FR3009800A1 - PROCESS FOR MANUFACTURING A WORKPIECE BY WELDING PARTS - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce (1) constituée de plusieurs alliages métalliques de compositions différentes. Ce procédé comprend les étapes suivantes : (a) On fournit plusieurs parties, chaque partie étant réalisée en un de ces alliages de telle sorte que chacune de ces parties est en un alliage distinct, (b) On place ces parties de telle sorte que chacune de ces parties est en contact avec au moins une autre de ces parties. (c) On effectue un soudage de ces parties entre elles au niveau de leurs zones de contact (30) avant l'opération de forgeage final de cette pièce constituée de ces parties soudées entre elles.The invention relates to a method of manufacturing a part (1) made of several metal alloys of different compositions. This process comprises the following steps: (a) providing several parts, each part being made of one of these alloys so that each of these parts is made of a separate alloy, (b) These parts are placed so that each of these parts is in contact with at least one other of these parts. (c) These parts are welded together at their contact areas (30) before the final forging operation of this part consisting of these parts welded together.
Description
La présente invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce constituée de plusieurs alliages métalliques de compositions différentes. Certaines pièces en alliage métallique doivent présenter, à cause de leur utilisation dans des conditions de température et de contraintes 5 élevées, certaines propriétés mécaniques optimales dans une première zone de la pièce, et d'autres propriétés mécaniques optimales dans une deuxième zone de la pièce. Par exemple, dans les disques de réacteur de turbines aéronautiques (moteur d'avion) la zone centrale du disque, c'est-à-dire la zone à 10 proximité de l'alésage) doit idéalement présenter des performances supérieures en fatigue et en traction, tandis que la zone radialement externe du disque doit présenter des performances supérieures en fluage et en résistance à la propagation de fissures. Les alliages existants ne permettent pas de répondre de façon 15 optimale aux spécifications ci-dessus. Des solutions alternatives ont ainsi été développées : Par exemple, le disque est réalisé à partir d'un même alliage, mais la zone centrale subit un forgeage différent de la zone externe. Alternativement, le disque est réalisé à partir d'un même alliage, mais la 20 zone centrale est soumise à un traitement thermique différent du traitement thermique auquel est soumise la zone externe. D'une manière générale, pour une pièce dont une première zone subit un forgeage ou un traitement thermique qui est différent du forgeage ou du traitement thermique qui est subi par une deuxième zone 25 de la pièce, l'inconvénient est que les gammes de fabrication sont complexes à élaborer et à réaliser, et sont donc couteuses. De plus, la pièce restant réalisée à partir du même alliage, la latitude de différentiation des propriétés entre les différentes zones de la pièce est limitée. 30 La présente invention vise à remédier à ces inconvénients. L'invention vise à proposer un procédé qui permette d'obtenir, de la façon la plus simple possible, une pièce avec des propriétés mécaniques différentes dans plusieurs zones de la pièce, et dont les performances mécaniques soient optimisées pour l'utilisation prévue de la pièce. 35 Ce but est atteint grâce au fait que le procédé comprend les étapes suivantes : (a) On fournit plusieurs parties, chaque partie étant réalisée en un desdits alliages de telle sorte que chacune desdites parties est en un alliage distinct, (b) On place lesdites parties de telle sorte que chacune desdites parties 5 est en contact avec au moins une autre desdites parties. (c) On effectue un soudage desdites parties entre elles au niveau de leurs zones de contact avant l'opération de forgeage final de ladite pièce constituée desdites parties soudées entre elles. Grâce à ces dispositions, la pièce obtenue est constituée de parties 10 avec des propriétés mécaniques distinctes et qui sont optimisées pour chacune des parties de cette pièce en fonction des sollicitations auxquelles chacune de ces parties est soumise en service. De plus, le forgeage final de la pièce ayant lieu après la solidarisation des parties la constituant, les contraintes après forgeage dans la pièce aux interfaces entre deux parties 15 quelconques sont minimisées. Avantageusement, après l'étape (c), on effectue les étapes suivantes : (d) On effectue le forgeage final de ladite pièce, (e) On effectue, après l'étape (d), un traitement thermique de ladite 20 pièce qui comprend une mise en solution à une température de mise en solution TM suivie d'une trempe à température ambiante TA puis d'un revenu à une température de revenu TR inférieure à TM. L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un mode de réalisation 25 représenté à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique du procédé selon l'invention, - la figure 2 est une vue schématique d'une variante de réalisation du procédé selon l'invention, 30 la figure 3 est une vue schématique du procédé selon l'invention dans le cas de la réalisation d'un disque avec un premier alliage et un deuxième alliage, les alliages étant initialement sous forme de poudre, la figure 4 est une vue schématique du procédé selon l'invention 35 dans le cas de la réalisation d'un disque avec un premier alliage et un deuxième alliage, les alliages étant initialement sous forme solide, - la figure 5 est une vue schématique du procédé selon l'invention dans un cas de réalisation d'un anneau avec