avec une matrice métallique est appliquce sur l'enveloppe de matériau composite, et en ce qu'une enveloppe externe (8a) constituée d'un matériau métallique est appliquée sur cette couche intermédiaire (7a).
24. Procédé selon la revendication 23, caractérisé en ce qu'une structure fibreuse est d'abord appliquce sur l'enveloppe de matériau composite puis un dépôt d'un matériau métallique est réalisé sur la structure fibreuse avec infiltration simultance de la structure fibreuse par
un matériau métallique.
25. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que le dépôt du matériau métallique est réalisé par
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2233835A1 (fr) * | 2009-03-23 | 2010-09-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Chambre de combustion brasée avec des inserts en céramique |
| RU2720596C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2020-05-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6627019B2 (en) * | 2000-12-18 | 2003-09-30 | David C. Jarmon | Process for making ceramic matrix composite parts with cooling channels |
| DE10126926B4 (de) * | 2001-06-01 | 2015-02-19 | Astrium Gmbh | Brennkammer mit Innenmantel aus einem keramischen Komposit-Material und Verfahren zur Herstellung |
| US7213392B2 (en) | 2003-06-10 | 2007-05-08 | United Technologies Corporation | Rocket engine combustion chamber |
| DE102005036137A1 (de) * | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
| US7665307B2 (en) * | 2005-12-22 | 2010-02-23 | United Technologies Corporation | Dual wall combustor liner |
| DE102006021539A1 (de) * | 2006-05-08 | 2007-11-15 | Eads Space Transportation Gmbh | Verfahren zur Herstellung von Bauteilen für den Raketenbau |
| US20080207075A1 (en) * | 2007-02-22 | 2008-08-28 | Siemens Power Generation, Inc. | Optimized fabric lay-up for improved ceramic matrix composites |
| DE102007048527B4 (de) * | 2007-10-10 | 2014-03-27 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Schubtriebwerk |
| US20090235636A1 (en) * | 2008-03-21 | 2009-09-24 | Robert Oehrlein | Reinforced, regeneratively cooled uni-body rocket engine |
| DE102008020198B8 (de) * | 2008-04-15 | 2015-05-13 | Astrium Gmbh | Düsenerweiterung für ein Triebwerk und Verfahren zur Herstellung und Kühlung einer Düsenerweiterung |
| EP2833064A3 (fr) * | 2013-07-31 | 2015-07-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Centrale thermique au charbon |
| US10774648B2 (en) * | 2016-10-04 | 2020-09-15 | General Electric Company | Methods and features for CMC component repairs |
| CN106762222B (zh) * | 2016-11-29 | 2018-03-09 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法 |
| CN107023419B (zh) * | 2017-05-03 | 2019-05-03 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头 |
| CN114057491B (zh) * | 2021-11-19 | 2022-07-12 | 西北工业大学 | 一种陶瓷基复合材料脉冲爆震发动机燃烧室的制备方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4063684A (en) * | 1975-11-25 | 1977-12-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Composite rocket nozzle structure |
| EP0249393A2 (fr) * | 1986-06-04 | 1987-12-16 | Royal Ordnance plc | Eléments pour une chambre de combustion d'une fusée |
| US5451448A (en) * | 1993-07-01 | 1995-09-19 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Flexible ceramic thermal protection system resistant to high aeroacoustic noise comprising a three-dimensional woven-fiber structure having a multilayer top fabric layer, a bottom fabric layer and an intermediate rib fabric layer |
| US5855828A (en) * | 1994-06-06 | 1999-01-05 | Ultramet | Method of forming a composite structure such as a rocket combustion chamber |
| US5899060A (en) * | 1996-01-26 | 1999-05-04 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Wall structure for fuel-cooled rocket engine walls |
| EP1013412A1 (fr) * | 1998-12-23 | 2000-06-28 | Boeing North American, Inc. | Matériaux composites en céramique tissés intégralement |
Family Cites Families (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3212257A (en) * | 1964-10-23 | 1965-10-19 | Hercules Powder Co Ltd | Rocket motor |
| GB1215002A (en) * | 1967-02-02 | 1970-12-09 | Courtaulds Ltd | Coating carbon with metal |
| US4967599A (en) * | 1980-05-19 | 1990-11-06 | Societe Europeenne De Propulsion | Mechanical and insulating connection between a nozzle and the filament-wound casing of the combustion chamber of a solid propellant rocket motor |
