EP1673486A1 - Verbundwerkstoff, verfahren zur herstellung eines verbundwerkstoffs und verwendung desselben - Google Patents

Verbundwerkstoff, verfahren zur herstellung eines verbundwerkstoffs und verwendung desselben

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EP1673486A1
EP1673486A1 EP04786887A EP04786887A EP1673486A1 EP 1673486 A1 EP1673486 A1 EP 1673486A1 EP 04786887 A EP04786887 A EP 04786887A EP 04786887 A EP04786887 A EP 04786887A EP 1673486 A1 EP1673486 A1 EP 1673486A1
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EP
European Patent Office
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carrier material
fiber
recess
composite material
fibers
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EP04786887A
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Joachim Bamberg
Falko Heutling
Josef Mayr
Klaus-Dieter Tartsch
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
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Publication of EP1673486B1 publication Critical patent/EP1673486B1/de
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    • C22C47/02—Pretreatment of the fibres or filaments
    • C22C47/025—Aligning or orienting the fibres
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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Definitions

  • the invention relates to a composite material, a method for producing a composite material and the use of the same.
  • titanium alloys The most important materials used today for aircraft engines or other gas turbines are titanium alloys, nickel alloys (also called super alloys) and high-strength steels.
  • the high-strength steels are used in particular for shaft parts and gear parts and for compressor housings and turbine housings. Titanium alloys are typical materials for compressor parts, nickel alloys are suitable for the hot parts of the aircraft engine.
  • Modern composite materials have a carrier material, which can be designed as a polymer, metal or ceramic matrix, as well as fibers embedded in the carrier material.
  • the present invention relates to a composite material in which the carrier material is designed as a metal matrix.
  • a material is also called a metal matrix composite - MMC for short. This can be done with high-strength M MC materials, in which titanium is used as the carrier material Component weights can be reduced by up to 50% compared to conventional titanium alloys. Fibers with high strength and high modulus of elasticity are used as reinforcements.
  • EP 0 490 629 B1 discloses a preform for a composite material with a film, the film having a groove and a thread-like reinforcement arranged in the groove, and the preform being in the form of a ring or a disk.
  • EP 0 490 629 B1 proceeds by superimposing several such preforms, the preforms being solidified under heat and pressure to form a completely sealed composite material.
  • Further composite materials and methods for producing the same are known from EP 0 909 826 B1, US 4,697,324 and US 4,900,599.
  • the present invention is based on the problem of creating a new type of composite material and a new type of method for producing composite materials.
  • the composite material has a carrier material and at least one fiber embedded in the carrier material.
  • the composite material has a carrier material and at least one fiber embedded in the carrier material.
  • the fibers end adjacent to an inner opening with the same distance from the opening, but adjacent to the outer section, in which the carrier material is exclusively present, this distance is designed differently.
  • the inventive method for producing a composite material is defined in independent claim 6. The method is used to produce a composite material from a carrier material and from at least one fiber embedded in the carrier material.
  • a recess is preferably made in the disk, the depth of which is greater than the diameter of the fiber, in such a way that, in the case of a fiber inserted into the recess, webs of carrier material project over the fiber.
  • the or each fiber is inserted into the or each recess of the corresponding disk in such a way that a composite of carrier material and fiber is present in an inner section, whereas the carrier material is exclusively present in an outer section.
  • the disks are stacked in such a way that the fibers of the stacked disks protrude to different extents in an outer section, in which the carrier material is exclusively present, for the strength-optimizing interlocking of the inner section and the outer section.
  • Fig. 1 a disk made of carrier material in a schematic cross section
  • FIG. 2 a greatly enlarged section of the pane according to FIG. 1 with a recess made in the pane;
  • Fig. 5 the detail V of Fig. 4;
  • the composite material according to the invention has a carrier material made of titanium or a titanium alloy as well as several fibers embedded in the carrier material.
  • the fibers are preferably ceramic fibers made of silicon carbonate.
  • the composite material according to the invention is formed from a plurality of disks made of carrier material, a fiber being embedded in each disk. Several such disks with a fiber embedded therein are stacked one above the other and connected to one another to form the composite material according to the invention.
  • a recess is made in the disk to embed the fiber in the respective disk made of carrier material.
  • the corresponding fiber is inserted into the recess and surrounded on all sides by carrier material, so that the fiber is embedded in the disk.
  • Fig. 1 shows a disc 10 made of carrier material, namely titanium, in a highly schematic cross section.
  • the disc 10 has a bore 11 in a central region.
