IT9021579A1 - Disco di turbina a doppia lega. - Google Patents
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Description
DESCRIZIONE dell’invenzione industriale
Questa invenzione riguarda in generale dischi del tipo usato in turbomotori a gas e, più particolarmente, dischi in lega duplice per turbomotore a gas. Tali dischi sono fatti di due separate porzioni, ciascuna porzione essendo di lega differente. Le porzioni sono quindi unite
integrale.
In turbomotori a gas, dischi che sostegnono palette di turbina ruotano ad alte velocità in un ambiente ad alta temperatura. Questi dischi di turbina incontrano differenti condizioni operative radialmente dalla zone centrale o di mozzo alla zona esterna o di orlo. Le palette di turbina sono esposte a gas di combusione ad alta temperatura che fanno ruotare la turbina. Le palette turbina trasferiscono calore alla zona esterna del disco. Come risultato, queste temperature sono più alte di quelle della zona di mozzo o di foro. Le condizioni di sollecitazione variano pure radialmente attraverso il disco.
Fino a recentemente, è stato possibile progettare dischi in lega singola capaci di soddisfare condizioni variabili di sollecitazione e di temperatura attraverso il disco. Tuttavia, la necessità in moderne turbine a gas di maggiori rendimenti di motore e di maggiori prestazioni del motore detta ora più alte temperature di funzionamento del motore. Come risultato, i dischi di turbina in questi motori avanzati sono esposti a temperature maggiori che nei motori precedenti, piazzando maggiori esigenze sulle leghe usate in applicazioni di dischi. Le temperature della porzione esterna o di orlo possono raggiungere 815°C (1500°F), mentre le temperature nella porzione interna o di mozzo saranno tipicamente minori, per esempio dell’ordine di 538°C (1000°F).
In aggiunta a questo gradiente radiale di temperatura, c'è anche un gradiente di sollecitazione, dove le sollecitazioni più alte capitano nella regione di mozzo a temperatura minore, mentre le sollecitazioni più basse capitano nella regione di orlo a temperatura maggiore di un tipico disco. Queste differenze di condizoni operative radialmente attraverso un disco portano a differenti esigenze di proprietà meccaniche nelle differenti regioni del disco, dove la zona di orlo è sottoposta a severe condizioni di scorrimento e di crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento e la regione di mozzo è sottoposta a severe condizioni di fatica e di alte sollecitazioni. Allo scopo di ottenere le massime condizioni operative in termini di rendimento e prestazioni in un avanzato motore a turbina, è desiderabile utilizzare leghe per dischi aventi eccellenti resistenza alla crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento e resistenza allo scorrimento ad alta temperatura nella zona di orlo, pur avendo alta resistenza alla trazione e alta resistenza ad incrinature da fatica a temperature moderate nella zona di mozzo.
Sono state tentate parecchie soluzioni per ottenere un disco capace di soddisfare alle esigenze richieste di proprietà meccaniche incontrate in un disco di turbina in un motore a turbina avanzato a temperature fino a circa 8I5°C (1500°F). Una soluzione per soddisfare queste maggiori temperature di funzionamento richieste in questi avanzati motori più efficienti e più potenti è di aumentare il peso del disco fatto di una lega avente sufficiente stabilità ad alta temperatura allo scopo di ridurre i le veli i di sollecitazioni. Questa soluzione è insoddisfacente per aerei a causa dell’indesiderabile aumento di peso del sistema che cancella i pregi di maggior potenza e rendimento.
Un'altra soluzione è stata di fare un disco di lega singola, le cui differenti parti hanno proprietà differenti. Il brevetto USA No 4.608.094 concesso il 26 Agosto 1986, sottolinea un metodo per produrre tale disco di turbina. Il disco è fatto in una singola lega che è stata lavorata differentemente in differenti regioni per produrre differenti proprietà meccaniche. Tuttavia, tale disco è necessariamente sottoposto alle limitazioni dela singola lega impiegata. Alternativamente, un disco di lega singola può avere differenti porzioni sottoposte a trattamento termico a differenti temperature, o alle medesime temperature per tempi differenti, come descritto nel brevetto USA No 4.820.358. Tale trattamento termico differenziale produce un disco avente differenti proprietà meccaniche in differenti zone. Tuttavia, il disco è ancora soggetto alle limitazioni precedentemente citate della singola lega usata.