| US4999240A (en) * | 1986-07-21 | 1991-03-12 | Brotz Gregory R | Metalized fiber/member structures and methods of producing same |
| FR2610044A1 (fr) * | 1986-10-14 | 1988-07-29 | Gen Electric | Systeme de propulsion comportant une garniture perfectionnee de la chambre de combustion et procede de fabrication d'une telle fabrication |
| US4817890A (en) * | 1986-10-14 | 1989-04-04 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| US5147368A (en) * | 1991-04-05 | 1992-09-15 | Brown Alan W | Nucleus splitter |
| JP2673078B2 (ja) * | 1992-05-27 | 1997-11-05 | 東芝電池株式会社 | アルカリ二次電池用のペースト式電極 |
| JP3282443B2 (ja) * | 1994-06-09 | 2002-05-13 | 住友電気工業株式会社 | 金属不織布とその製造方法 |
| DE19505357C1 (de) * | 1995-02-17 | 1996-05-23 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur Kühlung von Triebwerkswänden und Wandstruktur zur Durchführung desselben |
| US5842342A (en) * | 1997-02-21 | 1998-12-01 | Northrop Grumman Corporation | Fiber reinforced ceramic matrix composite internal combustion engine intake/exhaust port liners |
| DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
| DE19746598C2 (de) * | 1997-10-22 | 2000-12-07 | Dornier Gmbh | Keramikverbundwerkstoff und seine Verwendung |
| FR2772049B1 (fr) * | 1997-12-04 | 2000-02-18 | Aerospatiale | Piece en materiau composite a matrice metallique a haute rigidite et a grande stabilite dans une direction longitudinale |
| DE19801407C2 (de) * | 1998-01-16 | 1999-12-02 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
| DE19802298C2 (de) * | 1998-01-22 | 2000-11-23 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren zur Erzielung funktioneller Metall-, Keramik- oder Keramik/Metall-Schichten auf der Innenwand von Hohlkörpern |
| DE19804232C2 (de) * | 1998-02-04 | 2000-06-29 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
| DE19858197B4 (de) * | 1998-12-17 | 2005-05-04 | Eads Space Transportation Gmbh | Triebwerk |
| DE19901422C2 (de) * | 1999-01-18 | 2000-11-16 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer-Kühlstruktur für ein Raketentriebwerk |
| DE10126926B4 (de) * | 2001-06-01 | 2015-02-19 | Astrium Gmbh | Brennkammer mit Innenmantel aus einem keramischen Komposit-Material und Verfahren zur Herstellung |
| DE10318514B3 (de) * | 2003-04-24 | 2004-09-16 | Dornier Gmbh | Mehrschichtiges keramisches Verbundmaterial mit thermischer Schutzwirkung |
-
2001
- 2001-06-01 DE DE10126926.9A patent/DE10126926B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-05-30 FR FR0206664A patent/FR2825417B1/fr not_active Expired - Lifetime
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2003
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4063684A (en) * | 1975-11-25 | 1977-12-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Composite rocket nozzle structure |
| EP0249393A2 (fr) * | 1986-06-04 | 1987-12-16 | Royal Ordnance plc | Eléments pour une chambre de combustion d'une fusée |
| US5451448A (en) * | 1993-07-01 | 1995-09-19 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Flexible ceramic thermal protection system resistant to high aeroacoustic noise comprising a three-dimensional woven-fiber structure having a multilayer top fabric layer, a bottom fabric layer and an intermediate rib fabric layer |
| US5855828A (en) * | 1994-06-06 | 1999-01-05 | Ultramet | Method of forming a composite structure such as a rocket combustion chamber |
| US5899060A (en) * | 1996-01-26 | 1999-05-04 | Daimler-Benz Aerospace Ag | Wall structure for fuel-cooled rocket engine walls |
| EP1013412A1 (fr) * | 1998-12-23 | 2000-06-28 | Boeing North American, Inc. | Matériaux composites en céramique tissés intégralement |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2233835A1 (fr) * | 2009-03-23 | 2010-09-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Chambre de combustion brasée avec des inserts en céramique |
| RU2720596C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2020-05-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| SE523812C2 (sv) | 2004-05-18 |
| SE0201656D0 (sv) | 2002-05-31 |
| DE10126926A1 (de) | 2002-12-12 |
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| ITMI20021190A0 (it) | 2002-05-31 |
| US6890660B2 (en) | 2005-05-10 |
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