un premier alliage et un deuxième alliage, les alliages étant initialement sous forme solide, - la figure 6 est une vue schématique du procédé selon l'invention dans un autre cas de réalisation d'un anneau avec un premier alliage et un deuxième alliage, les alliages étant initialement sous forme solide. La figure 1 illustre les étapes du procédé selon l'invention. Le procédé est illustré dans le cas où la pièce est constituée de deux alliages distincts (alliages de composition différente, c'est-à-dire ne comprenant pas exactement les mêmes éléments chimiques, ou comprenant les mêmes éléments chimiques mais dans des proportions différentes d'un alliage à l'autre). Dans le cas général, le procédé s'applique également au cas d'une pièce constituée de plus de deux alliages. Chaque alliage est alors en contact avec au moins un autre des alliages.The present invention relates to a method for manufacturing a part made of several metal alloys of different compositions. Some metal alloy parts must have, because of their use in high temperature and stress conditions, certain optimum mechanical properties in a first zone of the workpiece, and other optimum mechanical properties in a second zone of the workpiece. . For example, in aeronautical turbine engine discs (aircraft engine) the central area of the disc, i.e., the area near the bore), should ideally exhibit superior fatigue and fatigue performance. traction, while the radially outer area of the disc must have superior creep and crack propagation performance. Existing alloys do not provide an optimal response to the above specifications. Alternative solutions have been developed: For example, the disk is made from the same alloy, but the central zone undergoes a forging different from the outer zone. Alternatively, the disc is made from the same alloy, but the central zone is subjected to a heat treatment different from the heat treatment to which the external zone is subjected. In general, for a part of which a first zone undergoes a forging or a heat treatment which is different from the forging or the heat treatment which is undergone by a second zone 25 of the part, the disadvantage is that the production lines are complex to develop and implement, and are therefore expensive. In addition, the remaining part made from the same alloy, the latitude of differentiation of properties between the different areas of the room is limited. The present invention aims to overcome these disadvantages. The aim of the invention is to propose a method which makes it possible to obtain, in the simplest way possible, a part with different mechanical properties in several zones of the part, and whose mechanical performances are optimized for the intended use of the room. This object is achieved by the fact that the method comprises the following steps: (a) providing a plurality of parts, each portion being made of one of said alloys such that each of said parts is of a separate alloy, (b) said parts such that each of said parts 5 is in contact with at least one other of said parts. (c) welding said parts together at their contact areas before the final forging operation of said part consisting of said welded parts together. Thanks to these arrangements, the part obtained consists of parts with different mechanical properties and which are optimized for each of the parts of this part according to the stresses to which each of these parts is subjected in service. In addition, the final forging of the part taking place after the joining of the parts constituting it, the stresses after forging in the part at the interfaces between any two parts are minimized. Advantageously, after step (c), the following steps are carried out: (d) the final forging of said part is carried out; (e) after step (d), a heat treatment of said part is carried out; comprises a dissolution at a solution dissolution temperature TM followed by quenching at ambient temperature TA and then an income at a tempering temperature TR less than TM. The invention will be better understood and its advantages will appear better on reading the detailed description which follows, of an embodiment shown by way of non-limiting example. The description refers to the accompanying drawings in which: - Figure 1 is a schematic view of the process according to the invention; - Figure 2 is a schematic view of an alternative embodiment of the method according to the invention, Figure 3 is a schematic view of the process according to the invention in the case of producing a disc with a first alloy and a second alloy, the alloys being initially in powder form, FIG. 4 is a schematic view of the process according to the invention. In the case of producing a disc with a first alloy and a second alloy, the alloys initially being in solid form, - Figure 5 is a schematic view of the method according to the invention in a case of embodiment of a ring with a first alloy and a second alloy, the alloys being initially in solid form, - Figure 6 is a schematic view of the method according to the invention in another embodiment of a ring with a first alloy and a second alloy, the alloys being initially in solid form. Figure 1 illustrates the steps of the method according to the invention. The process is illustrated in the case where the part consists of two different alloys (alloys of different composition, that is to say not comprising exactly the same chemical elements, or comprising the same chemical elements but in different proportions of 'one alloy to another). In the general case, the method also applies to the case of a part consisting of more than two alloys. Each alloy is then in contact with at least one other alloy.