Il brevetto USA No. 3.940.268 concesso il 24 Febbraio 1976, fornisce complessi di dischi e palette di turbine. Questo brevetto descrive un disco di materiale metallico polverizzato collegato ad una pluralità di componenti a profilo aerodinamico diretti radialmente all'esterno posizionati in uno stampo e uniti metallurgicamente durante formazione per pressatura isostatica a caldo (HIP) dell’elemento di disco. Benché delle palette possono essere unite ad un disco di materiale differente mediante il metodo esposto nel brevetto 3.940.268, strutture ibride o composte di rotore di turbina formate mediante tale metodo possono mancare di precisione e di controllo dimensionale tra adiacenti componenti a profilo aerodinamico. Tale controllo è richiesto per mantenere il desiderato flusso di gas attraverso passaggi adiacenti dei componenti a profilo aerodinamico collegati al disco. Il brevetto No 3.940.268 non fornisce però mezzi per unire zone separate di un disco.
Un'altra soluzione è di usare un disco a duplice lega nel quale di impiegano leghe differenti in zone differenti del disco, a seconda delle proprietà desiderate. Il disco ha una regione di giunzione in cui le leghe differenti sono unite assieme a formare un oggetto integrale. Sono stati suggeriti o valutati svariati metodi per fabbricare dischi in lega duplice. Le tecniche di fabbricazione prima d’ora precedentemente conosciute per dischi in lega duplice sono state limitate a causa di problemi speciali collegati alla configurazione, al costo o alla composizione di lega. Come qui impiegato, il termine giunzione indica una giunzione metallurgica nella quale gli elementi riuniti sono tenuti assieme mediante fusione dei loro metalli o di un terzo metallo, come nel caso di una brasatura per diffusione o di una saldatura per diffusione, al contrario di un giunzione meccanica nella quale gli elementi riuniti sono tenuti in contatto mediante mezzi meccanici, come bulloni o chiodi. La giunzione e la regione di metallo alterato adiacente alla medesima sono chiamati regione di giunzione.
Il concetto di formare una zona di orlo di un disco con grani grossolani e una zona centrale di un disco con grani fini viene descritto nel rapporto NASA N<1⁄4. CR- 165224 intitolato "Development of Materials and Process Technology for Dual Alloy Disks". Il rapporto indica che la zona di orlo di un disco è formata da metallo polverizzato mediante HIP di metallo in polvere. La zona di mozzo del disco viene quindi riempita di polvere metallica e racchiusa in un contenitore. La zona di orlo e il metallo polverizzato racchiusi vengono quindi sottoposti ad un'operazione HIP per produrre un disco di turbina in lega duplice. Incoveniente dell’HIP è che qualsiasi impurezza presente nell’aggiunta prima dell’HIP vi rimane. In un processo analogo all’HIP, due sezioni lavorate sono unite assieme mediante operazione HIP. Questa tecnica richiede un contenitore a tenuta di gas, cone una scatola separata, o una saldatura o brasatura attorno ai lati esposti delle regioni di giunzione. In ancora un’altra variazione del metodo HIP, un anello di polvere è piazzato tra due elementi lavorato e il complesso è sottoposto a HIP.
Si è anche suggerito saldatura per fusione, ma le superleghe a base di nichel di questo tipo usate in dischi sono difficili da saldare con questo metodo. Una saldatura per inerzia è un’alternativa possibile, tuttavia, con leghe molto dissimili, c’è una potenzialità di scorrimento disuguale, pulizia inadeguata della giunta e fusione incipiente nella zona alterata da calore.
Un’altra tecnica per unire parti fatte di leghe differenti è mediante unione per diffusione applicata a leghe a base di nichel. Tutttavia, questo metodo non viene presentemente considerato sufficientemente fidato per produrre dischi in lega duplice.
Un altro metodo è chiamato di doppia colata, o colata di una porzione di un oggetto, come un orlo, direttamente contro un’altra porzione, come un mozzo lavorato o forgiato. Questo metodo fornisce un'indesiderabile giunta meccanica, distinta dalia giunta metallurgica. Inoltre, il fatto che una porzione di questo oggetto è necessariamente colata significa che almeno quella porzione può contenere caratteristici difetti di colata, come disomogeneità, ritiri, inclusioni e porosità. La presenza di tali difetti è indesiderabile per una parte rotante ad alta velocità.