  • a recess is made in an end face 12 of the pane 10 after a first step of the method according to the invention.
  • 2 shows a greatly enlarged detail of the disk 10 in the region of the end face 12.
  • the recess 13, which is introduced into the end face 12 of the disk 10, is a spiral groove. The spiral groove therefore extends exclusively on one end face 12 of the disk 10 from the inside to the outside.
  • FIG. 3 shows that webs 15 made of carrier material protrude above fiber 14 when fiber 14 is inserted.
  • the depth of the spiral recess 13 is accordingly greater than the diameter of the fiber 14.
  • the arrangement according to FIG. 3 is subjected to a superplastic forming process.
  • the disk 10 or the carrier material is heated to a forming temperature and the webs 15 are shaped superplastically by uniaxial pressing such that the fiber 14 is subsequently surrounded on all sides by the carrier material in the sense of FIG. 5 and the fiber 14 is thus embedded in the carrier material is.
  • FIG. 5 shows that the position of the fiber 14 is retained even after the webs 15 have been superplastically formed.
  • the carrier material is compressed during superplastic forming.
  • FIG. 4 shows a disk 10 made of carrier material with the fiber 14 embedded in the disk 10 in a highly schematic cross section.
  • the fiber 14 is surrounded on all sides by the carrier material and is therefore embedded in the carrier material.
  • a plurality of disks 10 with fibers 14 embedded in the disks 10 are arranged one above the other and in this way stacked in an annular or cylindrical manner.
  • the stacked and stacked disks 10 are then joined or connected to one another by diffusion welding under slight axial pressure. This ultimately provides the composite material according to the invention.
  • the disks 10 with the fibers 14 embedded in the disks 10 are preferably checked for cracks in the carrier material and for breaks in the fibers 14. This check can be carried out using ultrasound, X-ray or tomography , If such a crack or break is found, the pane 10 is discarded. If it is found during the check that there is no crack or break in the fiber 14, the disk 10 can be used for stacking.
  • FIG. 7 shows a section of the arrangement according to FIG. 6 in the region of three disks 10 arranged one above the other and connected to one another.
  • the fiber 14 embedded in a disk 10 is offset from the fibers 14 of the two adjacent ones Discs 10 runs.
  • a hexagonal packing of the fibers 14 can be achieved.
  • a fiber 1 runs in a spiral within a disk 10 in such a way that in cross section the resulting centers of the fiber 1 of a disk 10 are arranged between the corresponding centers of the fiber 14 of an adjacent disk 10.
  • each fiber 14 ends within each disk 10 at a distance from an outer, lateral end of the respective disk. 6, this distance is different for each disc. Adjacent to the inner opening 11, however, the lateral distance of the fibers 14 from the opening 11 is the same. Due to the different lateral distances between the fibers 14 and the outer, lateral end of the disks 10, gradual changes in the elastic properties of the composite material can be achieved. len. Furthermore, a toothing between the unreinforced and fiber-reinforced areas of the composite material is achieved, which has a positive influence on the strength properties.
  • FIG. 8 shows a highly schematic cross section through a composite material according to the invention. This was made as described above. 8, the fibers 14 are embedded in the carrier material in an inner section 16 of the composite material. In contrast, the carrier material is exclusively present in an external section 17. This means that only titanium is present in the outer section 17. This is advantageous if the composite material is to be subjected to further processing, for example by milling. The fibers 14 must not be damaged during milling. Later milling of the composite material is therefore only considered in the area of section 17, in which the carrier material is exclusively present. Furthermore, FIG. 8 again shows the detail that the fibers 14 end adjacent to the inner opening at the same distance from the opening, but at the outer end, adjacent to section 17, in which the carrier material is exclusively present, this distance is designed differently. The radial gradation of the fibers 14 in section 16 relative to section 17 brings about a strength-optimizing interlocking of the two sections 16 and 17.
  • a first step several discs made of carrier material, namely titanium, are provided with a spiral recess on one end face thereof.
  • a fiber made of silicon carbonate is inserted into this spiral recess.
  • the disk with the fiber inserted in the disk is consolidated by superplastic forming.
  • the fiber is surrounded on all sides by the carrier material or embedded in the carrier material.
  • the disks produced in this way with fibers embedded in the disks are checked for cracks in the carrier. material as well as breaks in the fibers. If this check shows that there is neither a crack nor a fiber break, the corresponding disks are stacked into rings.
  • the stack of several rings is then subjected to diffusion welding in a further step of the method according to the invention, so that adjacent panes are connected to one another.