Dans le cas d'une pièce constituée de plus de deux alliages, la pièce 1 est constituée de plusieurs parties, chaque partie est constituée d'un seul des alliages, et pour chaque couple possible de deux parties, l'alliage constituant une des parties de ce couple est distinct de l'alliage constituant l'autre des parties de ce couple.In the case of a piece made up of more than two alloys, the piece 1 consists of several parts, each part consists of only one of the alloys, and for each possible pair of two parts, the alloy constituting one of the parts of this pair is distinct from the alloy constituting the other part of this pair.
On fournit un premier alliage et un deuxième alliage (étape (a)). On place une première partie 10 constituée du premier alliage et une deuxième partie 20 constituée du deuxième alliage (ces deux parties constituant la pièce 1) en contact de telle sorte qu'il existe une zone de contact 30 entre ces deux parties (étape (b)).A first alloy and a second alloy are provided (step (a)). A first portion 10 made of the first alloy is placed and a second portion 20 made of the second alloy (these two parts constituting the part 1) in contact so that there is a contact zone 30 between these two parts (step (b )).
Une ou plusieurs de ces parties peut par exemple avoir été élaborée par usinage. A ce stade, une ou plusieurs des deux parties peut avoir subi une opération de forgeage (qui inclut le laminage, l'extrusion, le filage) destinée à lui donner une forme intermédiaire avant sa forme finale (qui 35 sera sa forme au sein de la pièce constituée de ces parties).One or more of these parts may for example have been developed by machining. At this stage, one or more of the two parts may have undergone a forging operation (which includes rolling, extruding, spinning) to give it an intermediate shape before its final form (which will be its shape within the room made up of these parts).
Avantageusement, avant l'étape (c), aucune des deux parties n'a encore subi d'opération de forgeage. Ainsi, toutes les opérations de forgeage de la pièce ayant lieu après la solidarisation (par soudage) des parties la constituant, les contraintes 5 après forgeages dans la pièce aux interfaces entre deux parties quelconques sont davantage minimisées. Le cas échéant, toutes les opérations de forgeage que la pièce subit après l'étape (c) peuvent n'être que la seule opération de forgeage final. On effectue ensuite un soudage de la première partie 10 avec la 10 deuxième partie 20 par jonction du premier alliage avec le deuxième alliage au niveau de la zone de contact 30 de telle sorte que ces deux alliages sont soudés sur l'étendue de cette zone de contact 30 (étape (c)) de façon à former une pièce 1. Par exemple ce soudage est un soudage par diffusion. 15 Le soudage par diffusion entre ces deux parties s'effectue par exemple en plaçant la première partie 10 et la deuxième partie 20 dans une enceinte 40 et en effectuant une compression isostatique à chaud de ces deux parties, comme illustré en figure 1. Alternativement, le soudage est un soudage par friction. Dans ce cas 20 la première partie et la deuxième partie sont mises en mouvement relatif l'une par rapport à l'autre et sont rapprochées jusqu'à être en contact au niveau d'une zone de contact 30. La chaleur résultant du frottement des deux parties au niveau de cette zone de contact 30 entraine une fusion du premier alliage et du deuxième alliage sur cette zone de contact 30, ce qui 25 solidarise la première partie et la deuxième partie après refroidissement. Alternativement, le soudage est un soudage par étincelage. Dans ce cas une différence de potentiel électrique est créée entre la première partie et la deuxième partie puis celles-ci sont rapprochées jusqu'à être en contact au niveau d'une zone de contact 30. La chaleur résultant des 30 étincelles électriques qui se créent entre les deux parties au niveau de cette zone de contact 30 entraine une fusion du premier alliage et du deuxième alliage sur cette zone de contact 30, ce qui solidarise la première partie et la deuxième partie après refroidissement. Le procédé selon l'invention autorise une grande variété de 35 propriétés au sein de la pièce 1 entre la première partie 10 et la deuxième partie 20 (ou plus généralement, dans le cas où la pièce 1 est constituée de plus de deux parties, d'une partie à l'autre). Le procédé selon l'invention autorise également un positionnement varié et aisé de la frontière (interface) entre la première partie 10 et la deuxième partie 20 (ou plus généralement, dans le cas où la pièce 1 est constituée de plus de deux parties, des frontières entre deux parties quelconques). En variante du procédé tel que décrit ci-dessus, on effectue, après l'étape (c), le forgeage final de la pièce 1 constituée de la première partie 10 et de la deuxième partie 20 (étape (d)), puis un traitement thermique de cette pièce 1 (étape (e)). Par exemple ce forgeage est isotherme. Ces étapes sont illustrées en figure 2. Ce forgeage final est le forgeage qui met la pièce 1 sous la forme la plus proche de sa forme finale. Après ce forgeage final, la pièce 1 ne subit 15 plus de forgeage, mais peut subir