Delle billette fatte per coestrusione e isoforgiatura, in cui un’anima è fatta di una lega e una porzione esterna è fatta di un'altra lega, sono state fabbricate con difficoltà relativamente piccola. Tuttavia, è necessario unos viluppo addizionale per sviluppare procedimenti di forgiatura allo scopo di controllare la posizione e la forma precisa dell’interfaccia tra le parti unite. Una saldatura esplosiva è stata usata per combinazioni di saldatura di leghe dissimili. Questo procedimento è stato trovato utile per riportare una lega sulla superficie di un'altra. Tale procedimento è, tuttavia, non usabile presentemente per unire dischi in lega duplice, dato che la configurazione della regione di giunta di tali dischi non è adatta all’introduzione di energia esplosiva per unire un mozzo ad un orlo.
Uno scopo della presente invenzione è di realizzare un oggetto unendo assieme parti separate, come una separata zona di mozzo di un materiale avente resistenza alla propagazione di incrinature per fatica a ciclo leggero massimizzate allo scopo di assicurare una lunga vita di turbina e una separata zona di orlo di un materiale avente eccellente resistenza allo scorrimento ad alta temperatura e resistenza alla rottura da sollecitazione e anche superiore resistenza alla crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento per formare un disco integrale di turbina avente una regione di giunzione sostanzialmente priva di difetti.
Uno scopo della presente invenzione è di realizzare un disco di turbina avente una porzione di mozzo fatto da una composizione di superlega unita ad una porzione di bordo fatto di una differente composizione di superlega. Un altro scopo di questa invenzione è di realizzare un oggetto metallico formato da leghe differenti in cui le proprietà meccaniche di una porzione del’oggetto possano variare dalle proprietà meccaniche di un'altra zona dell’oggetto.
Un ulteriore scopo di questa invenzione è di realizzare un oggetto composto di una superlega unito ad un'altra zona composta di una differente superlega, la regione di giunzione essendo sostanzialmente priva di difetti.
Ancora un altro scopo di questa invenzione è di fornire un disco di turbomotore a gas avente migliorate proprietà di trazione e resistenza alla crescita di incrinature da fatica a ciclo leggero nella sua zona di mozzo e migliorata resistenza alla crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento, allo scorrimento e alla rottura per sollecitazione nella sua zona di orlo.
Un altro scopo della presènte invenzione è un disco in duplice lega avente giunzione metallica robusta tra un mozzo, fatto di una prima lega e un orlo, fatto di una seconda lega, sostanzialmente tutti i contaminanti e i difetti essendo stati tolti dalla regione di interfaccia, come risultato di estesa deformazione locale di questa regione accoppiata con espulsione di materiale portante potenzialmente difetti in cavità formate in stampi particolarmente configurati.
Secondo la presente invenzione si descrive un oggetto integrale fatto di almeno due parti differenti aventi differenti proprietà meccaniche. Le parti differenti sono state eseguite in modo che superfici adiacenti di parti vicine si conformino approssimativamente tra di loro. Le parti sono piazzate in uno speciale stampo chiuso e unite assieme nelle loro gamme di temperatura plastica usando una tecnica di giunzione che espelle materiale potenzialmente carico di difetti dalla regione di giunzione, producendo un articolo integrale in lega duplice avente diffeenti proprietà in zone differenti con una regione di giunzione sostanzialmente esente da difetti.
In una realizzazione si descrive un disco di turbina avente due parti fatte da leghe differenti. Una parte è un orlo fatto da una lega avente buona resistenza alla crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento, alta resistenza alla rottura da sollecitazioni e resistenza allo scorrimento. La seconda parte, un mozzo o foro, è fatto di una lega avente alta resistenza alla trazione e buona resistenza aU'incrinatura da fatica a ciclo leggero. Il mozzo e l'orlo sono eseguiti in modo che le loro adiacenti superfici accoppiate o di interfaccia si conformino approssimativamente tra di loro. Il mozzo e il bordo vengono quindi uniti metallurgicamente assieme mediante una speciale tecnica di giunzione. Mentije il mozzo e il bordo sono almeno alla temperatura minima nelle loro gamme di temperatura plastica, vengono portati assieme in uno stampo chiuso. Lo stampo chiuso circonda completamente le parti che devono essere unite, eccetto che una cavità nello stampo è posizionata adiacente ad una regione di giunzione dove si incontrano superfici all’incirca conformi. A seguito di applicazione di forze di forgiatura, il mozzo e l’orlo sono uniti assieme in una regione di giunzione, mentre materiale potenzialmente carico di difetti proveniente dalla regione di giunzione viene espulso nella cavità di stampo in modo che la regione di giunzione è sostanzialmente priva di difetti. Come qui impiegato, il termine "superfici all’incirca conformi” riguarda quelle rispettive superfici delle parti da essere unite assieme che sono previste e preparate particolarmente per incoraggiare l’espulsione di materiale potenzialmente carico di difetti dalla regione di giunzione a seguito di applicazione di forze di forgiatura.