  • the composite material can be finished in a further step, for example by milling.
  • the method according to the invention is reliable and inexpensive.
  • the method according to the invention is a fully automatable process with integrated checking and thus quality assurance. Since each pane can be checked for its quality, defects in the composite material can be recognized in good time and thus avoided. Waste is reduced.
  • Another advantage can be seen in the fact that an exact position of the fibers in the composite material is specified and maintained.
  • more complex fiber guides for example star-shaped fiber guides, are also possible.
  • a titanium coating of the fibers as required by the prior art, can be dispensed with.
  • Another advantage is that no extremely long fibers have to be used. By guiding the fibers in recesses, fibers of finite length can be used.
  • the composite material according to the invention is therefore characterized by an exact position of the fibers within the carrier material.
  • the composite material according to the invention is formed by a plurality of joined disks made of carrier material, a spiral-shaped fiber being embedded within each disk. The fibers end at a distance from a lateral, outer end of the composite material, so that the carrier material is exclusively present in an outer area of the same, in which area the composite material can be subsequently milled.
  • a plurality of fibers can also be embedded in a recess and that a plurality of fibers can also be nested in one disc nested recesses can be introduced, wherein each of these recesses can in turn receive one or more fibers.
  • the exemplary embodiment shown, in which each disk has a recess for receiving a fiber is preferred.
  • the composite material according to the invention is particularly suitable for use as a material in the production of rings with integral blading for aircraft engines, which are also referred to as so-called bladed rings (blings).

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Verbundwerkstoff. Verbundwerkstoff ist aus mehreren zusammengefügten Scheiben aus Trägermaterial gebildet, wobei vorzugsweise in jede Scheibe mindestens eine Ausnehmung zur Aufnahme mindestens einer Faser (14) eingebracht ist. Erfindungsgemäss liegt in einem inneren Abschnitt (16) ein Verbund aus Trägermaterial und Faser (14) vor, wohingegen in einem äusseren Abschnitt (17) das Trägermaterial ausschliesslich vorliegt, wobei die Fasern (14) in den äusseren Abschnitt (17), in welchem das Trägermaterial ausschliesslich vorliegt, zur festigkeitsoptimierenden Verzahnung von innerem Abschnitt (16) und äusserem Abschnitt (17) unterschiedlich weit hineinragen.

Description

Verbundwerkstoff, Verfahren zur Herstellung eines Verbundwerkstoffs und Verwendung desselben
Die Erfindung betrifft einen Verbundwerkstoff, ein Verfahren zur Herstellung eines Verbundwerkstoffs und die Verwendung desselben.
Moderne Gasturbinen, insbesondere Flugtriebwerke, müssen höchsten Ansprüchen im Hinblick auf Zuverlässigkeit, Gewicht, Leistung, Wirtschaftlichkeit und Lebensdauer gerecht werden. In den letzten Jahrzehnten wurden insbesondere auf dem zivilen Sektor Flugtriebwerke entwickelt, die den obigen Anforderungen voll gerecht werden und ein hohes Maß an technischer Perfektion erreicht haben. Bei der Entwicklung von Flugtriebwerken spielt unter anderem die Werkstoffauswahl sowie die Suche nach neuen, geeigneten Werkstoffen eine entscheidende Rolle.
Die wichtigsten, heutzutage für Flugtriebwerke oder sonstige Gasturbinen verwendeten Werkstoffe sind Titanlegierungen, Nickellegierungen (auch Superlegierungen genannt) und hochfeste Stähle. Die hochfesten Stähle werden insbesondere für Wellenteile und Getriebeteile und für Verdichtergehäuse sowie Turbinengehäuse verwendet. Titanlegierungen sind typische Werkstoffe für Verdichterteile, Nickellegierungen sind für die heißen Teile des Flugtriebwerks geeignet.
Eine sehr vielversprechende Gruppe eines neuen Werkstoffs für künftige Generationen für Flugtriebwerke sind sogenannte faserverstärkte Verbundwerkstoffe. Moderne Verbundwerkstoffe verfügen über ein Trägermaterial, welches als eine Polymer-, eine Metall- oder eine Keramikmatrix ausgebildet sein kann, sowie über in das Trägermaterial eingebettete Fasern.