un usinage pour lui donner sa forme finale. Entre les étapes (c) et (d), la pièce 1 peut éventuellement subir un ou plusieurs forgeages intermédiaires. Ce traitement thermique comprend une mise en solution à une 20 température de mise en solution TM suivie d'une trempe jusqu'à température ambiante TA, cette trempe étant suivie d'un revenu à une température de revenu TR. Ce forgeage final permet de mettre en forme la pièce 1 et ce traitement thermique permet d'optimiser la structure des alliages de la 25 pièce 1 afin d'optimiser ses propriétés mécaniques. Avantageusement, le premier alliage et le deuxième alliage sont chacun aptes à être durcis par précipitation d'une phase durcissante et en ce que la température de mise en solution TM est supérieure à la température de solvus 02 de la phase durcissante du deuxième alliage et 30 est inférieure à la température de solvus 01 de la phase durcissante du premier alliage. Ainsi, on a 02 < Tm < 01. Par exemple, la phase durcissante du premier alliage est la même que la phase durcissante du deuxième alliage. 35 C'est le cas si le premier alliage et le deuxième alliage sont constitués des mêmes éléments, mais dans des proportions différentes. Un ou plusieurs de ces éléments constitue la phase durcissante de chacun de ces alliages. Ainsi la phase durcissante sera de même nature mais dans des proportions différentes et/ou avec des caractéristiques différentes entre le premier alliage et le deuxième alliage. L'une de ces caractéristiques différenciatrices sera par exemple la température de solvus. Alternativement, la phase durcissante du premier alliage est différente de la phase durcissante du deuxième alliage. Puisque la température de mise en solution TM est supérieure à la température de solvus 02 de la phase durcissante du deuxième alliage, le 10 deuxième alliage présente, à l'issue de cette mise en solution, une structure avec des grains plus gros que dans le cas où TM < 02. Une telle structure augmente les performances en fluage du deuxième alliage (par rapport à une structure à grains plus fins). Puisque la température de mise en solution TM est inférieure à la 15 température de solvus ei de la phase durcissante du premier alliage, le premier alliage présente, à l'issue de cette mise en solution, une structure avec des grains plus petits que dans le cas où TM > 91. Une telle structure augmente les performances en traction et en fatigue (par rapport à une structure à grains plus gros). 20 Dans le cas particulier où le premier alliage et le deuxième alliage sont constitués des mêmes éléments, mais dans des proportions différentes, alors la phase durcissante du premier alliage 10 est identique à la phase durcissante du deuxième alliage, et on a 92 < 81. Le premier alliage présente alors des grains plus petits que les grains du deuxième 25 alliage. D'une manière générale, lorsque la pièce 1 est constituée de plus de deux parties, chacune des parties étant constituée d'un alliage distinct de l'alliage de n'importe laquelle des autres parties, chaque alliage est apte à être durci par précipitation d'une phase durcissante, et la température de 30 mise en solution TM est supérieure à la température de solvus ei de la phase durcissante d'au moins un de ces alliages et la température de mise en solution TM est inférieure à la température de solvus 93 de la phase durcissante d'au moins un autre de ces alliages. La phase durcissante n'est pas nécessairement la même d'un alliage 35 à l'autre.Advantageously, before step (c), neither of the two parts has yet undergone forging operation. Thus, all forging operations of the part taking place after the joining (welding) of the parts constituting it, the stresses after forgings in the part at the interfaces between any two parts are further minimized. If necessary, all the forging operations that the part undergoes after step (c) may be only the final forging operation. The first part 10 is then welded with the second part 20 by joining the first alloy with the second alloy at the contact zone 30 so that these two alloys are welded over the extent of this zone. contact 30 (step (c)) so as to form a part 1. For example this welding is diffusion welding. Diffusion welding between these two parts is effected for example by placing the first part 10 and the second part 20 in an enclosure 40 and performing a hot isostatic pressing of these two parts, as illustrated in FIG. welding is friction welding. In this case the first part and the second part are moved in relative relation to each other and are brought together until they come into contact at a contact zone 30. The heat resulting from the friction of the two parts at this contact zone 30 causes a melting of the first alloy and the second alloy on this contact zone 30, which secures the first part and the second part after cooling. Alternatively, the welding is a flash welding. In this case, an electrical potential difference is created between the first part and the second part, then these are brought together until they come into contact at a contact zone 30. The heat resulting from the electric sparks which are created between the two parts at this contact zone 30 causes