Il termine "il resto essenzialmente nichel" viene usato per comprendere, in aggiunta a nichel nel resto della lega, piccole quantità di impurezze ed elementi accidentali, che nel carattere e/o nella quantità non alterano dannosamente gli aspetti vantaggiosi della lega.
Questi e svariati altri oggetti, caratteristiche e vantaggi dell’invenzione possono essere meglio capiti dalla seguente descrizione dettagliata presa assieme con gli allegati disegni.
La figura 1 è una vista in sezione di due parti forgiate assieme mediante il metodo di giunzione qui descritto.
La figura 2 è una vista in sezione di mozzo e orlo di disco di turbina uniti assieme mediante il metodo di giunzione qui descritto.
Oggetti aventi differenti proprietà meccaniche in zone differenti trovano uso in applicazioni in cui le differenti regioni dell’oggetto sono sottoposte a differenti ambienti operativi richiedenti differenti proprietà meccaniche. Quando queste condizioni operative non uniformi diventano cosi’ gravi che un materiale omogeneo è incapace a soddisfare le esigenze di properità meccaniche variabili, allora è necessario un oggetto fatto di due differenti materiali, noto come composto.
Come qui usato, il termine "composto" riguarda un oggetto fatto di due o più materiali, metalli o leghe ciascuno avente differente composizione o differente proprietà meccaniche, o entrambi.
Secondo la presente invenzione, un oggetto può avere porzioni fatte della medesima lega, ciascuna porzione essendo stata trattata termomeccanicamente in modo da possedere le proprietà meccaniche richieste per quella particolare zona dell’articolo. L’articolo dell’invenzione può anche essere fatto da differenti leghe della medesima famiglia (per esempio leghe a base di nichel), ciascuna lega scelta per soddisfare le esigenze meccaniche proprie di una particolare zona dell’oggetto. L’invenzione considera anche oggetti nei quali zone differenti sono fatte di leghe o metalli di famiglie differenti (per esempio leghe a base di titanio o leghe a base di ferro).
In certe realizzazioni della presente invenzione, ciascuna parte o porzione di un disco di turbina è formato da polveri di superleghe ad alta qualità di una particolare composizione. La polvere è lavorata in una billetta usando un processo di compattamento ed estrusione che può essere ulteriormente lavorata in questa forma, o può essere successivamente forgiata in un preformato. Il prodotto risultato può quindi essere formato in un mozzo o in un orlo avente distinte interfaccie preformate che possono successivamente essere trattate per sviluppare particolari proprietà meccaniche. Si capirà che il particolare trattamento adatto ad un preformato varia con la prescelta lega e le proprietà meccaniche desiderate. In una realizzazione, i preformati di mozzo e di orlo sono fatti da superleghe a base di nichel, avente ciascuna due fasi, una matrice gamma e un precipitato gamma primo. Il gamma primo si forma per raffreddamento e invecchiamento o si discioglie per riscaldamento al di sopra di una temperatura chiamata temperatura di dissoluzione. Temperature al di sopra della dissoluzione sono chiamate temperature di superdissoluzione. I preformati di mozzo e di orlo possono essere trattati a soluzione nella loro gamma di temperatura di superdissoluzione per un tempo sufficiente a consentire alla fase gamma primo di entrare in soluzione nella matrice gamma. I preformati di mozzo e di orlo vengono quindi raffreddati in modo che una fase iniziale uniforme di gamma primo venga precipitata, seguita da un trattamento di invecchiamento ad una temperatura inferiore alla temperatura di superdissoluzione per un tempo sufficiente a generare una fase gamma primo fine entro la matrice gamma delle opportune dimensioni di grani.
Una superlega preferita dalla quale si fa un orlo ha una composizione da circa il 10,7% al 19,2% di cobalto, da circa il 10,8% a circa il 14,0% di cromo, da circa il 3,3% a circa il 5,8% di molibdeno, da circa Γ1,9% a circa il 4,7% di alluminio, da circa il 3,3% a circa il 5,6% di titanio, da circa Io 0,9% a circa 2,7% di niobio, da circa lo 0,005% a circa lo 0,042% di boro, da circa lo 0,01 a circa lo 0,062% di carbonio, dallo 0 a circa lo 0,062% di zirconio, facoltativamente dallo 0 allo 0,32% di afnio e il resto essenzialmente nichel. Un’altra lega preferita dalla quale si fa il mozzo ha una composizione da circa Γ11 ,8% a circa il 18,2% di cobalto, da circa il 13,8% al 17,2% di cromo, da circa il 4,3% al 6,2% di molibdeno, da circa Γ1,4% al 3,2% di alluminio, da circa il 3,0% a circa il 5,4% di titanio, da circa lo 0,9% a circa il 3,2% di niobio, da circa lo 0,005% allo 0,040% di boro, da circa 0,010% .allo 0,090% di carbonio, da circa lo 0,010% a circa lo 0,090% di zirconio, facoltativamente tungsteno da circa il 3,0% a circa il 6,0%, facoltativamente un elemento scelto dal gruppo consistente di afnio e tantalio fino a circa lo 0,4% e il resto essenzialmente nichel.