Die hier vorliegende Erfindung betrifft einen Verbundwerkstoff, bei welchem das Trägermaterial als Metallmatrix ausgebildet ist. Einen derartigen Werkstoff bezeichnet man auch als Metallmatrix-Verbundwerkstoff - kurz MMC genannt. Bei hochfesten M MC-Werkstoffen, bei denen Titan als Trägermaterial zum Einsatz kommt, kann das Gewicht von Bauteilen um bis zu 50 % gegenüber herkömmlichen Titanlegierungen reduziert werden. Als Verstärkungen werden Fasern mit hoher Festigkeit und hohem Elastizitätsmodul verwendet.
Aus dem Stand der Technik sind bereits derartige faserverstärkte Verbundwerkstoffe bekannt. So offenbart die EP 0 490 629 B1 einen Vorformling für einen Verbundwerkstoff mit einer Folie, wobei die Folie eine Rille und eine in der Rille angeordnete, fadenförmige Verstärkung aufweist, und wobei der Vorformling die Form eines Rings oder einer Scheibe besitzt. Zur Herstellung einer mehrschichtigen Verbundstruktur wird gemäß der EP 0 490 629 B1 so vorgegangen, dass mehrere derartige Vorform- linge überlagert werden, wobei die Vorformlinge unter Hitze und Druck zu einem völlig dichten Verbundwerkstoff verfestigt werden. Weitere Verbundwerkstoffe und Verfahren zur Herstellung derselben sind aus der EP 0 909 826 B1, der US 4,697,324 und der US 4,900,599 bekannt.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, einen neuartigen Verbundwerkstoff und ein neuartiges Verfahren zur Herstellung von Verbundwerkstoffen zu schaffen.
Dieses Problem wird durch einen Verbundwerkstoff mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Der Verbundwerkstoff verfügt über ein Trägermaterial und mindestens eine in das Trägermaterial eingebettete Faser. Erfindungsgemäß liegt in einem inneren Abschnitt ein Verbund aus Trägermaterial und Fasern vor, wohingegen in einem äußeren Abschnitt das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, wobei die Fasern in den äußeren Abschnitt, in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, zur festigkeitsoptimierenden Verzahnung von innerem Abschnitt und äußerem Abschnitt unterschiedlich weit hineinragen.
Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung enden die Fasern benachbart zu einer innenliegenden Öffnung mit gleichem Abstand zur Öffnung, benachbart zum äußeren Abschnitt hingegen, in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, ist dieser Abstand unterschiedlich ausgebildet. Das erfindungsgemäße Verfahren zum Herstellen eines Verbundwerkstoffs ist im unabhängigen Patentanspruch 6 definiert. Das Verfahren dient der Herstellung eines Verbundwerkstoffs aus einem Trägermaterial und aus mindestens einer in das Trägermaterial eingebetteten Faser.
Vorzugsweise wird eine Ausnehmung in die Scheibe eingebracht, deren Tiefe größer als der Durchmesser der Faser ist, derart, dass bei einer in die Ausnehmung eingelegten Faser Stege aus Trägermaterial über die Faser vorstehen.
Nach einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die oder jede Faser derart in die oder jede Ausnehmung der entsprechenden Scheibe eingelegt, dass in einem inneren Abschnitt ein Verbund aus Trägermaterial und Faser vorliegt, wohingegen in einem äußeren Abschnitt das Trägermaterial ausschließlich vorliegt. Die Scheiben werden derart gestapelt, dass die Fasern der gestapelten Scheiben in einen äußeren Abschnitt, in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, zur festigkeitsoptimierenden Verzahnung von innerem Abschnitt und äußerem Abschnitt unterschiedlich weit hineinragen.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den abhängigen Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. In der Zeichnung zeigt:
Fig. 1: eine Scheibe aus Trägermaterial in schematisiertem Querschnitt;
Fig. 2: einen stark vergrößerten Ausschnitt aus der Scheibe gemäß Fig. 1 mit einer in die Scheibe eingebrachten Ausnehmung;
Fig. 3: die Anordnung gemäß Fig. 1 mit einer in der Ausnehmung eingelegten Faser; Fig. 4: eine Schiebe aus Trägermaterial mit einer eingebetteten Faser in schematisiertem Querschnitt;
Fig. 5: das Detail V der Fig. 4;
Fig. 6: mehrere übereinander angeordnete Scheiben aus Trägermaterial mit eingebetteten Fasern in schematisiertem Querschnitt,
Fig. 7: einen Ausschnitt aus der Anordnung gemäß Fig. 6; und
Fig. 8: einen erfindungsgemäßen Verbundwerkstoff in schematisiertem Querschnitt.