a melting of the first alloy and the second alloy on this contact zone 30, which secures the first part and the second part after cooling. The method according to the invention allows a wide variety of properties within the part 1 between the first part 10 and the second part 20 (or more generally, in the case where the part 1 consists of more than two parts, 'one part to the other). The method according to the invention also allows a varied and easy positioning of the boundary (interface) between the first part 10 and the second part 20 (or more generally, in the case where the part 1 consists of more than two parts, boundaries between any two parts). As a variant of the method as described above, after step (c), the final forging of the part 1 consisting of the first part 10 and the second part 20 (step (d)), then a heat treatment of this piece 1 (step (e)). For example, this forging is isothermal. These stages are illustrated in FIG. 2. This final forging is the forging which places the piece 1 in the form closest to its final form. After this final forging, the piece 1 is no longer forging, but can be machined to give it its final shape. Between steps (c) and (d), the piece 1 may possibly undergo one or more intermediate forgings. This heat treatment comprises dissolving at a solution dissolution temperature TM followed by quenching to ambient temperature TA, this quenching being followed by tempering at a tempering temperature TR. This final forging makes it possible to shape the part 1 and this heat treatment makes it possible to optimize the structure of the alloys of the part 1 in order to optimize its mechanical properties. Advantageously, the first alloy and the second alloy are each able to be hardened by precipitation of a hardening phase and in that the solution temperature TM is greater than the solvus temperature 02 of the hardening phase of the second alloy and is lower than the solvus temperature 01 of the hardening phase of the first alloy. Thus, there is 02 <Tm <01. For example, the hardening phase of the first alloy is the same as the hardening phase of the second alloy. This is the case if the first alloy and the second alloy consist of the same elements, but in different proportions. One or more of these elements constitutes the hardening phase of each of these alloys. Thus the hardening phase will be of the same nature but in different proportions and / or with different characteristics between the first alloy and the second alloy. One of these differentiating characteristics will be for example the solvus temperature. Alternatively, the hardening phase of the first alloy is different from the hardening phase of the second alloy. Since the solution temperature TM is greater than the solvus temperature 02 of the hardening phase of the second alloy, the second alloy exhibits, after this dissolution, a structure with larger grains than in the second phase. where TM <02. Such a structure increases the creep performance of the second alloy (compared to a finer grain structure). Since the solution temperature TM is lower than the solvus temperature ei of the hardening phase of the first alloy, the first alloy has, after this dissolution, a structure with grains smaller than in the where TM> 91. Such a structure increases the performance in traction and fatigue (compared to a larger grain structure). In the particular case where the first alloy and the second alloy consist of the same elements, but in different proportions, then the hardening phase of the first alloy 10 is identical to the hardening phase of the second alloy, and 92 <81. The first alloy then has grains smaller than the grains of the second alloy. Generally speaking, when the part 1 consists of more than two parts, each part being made of an alloy that is distinct from the alloy of any of the other parts, each alloy is capable of being hardened by precipitation. of a hardening phase, and the solution temperature TM is greater than the solvus temperature ei of the hardening phase of at least one of these alloys and the solution solution temperature TM is less than the solvus temperature 93 of the hardening phase of at least one other of these alloys. The hardening phase is not necessarily the same from one alloy to another.
Avantageusement, à l'étape (a), chacune desdites parties est initialement sous forme de poudre. La perte de matière durant la fabrication de la pièce est ainsi minimisée.Advantageously, in step (a), each of said parts is initially in powder form. The loss of material during the manufacture of the part is thus minimized.
Dans ce cas, les parties ne subissent pas de forgeage avant leur soudage (ou leurs soudages) entre elles (étape (c)), et la seule opération de forgeage que subit la pièce (constituée des différentes parties soudées entre elles) est le forgeage final. Par exemple, à l'étape (c), le soudage est un soudage par diffusion.In this case, the parts are not forged before welding (or welding) them (step (c)), and the only forging operation that undergoes the part (consisting of different parts welded together) is forging final. For example, in step (c), the welding is a diffusion bonding.