Tungsteno, facoltativamente usato in una delle realizzazioni di questa invenzione, aumenta la resistenza della superlega, ma aumenta indesiderabilmente la sua densità.
La sola limitazione di progetto negli oggetti composti della presente invenzione è che zone adiacenti delle parti devono essere opportunamente configurate in modo che possano essere unite assieme mediante un metodo di giunzione in uno stampo chiuso avente una cavità oposta ad una regione di giunzione, producendo perciò una regione di giunzione sostanzialmente priva di difetti dannosi. Ancora, le leghe formanti la parte devono essere compatìbili, cioè devono essere capaci di formare un legame metallurgico in una regione di giunzione.
Considerando ora la figura 1, viene mostrato un oggetto 1 fatto di differenti parti 2 e 3. La parte 2 può essere fatta di una lega differente dalla parte 3, o la parte 2 può essere' della medesima superlega che ha ricevuto un differente trattamento termomeccanico rispetto alla parte 3, in modo che ciascuna parte mostri differenti proprietà meccaniche.
La figura 1 mostra materiale espulso dalla regione di giunzione 5 formante una nervatura 4 sulla superficie superiore 7 dell’oggetto integrale I, che è un risultato del processo di giunzione. La nervatura 4 può contenere difetti, come incrinature e inclusioni di ossidi tipici di quelli risultanti da processi di giunzione e può essere tolta durante successive lavorazioni mediante convenzionali tecniche di rimozione. La forma finale della regione di giunzione 5 è una funzione della configurazione di partenza delle parti riunite e in questo esempio è conica.
La figura 2 illustra un disco 10 di turbina a lega duplice avente orlo 11 di lega resistente allo scorrimento e resistente ad incrinature da fatica nel tempo di mantenimento e un mozzo 13 di lega resistente a fatica a ciclo leggero avente alta resistenza alla trazione. L'orlo 11 e il mozzo 13 sono prima preformati in modo assimetrico in modo che superfici adiacenti del mozzo 13 e dell’orlo 15 si conformino approssimativamente tra di loro. La preformatura può essere mediante qualsiasi nota tecnica come lavorazione a macchina o sagomatura. 11 mozzo 13 e l’orlo 11 vengono quindi uniti metallurgicamente tra di loro usando un processo di giunzione in modo che si forma una regione di giunzione 12 tra il mozzo 13 e l’orlo 11 piazzando il mozzo entro l'orlo in uno stampo chiuso e riscaldando ad una temperatura minima richiesta in modo che la lega di mozzo e la lega di orlo siano entro le loro rispettive gamme di temperatura di defomazione plastica. Di preferenza, il mozzo e l'orlo sono riscaldati alla temperatura minima richiesta per consentire deformazione superplastica in entrambe le leghe. Lo stampo chiuso ha una cavità posizionata adiacente e coestensiva con la regione di giunzione. Dopo forgiatura, il materiale 14 potenzialmente carico di difetti dalla regione di giunzione è espulso nella cavità. Il materiale 14 è rimosso in processi successivi.
Forgiatura in uno stampo chiuso del tipo qui descritto con la giunzione implica sagomatura di metallo caldo completamente entro le pareti o cavità di due zone di stampo che vengono assieme a chiudere il pezzo in lavorazione su tutti i lati. L'impressione per la forgiatura può essere interamente sulla zona superiore di stampo, sulla zona inferiore di stampo o divisa tra le zone di stampo. I pezzi forgiati possono di tipo modellato, convenzionale o a stretta tolleranza, benché si preferiscono tipi a stretta tolleranza.