Unter Bezugnahme auf Fig. 1 bis 8 werden nachfolgend die Details des erfindungsgemäßen Verbundwerkstoffs sowie des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Herstellung des Verbundwerkstoffs im größeren Detail beschrieben.
Der erfindungsgemäße Verbundwerkstoff verfügt über ein Trägermaterial aus Titan oder einer Titanlegierung sowie über mehrere in das Trägermaterial eingebettete Fasern. Bei den Fasern handelt es sich vorzugsweise um Keramikfasern aus Silizium- Carbonat. Der erfindungsgemäße Verbundwerkstoff wird aus mehreren Scheiben aus Trägermaterial gebildet, wobei in jeder Scheibe eine Faser eingebettet ist. Mehrere solcher Scheiben mit einer darin eingebetteten Faser sind zur Bildung des erfindungsgemäßen Verbundwerkstoffs übereinander gestapelt und miteinander verbunden. Zur Einbettung der Faser in die jeweilige Scheibe aus Trägermaterial ist in die Scheibe eine Ausnehmung eingebracht. In die Ausnehmung ist die entsprechende Faser eingelegt und allseitig von Trägermaterial umgeben, so dass die Faser in die Scheibe eingebettet ist.
Fig. 1 zeigt eine Scheibe 10 aus Trägermaterial, nämlich aus Titan, in stark schematisiertem Querschnitt. In einem mittleren Bereich verfügt die Scheibe 10 über eine Bohrung 1 1. Zur Herstellung des erfindungsgemäßen Verbundwerkstoffs wird nach einem ersten Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens in eine Stirnseite 12 der Scheibe 10 eine Ausnehmung eingebracht. Fig. 2 zeigt ein stark vergrößertes Detail der Scheibe 10 im Bereich der Stirnseite 12. Bei der Ausnehmung 13, die in die Stirnseite 12 der Scheibe 10 eingebracht wird, handelt es sich um eine spiralförmige Nut. Die spiralförmige Nut erstreckt sich demnach ausschließlich auf einer Stirnseite 12 der Scheibe 10 von innen nach außen.
Nachdem die spiralförmige Ausnehmung 13 in die Oberseite 12 der Scheibe 10 eingebracht worden ist, wird eine Faser 14 in die spiralförmige Ausnehmung 13 eingelegt. Fig. 3 kann entnommen werden, dass Stege 15 aus Trägermaterial bei eingelegter Faser 14 über der Faser 14 vorstehen. Die Tiefe der spiralförmigen Ausnehmung 13 ist demnach größer als der Durchmesser der Faser 14.
Durch die Ausnehmung 13 wird eine exakte Führung für die Faser 14 bereitgestellt. Die Position der Faser 14 innerhalb der Scheibe 10 bzw. innerhalb des Trägermaterials wird hierdurch exakt vorgegeben.
In einem weiteren Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Anordnung gemäß Fig. 3 einem superplastischen Umformprozess unterzogen. Hierzu wird die Scheibe 10 bzw. das Trägermaterial auf eine Umformtemperatur erhitzt und durch uniaxiales Pressen werden die Stege 15 derart superplastisch umgeformt, dass anschließend die Faser 14 im Sinne der Fig. 5 allseitig von Trägermaterial umgeben ist und somit die Faser 14 in das Trägermaterial eingebettet ist. Fig. 5 kann entnommen werden, dass die Position der Faser 14 auch nach dem superplastischen Umformen der Stege 15 erhalten bleibt. Beim superplastischen Umformen wird das Trägermaterial verdichtet.
Fig. 4 zeigt eine Scheibe 10 aus Trägermaterial mit der in der Scheibe 10 eingebetteten Faser 14 in stark schematisiertem Querschnitt. Die Faser 14 ist allseitig von Trägermaterial umgeben und demnach in das Trägermaterial eingebettet. Zur Herstellung des eigentlichen Verbundwerkstoffs werden in einem nächsten Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens im Sinne der Fig. 6 mehrere Scheiben 10 mit in den Scheiben 10 eingebetteten Fasern 14 übereinander angeordnet und auf diese Art und Weise ringförmig bzw. zylinderförmig gestapelt. Die übereinander angeordneten sowie gestapelten Scheiben 10 werden dann durch Diffusionsschweißen unter geringem axialen Druck gefügt bzw. miteinander verbunden. Hierdurch wird letztendlich der erfindungsgemäße Verbundwerkstoff bereitgestellt.