A titre d'exemple, le procédé est décrit ci-dessous dans le cas d'une pièce cylindrique, par exemple un disque, en référence à la figure 3. A l'étape (a), on remplit un récipient annulaire 25 avec de la poudre du deuxième alliage. Puis on effectue une densification de cette poudre afin de souder les grains de poudre entre eux et d'obtenir un bloc monolithique qui constitue ainsi la deuxième partie 20. La deuxième partie forme ainsi un cylindre annulaire dont l'axe longitudinal est un axe A. Puis on place la deuxième partie 20 dans un récipient cylindrique 15 et on remplit l'espace cylindrique situé au centre de la deuxième partie 20 par de la poudre du premier alliage. Ainsi, la poudre du premier alliage est 20 entourée radialement (par rapport à l'axe longitudinal A) par la deuxième partie 20, et forme un cylindre s'étendant selon l'axe longitudinal A et qui constitue la première partie 10. La surface radialement interne de la deuxième partie 20 et la surface radialement externe de la première partie 10 sont ainsi en contact et leur interface constitue la zone de contact 30 (étape (b)). Puis on effectue une compression isostatique à chaud de la deuxième partie 20 et de la poudre du premier alliage de telle sorte que les grains de poudre du premier alliage se soudent entre eux pour former la première partie 10, et de telle sorte qu'il s'effectue un soudage diffusion entre les grains de poudre du premier alliage et les grains de poudre du deuxième alliage (qui avaient été compactés entre eux (étape (b)) et formaient donc déjà un bloc monolithique) au niveau de la zone de contact 30 afin d'obtenir un bloc monolithique qui constitue la pièce 1 (étape (c)).By way of example, the method is described below in the case of a cylindrical part, for example a disc, with reference to FIG. 3. In step (a), an annular container 25 is filled with the powder of the second alloy. Then densification of this powder is carried out in order to weld the powder grains together and to obtain a monolithic block which thus constitutes the second part 20. The second part thus forms an annular cylinder whose longitudinal axis is an axis A. Then the second part 20 is placed in a cylindrical container 15 and the cylindrical space located in the center of the second part 20 is filled with powder of the first alloy. Thus, the powder of the first alloy is surrounded radially (with respect to the longitudinal axis A) by the second portion 20, and forms a cylinder extending along the longitudinal axis A and which constitutes the first portion 10. The surface radially inner portion of the second portion 20 and the radially outer surface of the first portion 10 are thus in contact and their interface constitutes the contact zone 30 (step (b)). Then is carried out hot isostatic compression of the second portion 20 and the powder of the first alloy so that the powder grains of the first alloy are welded together to form the first portion 10, and so that it performs a diffusion bonding between the powder grains of the first alloy and the powder grains of the second alloy (which had been compacted together (step (b)) and therefore formed a monolithic block) at the contact zone 30 to obtain a monolithic block which constitutes the piece 1 (step (c)).
Optionnellement, on effectue ensuite un filage de la pièce 1 (par passage dans une filière) afin de produire une barre au diamètre désiré, puis un écroutage et une découpe de cette barre perpendiculairement à l'axe longitudinal A de façon à former des lopins, chaque lôpin étant ensuite apte à être forgé. Alternativement, à l'étape (a), chacune desdites parties est sous forme solide. Par exemple, à l'étape (c), le soudage est choisi dans le groupe constitué du soudage par diffusion, du soudage par friction, du soudage par étincelage. A titre d'exemple, le procédé est décrit ci-dessous dans le cas d'une pièce cylindrique, par exemple un disque, en référence à la figure 4. A l'étape (a), on fournit un élément cylindrique réalisé en deuxième alliage et qui s'étend selon un axe longitudinal A. On usine dans cet élément un alésage cylindrique de diamètre D centré sur l'axe longitudinal A de façon à forme un élément annulaire cylindrique dont l'axe longitudinal est l'axe A. Cet élément constitue la deuxième partie 20. Puis on insère dans cet alésage de la deuxième partie 20 un cylindre de diamètre D et de même hauteur que cet élément annulaire cylindrique, et qui constitue la première partie 10. La surface radialement interne de la deuxième partie 20 et la surface radialement externe de la première partie 10 sont ainsi en contact et leur interface constitue la zone de contact 30 (étape (b)). Puis on effectue une compression isostatique à chaud de la deuxième partie 20 et de la première partie 10, de telle sorte qu'il s'effectue un soudage diffusion entre le premier alliage et le deuxième alliage au niveau de la zone de contact 30 afin d'obtenir un bloc monolithique qui constitue la pièce 1 (étape (c)). Optionnellement, on effectue ensuite un filage de la pièce 1 (par passage dans une filière) afin de produire une barre au diamètre désiré, puis un écroutage et une découpe de cette barre perpendiculairement à l'axe longitudinal A de façon à former des lopins, chaque lopin étant ensuite apte à être forgé. Dans tous les modes d'obtention de la pièce 1 selon l'invention et qui-sont décrits ci-dessus en référence aux figures 3 et 4, on obtient ainsi un disque (ou un cylindre) avec une zone centrale constituée du premier 35 alliage, et une zone radialement externe constituée du deuxième alliàge.Optionally, the part 1 is then spinned (by passing through a die) in order to produce a bar of the desired diameter, then a peeling and cutting of this bar perpendicular to the longitudinal axis A so as to form slugs, each loch is then fit to be forged. Alternatively, in step (a), each of said parts is in solid form. For example, in step (c), the welding is selected from the group consisting of diffusion bonding, friction welding, spark welding. By way of example, the method is described below in the case of a cylindrical part, for example a disc, with reference to FIG. 4. In step (a), a cylindrical element made in second position is provided. alloy and which extends along a longitudinal axis A. is machined in this element a cylindrical bore of diameter D centered on the longitudinal axis A so as to form a cylindrical annular element whose longitudinal axis is the axis A. This element is the second part 20. Then is inserted into this bore of the second portion 20 a cylinder of diameter D and of the same height as this cylindrical annular element, and which constitutes the first portion 10. The radially inner surface of the second portion 20 and the radially outer surface of the first part 10 are thus in contact and their interface constitutes the contact zone 30 (step (b)). Then is carried out hot isostatic compression of the second portion 20 and the first portion 10, so that it performs a diffusion bonding between the first alloy and the second alloy at the contact zone 30 so that obtain a monolithic block which constitutes part 1 (step (c)). Optionally, the part 1 is then spinned (by passing through a die) in order to produce a bar of the desired diameter, then a peeling and cutting of this bar perpendicular to the longitudinal axis A so as to form slugs, each piece being then fit to be forged. In all the modes of obtaining the part 1 according to the invention and which are described above with reference to FIGS. 3 and 4, a disk (or a cylinder) with a central zone made of the first alloy is thus obtained. , and a radially outer zone consisting of the second alloy.