Le porzioni di partenza preformate non necessitano di essere in una particolare forma, per esempio appena colate, forgiate o estruse. Ancora, un’estesa deformazione plastica può essere impartita ad entrambi gli elementi prima della giunzione. Deformazione durante la giunzione è tipicamente confinata alla regione relativamente piccola vicino alla giunta. La posizione dell'interfaccia tra le parti può essere controllata lavorando a macchina le porzioni da giuntare. Benché vengano descritte parti aventi interfaccie coniche per produrre giunti conici, esistono parecchie altre realizzazioni alternative. La giunta può consistere di un elemento avente una superficie composta (due differenti angoli di apice). Entrambi gli elementi possono avere superfici composte. Si possono usare superfici di curvatura complessa. Ciascuna di queste combinazioni si intende compresa nel termine di superfici "approssimativamente conformi". Un criterio da usare nel scegliere una configurazione di giunzione è se la configurazione è efficace nell'espellere materiali superficiali originali dalla giunta completa nello spazio o cavità adiacente alla giunta.
Entrami le porzioni possono essere trattate termicamente mediante convenzionali processi prima dell'unione, a condizone che la struttura sviluppata durante il trattamento termico non alteri dannosamente il processo di unione e alla condizione che la struttura trattata termicamente non alteri dannosamente il medesimo processo di unione.
Un disco di turbina a lega duplice avente migliorate proprietà di ciascuna zona del disco consente miglioramenti risultanti nel rendimento di funzionamento del motore, consentendo dischi più grandi che possono soddisfare le esigenze di resistenza allo scorrimento e anche le esigenze di crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento della zona di orlo a temperature maggiori, pur mantenenendo la desiderata resistenza richiesta nella zone di mozzo del disco sottoposta a temperature minori, ma a sollecitazioni maggiori. Quindi, le limitazioni che sono state incrontrate da dischi di lega singola a maggiori temperature di funzionamento possono essere vinte.
II materiale di mozzo è tipicamente scelto per massimizzare la resistenza alla propagazione di incrinature da fatica a ciclo leggero, mentre il materiale di orlo è scelto per massimizzare la resistenza alla crescita di incrinature da fatica del tempo di mantenimento, la resistenza allo scorrimento e la resistenza alla rottura per sollecitazione allo scopo di assicurare una lunga vita di turbina.
I seguenti esempi specifici descrivono gli oggetti considerati dalla presente invenzione. Parecchie delle combinazioni di leghe sono state unite assieme come modelli di dischi di turbina a piene dimensioni o come provette di forma rettangolare. Questi sono considerati solo per scopi illustrativi e non dovrebbero essere considerati come limitazioni.
Esempio 1
II disco di turbina 10 di figura 2 in cui l'orlo 11 è fatto di superlega indicata come lega SR3 avente percentuale in peso da circa il 10,9% a circa il 12,9% di cobalto, da circa Γ1 1 ,8% a circa il 13,8% di cromo, da circa il 4,6% a circa il 5,6% di molibdeno, da circa il 2,1% a circa il 3,1% di alluminio, da circa il 4,4% a circa il 5,4% di titanio, da circa Γ1,1% a circa il 2,1% di niobio, da circa lo 0,005% a circa lo 0,025% di boro, da circa lo 0,01% a circa lo 0,06% di carbonio, dallo 0 a circa lo 0,06% di zirconio dallo 0 a circa lo 0,3% di afnio e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 2
Il disco di turbina 10 di figura 2 nel quale l'orlo 11 è fatto di una superlega indicata come lega KM4 avente in percentuale in peso da circa il 17,0% a circa il 19,0% di cobalto, da circa Γ11,0% a circa il 13,0% di cromo, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di molibdeno, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di alluminio, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di titanio, da circa Γ1,5% a circa il 2,5% di niobio, da circa lo 0,01% a circa lo 0,04% di boro, da circa lo 0,01% a circa lo 0,06% di carbonio, dallo 0 a circa lo 0,06% di zirconio e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 3