Vor der Stapelung der Scheiben 10 im Sinne der Fig. 6 erfolgt vorzugsweise eine Prüfung der Scheiben 10 mit den in den Scheiben 10 eingebetteten Fasern 14 auf Risse im Trägermaterial sowie auf Brüche in den Fasern 14. Diese Überprüfung kann mit Ultraschall, Röntgen oder Tomographie erfolgen. Wird ein derartiger Riss bzw. Bruch festgestellt, so wird die Scheibe 10 verworfen. Wird bei der Überprüfung festgestellt, dass kein Riss und kein Bruch in der Faser 14 vorliegt, so kann die Scheibe 10 zur Stapelung verwendet werden.
Fig. 7 zeigt einen Ausschnitt aus der Anordnung gemäß Fig. 6 im Bereich von drei übereinander angeordneten und miteinander verbundenen Scheiben 10. So kann Fig. 7 entnommen werden, dass die in einer Scheibe 10 eingebettete Faser 14 versetzt zu den Fasern 14 der beiden benachbarten Scheiben 10 verläuft. Hierdurch kann eine hexagonale Packung der Fasern 14 erzielt werden. Wie Fig. 7 entnommen werden kann, verläuft eine Faser 1 derart spiralförmig innerhalb einer Scheibe 10, dass im Querschnitt die sich hierbei ergebenden Mittelpunkte der Faser 1 einer Scheibe 10 zwischen den entsprechenden Mittelpunkten der Faser 14 einer benachbarten Scheibe 10 angeordnet sind.
Fig. 6 kann entnommen werden, dass jede Faser 14 innerhalb jeder Scheibe 10 mit einem Abstand zu einem äußeren, seitlichen Ende der jeweiligen Scheibe endet. Gemäß Fig. 6 ist dieser Abstand für jede Scheibe unterschiedlich. Benachbart zur innenliegenden Öffnung 1 1 ist hingegen der seitliche Abstand der Fasern 14 zur Öffnung 1 1 gleich ausgebildet. Durch die unterschiedlichen seitlichen Abstände zwischen den Fasern 14 und dem äußeren, seitlichen Ende der Scheiben 10 lassen sich graduelle Änderungen in den elastischen Eigenschaften des Verbundwerkstoffs erzie- len. Weiterhin wird einer Verzahnung zwischen den unverstärkten und faserverstärkten Bereichen des Verbundwerkstoffs erzielt, was die Festigkeitseigenschaften positiv beeinflusst.
Fig. 8 zeigt einen stark schematisierten Querschnitt durch einen erfindungsgemäßen Verbundwerkstoff. Dieser wurde, wie oben beschrieben, hergestellt. Gemäß Fig. 8 sind in einem innenliegenden Abschnitt 16 des Verbundwerkstoffs die Fasern 14 in das Trägermaterial eingebettet. In einem außenliegenden Abschnitt 17 hingegen liegt das Trägermaterial ausschließlich vor. Dies bedeutet, dass im außenliegenden Abschnitt 17 lediglich Titan vorliegt. Dies ist dann von Vorteil, wenn der Verbundwerkstoff einer weiteren Bearbeitung, zum Beispiel durch Fräsen, unterzogen werden soll. Beim Fräsen dürfen nämlich die Fasern 14 nicht beschädigt werden. Eine spätere Fräsbearbeitung des Verbundwerkstoffs kommt demnach ausschließlich im Bereich des Abschnitts 17 in Betracht, in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt. Weiterhin kann Fig. 8 nochmals das Detail entnommen werden, dass die Fasern 14 benachbart zur innenliegenden Öffnung mit gleichem Abstand zur Öffnung enden, am äußeren Ende hingegen, benachbart zum Abschnitt 17, in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, dieser Abstand unterschiedlich ausgebildet ist. Die radiale Abstufung der Fasern 14 im Abschnitt 16 relativ zum Abschnitt 17 bewirkt eine fes- tigkeitsoptimierende Verzahnung der beiden Abschnitte 16 und 17.