Optionnellement, un tel disque peut ensuite subir un perçage en la partie centrale de sa zone centrale afin d'obtenir un anneau. Alternativement, comme représenté en figure 5, un anneau constitué du premier alliage et du deuxième alliage est obtenu comme suit : A l'étape (a), on fournit un élément cylindrique réalisé en deuxième alliage et qui s'étend selon un axe longitudinal A. On usine dans cet élément un alésage cylindrique de diamètre Dl centré sur l'axe longitudinal A de façon à former un élément annulaire cylindrique dont l'axe longitudinal est l'axe A. Cet élément constitue la deuxième partie 20.Optionally, such a disk can then be pierced in the central part of its central zone to obtain a ring. Alternatively, as represented in FIG. 5, a ring made of the first alloy and the second alloy is obtained as follows: In step (a), a cylindrical element made of second alloy is provided which extends along a longitudinal axis A A cylindrical bore of diameter D1 centered on the longitudinal axis A is machined in this element so as to form a cylindrical annular element whose longitudinal axis is the axis A. This element constitutes the second part 20.
Puis on insère dans cet alésage de la deuxième partie 20 un élément annulaire cylindrique de diamètre extérieur Dl et de diamètre intérieur D2 strictement inférieur à D1 et qui constitue la première partie 10. La surface radialement interne de la deuxième partie 20 et la surface radialement externe de la première partie 10 sont ainsi en contact et leur interface constitue la zone de contact 30 (étape (b)). Puis on effectue une compression isostatique à chaud de la deuxième partie 20 et de la première partie 10, de telle sorte qu'il s'effectue un soudage diffusion entre le premier alliage et le deuxième alliage au niveau de la zone de contact 30 afin d'obtenir un bloc monolithique qui constitue la pièce 1 (étape (c)). Alternativement, à l'étape (a), la première partie 10 est un premier disque et la deuxième partie 20 est un deuxième disque dont le diamètre est le même que celui du premier disque. A l'étape (b), on place le premier disque et le deuxième disque l'un sur l'autre de façon coaxiale de telle sorte qu'ils forment un disque de même diamètre et dont l'épaisseur est la somme de l'épaisseur du premier disque et du deuxième disque, une face du premier disque épousant ainsi une face du deuxième disque et formant la zone de contact. A l'étape (c), on assemble la première partie 10 et la deuxième partie 20, par exemple par compression isostatique à chaud de telle sorte qu'il se produise un soudage diffusion entre la première partie 10 et la deuxième partie 20 au niveau de la zone de contact. Alternativement, comme représenté en figure 6, à l'étape (a), la première partie 10 est un premier anneau et la deuxième partie 20 est un 35 deuxième anneau. A l'étape (b), on place le premier anneau et le deuxième anneau l'un sur l'autre de façon coaxiale selon un axe longitudinal A de telle sorte qu'une face latérale plane du premier anneau est en contact avec une face latérale plane du deuxième anneau et forme la zone de contact 30. A l'étape (c), on assemble la première partie 10 et la deuxième partie 20, par exemple par compression isostatique à chaud 5 de telle sorte qu'il se produise un soudage diffusion entre la première partie 10 et la deuxième partie 20 au niveau de la zone de contact 30. Par exemple le diamètre intérieur et le diamètre extérieur du deuxième anneau sont respectivement les mêmes que le diamètre intérieur et le diamètre extérieur du premier anneau (figure 6).Then inserted in this bore of the second portion 20 a cylindrical annular element of outer diameter D1 and inner diameter D2 strictly less than D1 and which constitutes the first portion 10. The radially inner surface of the second portion 20 and the radially outer surface of the first part 10 are thus in contact and their interface constitutes the contact zone 30 (step (b)). Then is carried out hot isostatic compression of the second portion 20 and the first portion 10, so that it performs a diffusion bonding between the first alloy and the second alloy at the contact zone 30 so that obtain a monolithic block which constitutes part 1 (step (c)). Alternatively, in step (a), the first part 10 is a first disc and the second part 20 is a second disc whose diameter is the same as that of the first disc. In step (b), the first disk and the second disk are coaxially placed on each other so that they form a disk of the same diameter and whose thickness is the sum of the thickness of the first disk and the second disk, a face of the first disk thus marrying a