Il disco di turbina 10 di figura 2 in cui il mozzo 13 è fatto da una superlega indicata come lega A3 avente in percentuale in peso da circa il 16 a circa il 18% di cobalto, da circa il 14% a circa il 16% di cromo, da circa il 4,5% a circa il 5,5% di molibdeno, da circa il 2% a circa il 3% di alluminio, da circa il 4,2% a circa il 5,2% di titanio, da circa 1,1% a circa il 2,1% di niobio, da circa lo 0,020% a circa lo 0,040% di boro, da circa lo 0,040% a circa lo 0,080% di carbonio, da circa lo 0,040% a circa lo 0,080% di zirconio e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 4
Il disco di turbina 10 di figura 2 in cui il mozzo 13 è fatto di una superlega indicata come lega W5 avente in percentuale in peso da circa il 12% a circa il 14% di cobalto, da circa il 15% a circa il 17% di cromo, da circa il 5,0% a circa il 6,0% di molibdeno, da circa Γ1,6% a circa il 2,6% di alluminio, da circa il 3,2% a circa il 4,2% di titanio, da circa Γ1,5% a circa il 2,5% di niQbio; da circa lo 0,005% a circa lo 0,025% di boro, da circa lo 0,010 a circa 10 0,050% di carbonio, da circa lo 0,01% a circa lo 0,050% di zirconio, facoltativamente un elemento scelto dal gruppo consistente di afnio e tantalio fino a circa lo 0,3% e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 5
11 disco di turbina 10 di figura 2 in cui il mozzo 13 è fatto di una superlega indicata come lega KM2 avente percentuale in peso da circa il 17% a circa il 19% di cobalto, da circa il 15% a circa il 17% di cromo, da circa il 4,5% a circa il 5,5% di molibdeno, da circa il 2,5% a circa il 3,5% di tungsteno, da circa il 2% a circa il 3% di alluminio, da circa il 2,5% a circa il 3,5% di titanio, da circa il 2,5% a circa il 3,5% di niobio, da circa Io 0,020% a circa lo 0,040% di boro, da circa Io 0,030% a circa lo 0,070% di carbonio, da circa lo 0,03% a circa lo 0,070% di zirconio e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 6
Il disco di turbina 10 di figura 2 in cui l'orlo 11 è fatto di una superlega indicata come Rene' 88 avente percentuale in peso dal circa il 12% a circa il 14% di cobalto, da circa il 15% a circa il 17% di cromo, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di molibdeno, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di tungsteno, da circa Γ1, 5% a circa il 2,5% di alluminio, da circa il 3,2% a circa il 4,2% di titanio, da circa lo 0,5% a circa 1*1,0% di niobio, da circa lo 0,01% a circa lo 0,04% di boro, da circa lo 0,01% a circa lo 0,06% di carbonio, da circa lo 0,01% a circa lo 0,06% di zirconio, dallo 0% a circa lo 0,01% di vanadio, dallo 0% a circa lo 0,3% di afnio, dallo 0% a circa lo 0,01% di ittrio e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 7
Il disco di turbina 10 di figura 2 in cui il mozzo 13 è fatto di una superlega indicata come Rene' 88 avente in percentuale in peso da circa il 12% a circa il 14% di cobalto, da circa il 15% a circa il 17% di cromo, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di molibdeno, da circa il 3,5% a circa il 4,5% di tungsteno, da circa Γ1, 5% a circa il 2,5% di alluminio, da circa il 3,2% a circa il 4,2% di titanio, da circa lo 0,5% a circa 1*1,0% di niobio, da circa lo 0,01% a circa lo 0,04% di boro, da circa lo 0,01% a circa lo 0,06% di carbonio, da circa lo 0,01% a circa lo 0,06% di zirconio, dallo 0% a circa lo 0,01% di vanadio, dallo 0% a circa lo 0,3% di afnio, dallo 0% a circa lo 0,01% di ittrio e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 8
Il disco di turbina di figura 2 in cui il mozzo 13 è fatto di una superlega indicata come Rene’ 95 avente in percentuale in peso da circa il 7% a circa il 9% di cobalto, da circa il 12% a circa il 14% di cromo, da circa il 3,3% a circa il 3,7% di molibdeno, da circa il 3,3% a circa il 3,7% di tungsteno, da circa il 3,3% a circa il 3,7% di alluminio, da circa il 2,3% a circa il 2,7% di titanio, da circa il 3,3% a circa il 3,7% di niobio, da circa Io 0,03% a circa lo 0,7% di zirconio, da lo 0,04% a circa lo 0,09% di carbonio, da circa lo 0,006% a circa lo 0,015% di boro e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 9
Il disco di turbina di figura 2 in cui l'orlo 11 è fatto di una superlega indicata come HK.-36 avente nominalmente in peso circa il 15% di cobalto, circa il 10% di cromo, circa il 3% di molibdeno, circa il 5,5% di alluminio, circa il 2,25% di titanio, circa il 2,7% di tantalio, circa 1* 1 ,35% di niobio, circa lo 0,06% di zirconio, circa Γ1,0% di vanadio, circa lo 0,05% di carbonio, circa k\ 0,03% di boro e il resto essenzialmente nichel.
Esempio 10
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega SR3 e il mozzo 13 è fatto di lega A3.
