Pour réduire les nuisances et pollutions émises par le transport aérien, une solution consisterait à remplacer les matériaux des pièces chaudes des moteurs d'avions par des composites à matrice céramique (CMC). Pour intégrer ces matériaux dans les moteurs, il est nécessaire de les adapter aux contraintes imposées par ce milieu (température≥1400°C, oxydation/corrosion), tout en garantissant des propriétés égales à celles des superalliages actuels (conductivité thermique, résistance mécanique). L'objectif de la thèse était de proposer une architecture de matériau présentant l'ensemble des propriétés demandées par le cahier des charges, d'élaborer ce composite et de le caractériser. Ce travail a permis d'identifier les phénomènes mis en jeu lors de l'élaboration des composites. L'optimisation du procédé, de l'architecture et de la composition du matériau a permis de fournir un CMC dense. Les caractérisations réalisées ont montré l'intérêt de ces matériaux pour l'application visée. / To reduce pollution emitted by air transport, high temperature materials used in hot parts of aircraft engines could be replaced by ceramic matrix composites (CMC). To integrate these materials, they must support the harsh environment encountered inside the engine (temperature ≥ 1400 ° C, oxidation / corrosion), while having properties equivalent to current superalloys (thermal conductivity, mechanical strength). This work was aimed to establish a material architecture presenting all properties required, and to develop and characterize this composite. This procedure has helped to identify the phenomena involved in the development of composites. Various optimizations, as process, material architecture and composition, have lead to the establishment of a dense CMC. Measured properties have proved that these materials can be used for the intended application.

Les composites de type Cf/C sont utilisés en tant que pièces structurales dans les propulseurs spatiaux du fait de leurs excellentes propriétés mécaniques dans le domaine des très hautes températures. Néanmoins, l’atmosphère oxydante et corrosive créée lors du décollage des lanceurs et les hauts flux gazeux dégradent ces matériaux. Afin d’améliorer les performances de ces matériaux vis-à-vis de l’oxydation/corrosion, une protection composée de céramiques ultra-réfractaires (dites UHTC) peut être appliquée. Pour une efficacité de protection optimale, des phases UHTC ont été introduites en tant que constituants de la matrice. Dans ces travaux de thèse, la matrice a été réalisée par l’intermédiaire d’un procédé d’élaboration en phase liquide combinant : (i) l’introduction de poudres et (ii) la densification par infiltration réactive d’un métal fondu. La composition de la matrice appartient au système (B;C;Si;Zr). La caractérisation des matériaux après élaboration a permis de comprendre les mécanismes d’infiltration et les réactions permettant de mieux contrôler la composition chimique et la répartition des phases. Des essais sous torche oxyacétylénique ont été utilisés pour se placer dans des conditions proches de l’application visée. La caractérisation post-test des matériaux a permis d’évaluer l’efficacité de la protection dans le cas d’une utilisation unique et également d’une possible réutilisation. Les résultats en oxydation/corrosion ont permis de classer les matériaux en fonction de leur efficacité de protection. / Since many decades, Carbon/Carbon composites are used as structural parts in rocket engines due to their excellent thermomechanical properties. However, under highly oxidizing/corrosive atmosphere and high gas flow rates, carbon suffers from severe oxidation. To improve oxidation resistance of these composites, Ultra High Temperature Ceramics (UHTC) can be used as a protection. To protect the whole composite, the introduction of UHTC as a matrix has been done using a liquid phase process combining: (i) slurry infiltration process and (ii) reactive melt infiltration. Matrix constituents belong to the (B;C;Si;Zr) system. Material characterisation allowed a better understanding of the infiltration mechanisms and of the phase distribution and composition in respect to the processing conditions. To select the best composition, oxyacetylene torch testing has been done to recreate spacecraft launch environmental conditions. Post-test characterisation has been done to evaluate protection efficiency of each matrix composition for single use and possible reuse. Finally, advantages and drawbacks assessment of each composition allowed to highlight the most protective composition and phase distribution.