face of the second disk and forming the contact zone. In step (c), the first part 10 and the second part 20 are assembled, for example by hot isostatic pressing, so that diffusion welding occurs between the first part 10 and the second part 20 at the same time. of the contact area. Alternatively, as shown in FIG. 6, in step (a), the first portion 10 is a first ring and the second portion 20 is a second ring. In step (b), the first ring and the second ring are placed one on the other coaxially along a longitudinal axis A so that a flat lateral face of the first ring is in contact with a face lateral plane of the second ring and forms the contact zone 30. In step (c), the first portion 10 and the second portion 20 are assembled, for example by hot isostatic pressing 5 so that a diffusion welding between the first portion 10 and the second portion 20 at the contact zone 30. For example, the inside diameter and the outside diameter of the second ring are respectively the same as the inside diameter and the outside diameter of the first ring (FIG. 6).
10 Dans le cas général, en fonction de la géométrie de la pièce finale, la première partie 10 et la deuxième partie 20 peuvent présenter des géométries différentes. Dans le cas général, la pièce finale est constituée de plus de deux parties, par exemple elle est constituée de trois anneaux coaxiaux 15 superposés, ou de trois cylindres coaxiaux superposés.In the general case, depending on the geometry of the final part, the first part 10 and the second part 20 may have different geometries. In the general case, the final piece consists of more than two parts, for example it consists of three superimposed coaxial rings, or three superimposed coaxial cylinders.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017123524A1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-07-20 | General Electric Company | Methods for mounting a turbine subcomponent to a turbine component |
| CN115070044A (en) * | 2021-03-10 | 2022-09-20 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | GH4169 and TA19 same-material and different-material multistage rotor assembly and preparation method thereof |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4479293A (en) * | 1981-11-27 | 1984-10-30 | United Technologies Corporation | Process for fabricating integrally bladed bimetallic rotors |
| US4825522A (en) * | 1987-08-12 | 1989-05-02 | Director General Of The Agency Of Industrial Science And Technology | Method of making heat resistant heavy-duty components of a turbine by superplasticity forging wherein different alloys are junctioned |
| US5106012A (en) * | 1989-07-10 | 1992-04-21 | Wyman-Gordon Company | Dual-alloy disk system |
| US20060075624A1 (en) * | 2004-10-08 | 2006-04-13 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method of manufacturing a rotating apparatus disk |
| EP2520395A2 (en) * | 2011-05-04 | 2012-11-07 | General Electric Company | Components and processes of producing components with regions having different grain structures |
-
2013
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4479293A (en) * | 1981-11-27 | 1984-10-30 | United Technologies Corporation | Process for fabricating integrally bladed bimetallic rotors |
| US4825522A (en) * | 1987-08-12 | 1989-05-02 | Director General Of The Agency Of Industrial Science And Technology | Method of making heat resistant heavy-duty components of a turbine by superplasticity forging wherein different alloys are junctioned |
| US5106012A (en) * | 1989-07-10 | 1992-04-21 | Wyman-Gordon Company | Dual-alloy disk system |
| US20060075624A1 (en) * | 2004-10-08 | 2006-04-13 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method of manufacturing a rotating apparatus disk |
| EP2520395A2 (en) * | 2011-05-04 | 2012-11-07 | General Electric Company | Components and processes of producing components with regions having different grain structures |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017123524A1 (en) * | 2016-01-11 | 2017-07-20 | General Electric Company | Methods for mounting a turbine subcomponent to a turbine component |
| CN115070044A (en) * | 2021-03-10 | 2022-09-20 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | GH4169 and TA19 same-material and different-material multistage rotor assembly and preparation method thereof |
| CN115070044B (en) * | 2021-03-10 | 2024-04-19 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | GH4169 and TA19 homogeneous and heterogeneous material multistage rotor assembly and preparation method thereof |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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