Nach dem oben beschriebenen, erfindungsgemäßen Verfahren zur Herstellung des erfindungsgemäßen Verbundwerkstoffs wird demnach in groben Zügen, wie folgt, vorgegangen:
In einem ersten Schritt werden mehrere Scheiben aus Trägermaterial, nämlich Titan, auf einer Stirnseite derselben mit einer spiralförmigen Ausnehmung versehen. In einem zweiten Schritt wird in diese spiralförmige Ausnehmung eine Faser aus Silizi- um-Carbonat eingelegt. Darauffolgend wird in einem dritten Schritt die Scheibe mit der in die Scheibe eingelegten Faser durch superplastisches Umformen konsolidiert. Darauffolgend ist die Faser allseitig von Trägermaterial umgeben bzw. in das Trägermaterial eingebettet. In einem nächsten Schritt erfolgt eine Überprüfung der so hergestellten Scheiben mit in den Scheiben eingebetteten Fasern auf Risse im Träger- material sowie Brüche in den Fasern. Ergibt diese Prüfung, dass weder ein Riss noch ein Faserbruch vorliegt, so werden die entsprechenden Scheiben zu Ringen gestapelt. Die Stapelung aus mehreren Ringen wird sodann in einem weiteren Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens einem Diffusionsschweißen unterzogen, so dass benachbarte Scheiben miteinander verbunden werden. Nach Vollendung dieses Fügeschritts kann in einem weiteren Schritt eine Endbearbeitung des Verbundwerkstoffs, zum Beispiel durch Fräsen, erfolgen.
Das erfindungsgemäße Verfahren ist zuverlässig und kostengünstig. Beim erfindungsgemäßen Verfahren handelt es sich um einen vollautomatisierbaren Prozess mit integrierter Überprüfung und damit Qualitätssicherung. Da jede Scheibe hinsichtlich ihrer Qualität überprüft werden kann, können Fehler im Verbundwerkstoff rechtzeitig erkannt und damit vermieden werden. Ausschuss wird damit reduziert. Ein weiterer Vorteil ist darin zu sehen, dass eine exakte Lage der Fasern in dem Verbundwerkstoff vorgegeben und eingehalten wird. Neben der bevorzugten spiralförmigen Anordnung der Fasern im Verbundwerkstoff sind auch komplexere Faserführungen, zum Beispiel sternförmige Faserführungen, möglich. Bei der Erfindung kann auf eine Titanbeschichtung der Fasern, wie diese nach dem Stand der Technik erforderlich ist, verzichtet werden. Ein weiterer Vorteil liegt darin, dass keine extrem langen Fasern verwendet werden müssen. Durch die Führung der Fasern in Ausnehmungen können Faser endlicher Länge eingesetzt werden.
Der erfindungsgemäße Verbundwerkstoff zeichnet sich demnach durch eine exakte Lage der Fasern innerhalb des Trägermaterials aus. Der erfindungsgemäße Verbundwerkstoff ist durch mehrere zusammengefügte Scheiben aus Trägermaterial gebildet, wobei innerhalb jeder Scheibe eine spiralförmig verlaufende Faser eingebettet ist. Die Fasern enden mit Abstand zu einem seitlichen, äußeren Ende des Verbundwerkstoffs, so dass in einem äußeren Bereich desselben das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, wobei in diesem Bereich eine spätere Fräsbearbeitung des Verbundwerkstoffs erfolgen kann.
Der Vollständigkeit halber sei angemerkt, dass in eine Ausnehmung auch mehrere Fasern eingebettet sein können, und dass in eine Scheibe auch mehrere, ineinander verschachtelte Ausnehmungen eingebracht sein können, wobei jede dieser Ausnehmungen wiederum eine oder mehrere Fasern aufnehmen kann. Das gezeigte Ausführungsbeispiel, bei welchem jede Scheibe eine Ausnehmung zur Aufnahme einer Faser aufweist, ist jedoch bevorzugt.
Der erfindungsgemäße Verbundwerkstoff eignet sich insbesondere zur Verwendung als Werkstoff bei der Herstellung von Ringen mit integraler Beschaufelung für Flugzeugtriebwerke, die auch als sogenannte Bladed Rings (Blings) beizeichnet werden.

Claims

Patentansprüche
1. Verbundwerkstoff aus mehreren zusammengefügten Scheiben ( 10) aus Trä¬ germaterial, wobei vorzugsweise in jede Scheibe (10) mindestens eine Ausnehmung (13) zur Aufnahme mindestens einer Faser (14) eingebracht ist, dadurch gekennzeichnet, dass in einem inneren Abschnitt (16) ein Verbund aus Trägermaterial und Faser (14) vorliegt, wohingegen in einem äußeren Abschnitt (17) das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, und dass die Fasern (14) in den äußeren Abschnitt (17), in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, zur festigkeitsoptimierenden Verzahnung von innerem Abschnitt (16) und äußerem Abschnitt (17) unterschiedlich weit hineinragen.
2. Verbundwerkstoff nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Fasern ( 14) benachbart zu einer innenliegenden Öffnung (1 1) mit gleichem Abstand zur Öffnung (1 1) enden, benachbart zum äußeren Abschnitt (17) hingegen, in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, dieser Abstand unterschiedlich ausgebildet ist.
3. Verbundwerkstoff nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die oder jede Ausnehmung (13) spiralförmig ausgebildet ist, derart, dass die oder jede Faser (14) innerhalb des Trägermaterials spiralförmig verläuft.
4. Verbundwerkstoff nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Abstand, mit welchem die oder jede Ausnehmung (13) zu dem äußeren Ende der jeweiligen Scheibe (10) endet, für jede Scheibe individuell angepasst ist.
5. Verbundwerkstoff nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägermaterial aus Titan oder einer Titanlegierung besteht, und dass die Fasern als Silizium-Carbonat (SiC)-Fasern ausgebildet sind.
6. Verfahren zur Herstellung eines Verbundwerkstoffs aus mehreren zusammengefügten Scheiben (10) aus Trägermaterial, wobei vorzugsweise in jede Scheibe ( 10) mindestens eine Ausnehmung ( 13) zur Aufnahme mindestens einer Faser (14) eingebracht ist, mit folgenden Schritten: a) Bereitstellen mehrerer Scheiben (10) aus Trägermaterial, b) Einbringen mindestens einer Ausnehmung ( 13) in vorzugsweise jede Scheibe (10) und darauffolgendes Einlegen mindestens einer Faser (14) in die oder jede Ausnehmung (13) der entsprechenden Scheibe (10), c) Konsolidieren der entsprechenden Scheibe (10), derart, dass die oder jede Faser (14) allseitig von Trägermaterial umgeben bzw. in das Trägermaterial der entsprechenden Scheibe (10) eingebettet ist, d) Stapeln von konsolidierten Scheiben (10), e) Verbinden der gestapelten Scheiben (10) durch einen Fügeschritt.
7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass in Zusammenhang mit Schritt b) die oder jede Faser (14) derart in die oder jede Ausnehmung (13) der entsprechenden Scheibe (10) eingelegt wird, dass in einem inneren Abschnitt (16) ein Verbund aus Trägermaterial und Faser (14) vorliegt, wohingegen in einem äußeren Abschnitt (17) das Trägermaterial ausschließlich vorliegt.
8. Verfahren nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass in Zusammenhang mit Schritt b) eine Ausnehmung (13) in die Scheibe (10) eingebracht wird, deren Tiefe größer als der Durchmesser der Faser (14) ist, derart, dass bei in die Ausnehmung (13) eingelegter Faser (14) Stege (15) aus Trägermaterial über die Faser (14) vorstehen.
9. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass in Zusammenhang mit Schritt c) das Trägermaterial mit der oder jeder darin eingelegten Faser (14) einem superplastischem Umformen unterzogen wird, derart, dass die oder jede Faser (14) allseitig von Trägermaterial umgeben wird.
10. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 6 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass in Zusammenhang mit Schritt d) die Scheiben (10) aus Trägermaterial mit mindestens einer darin eingebetteten Faser (14) übereinander angeordnet werden, insbesondere zu einem Ring bzw. Hohlzylinder gestapelt werden.
1 1. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 6 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass in Zusammenhang mit Schritt d) die Scheiben (10) derart gestapelt werden, dass die Fasern (14) der gestapelten Scheiben (10) in einen äußeren Abschnitt (17), in welchem das Trägermaterial ausschließlich vorliegt, zurfestigkeitsoptimierenden Verzahnung von innerem Abschnitt (16) und äußerem Abschnitt (17) unterschiedlich weit hineinragen.
12. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 6 bis 1 1, dadurch gekennzeichnet, dass in Zusammenhang mit Schritt e) die gestapelten Scheiben (10) durch Diffusionsschweißen zusammengefügt werden.
13. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 6 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Scheiben (10) aus Trägermaterial mit mindestens einer darin eingebetteten Fasern (14) vor der Verbindung derselben mit anderen Scheiben auf Brüche in der oder jeder Faser und/oder auf Risse im Trägermaterial überprüft werden, und dass bei Feststellung eines Risses oder Bruchs die Scheibe verworfen wird.
14. Verwendung eines Verbundwerkstoffs nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, zur Herstellung von rotationssymmetrischen, ringförmigen oder schaufeiförmigen Bauteilen mit integraler Beschaufelung, d.h. von sogenannten Blades Rings (Blings) oder Balded Disks (Blisks).
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