Esempio 11
Il disco di turbina di figura 2 nel quale l’orlo 11 è fatto di lega SR3 e il mozzo 13 è fatto di lega W5.
Esempio 12
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega SR3 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene’ 95.
Esempio 13
li disco di turbina di figura 3 in cui l’orlo 11 è fatto di lega SR3 e il mozzo 13 è fatto di lega KM2.
Esempio 14
li disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega SR3 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene’ 88.
Esempio 15 |
Il disco di turbina di figura 2, in cui l’orlo 11 è fatto di lega K.M4 e il mozzo 13 è fatto di lega A3.
Esempio 16
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega KM4 e il mozzo 13 è fatto di lega W5.
Esempio 17
Il disco di turbina di figura 2 in cui il bordo 11 è fatto di lega K.M4 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene’ 95.
Esempio 18
Il disco di turbina di figura 2 in cui il bordo 11 è fatto di lega ICM4 e il mozzo 13 e fatto di lega K.M2.
Esempio 19
Il disco di turbina di figura 2 in cui il bordo 11 è fatto di lega KM4 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene’ 88.
Esempio 20
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega HK-36 e il mozzo 13 è fatto di lega A3.
Esempio 21
Il disco di turbina di figura 2, in cui l’orlo 11 è fatto di lega HK-36 e il mozzo 13 è fatto di lega W5.
Esempio 22
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega HK-36 e il mozzo 13 è fatto lega Rene’ 95.
Esempio 23
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega HK-36 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene* 88.
Esempio 24
Il disco di turbina di figura 2 in cui l'orlo 11 è fatto di lega HK-36 e il mozzo 13 è fatto di lega KM2.
Esempio 25
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega Rene’ 88 e il mozzo 13 è fatto di lega A3.
Esempio 26
ILdisco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega Rene' 88 e il mozzo 13 è fatto di lega W5.
Esempio 27
Il disco di turbina di figura 2, in cui l’orlo 11 è fatto di lega Rene' 88 e il mozzo 13 è fatto di lega KM2.
Esempio 28
11 disco di turbina di figura, in cui l’orlo 11 è fatto di lega Rene' 88 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene’ 88, dove l’orlo e il mozzo sono stati lavorati per ottenere differenti proprietà meccaniche.
Negli esempi da 1 a 27 della presente invenzione, la lega di mozzo è una superlega avente una frazione in volume relativamente bassa di gamma primo (per esempio calcolata dell’ordine dal 40 al 50%) rispetto alla superlega dell’orlo (per esempio calcolato dell'ordine dal 45 al 65%). Si prevede che questa soluzione dia il miglior equilibrio di trazione, fatica a ciclo leggero e crescita di incrinature nel mozzo assieme con scorrimento, crescita di incrinature e crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento entro l’orlo. Tuttavia, questa soluzione richiede probabilmente qualche forma di trattamento termico differenziale, che si prevede difficile. In questa situazione, la temperatura di dissoluzione di gamma primo della lega di mozzo sarebbe generalmente inferiore alla temperatura di dissoluzione di gamma prima della lega di orlo.
in un'altra realizzazione della presente invenzione esempio 29 qui sotto, una superlega avente una frazione in volume relativamente alta di gamma primo può essere preformata nella zona di mozzo di un disco a lega duplice, mentre una superlega avente minore frazione in volume di gamma primo può essere preformata in un orlo. Questo potrebbe significare che la lega di mozzo avrebbe più alta temperatura di dissoluzione di gamma primo (T^) della lega di orlo (Tj^). Di conseguenza, dovrebbe essere possibile trattare termicamente il disco in lega duplice ad una temperatura T, dove in modo che il mozzo del componente rimanga a grani fini (per esempio ASTM IO o più piccoli) e le dimensioni di grani dell’orlo siano maggiori (per esempio ASTM 9 o più grossolane). Questo concetto fornirebbe eccellenti proprietà di trazione e di fatica a ciclo leggero nel mozzo ma porterebbe ad una degradazione delle proprietà di crescita di incrinature. Le proprietà di scorrimento della lega di orlo sarebbero simili a quelle in cui si usa una lega con alta frazione in volume di gamma primo, ma può essere ridotta la resistenza alla crescita di incrinature nel tempo di mantenimento.
Si fornisce un esempio particolare del disco in lega duplice della presente invenzione in cui la lega di orlo ha una frazione in volume relativamente bassa di gamma primo e minore temperatura di dissolvimento di gamma primo e la lega di mozzo ha una più alta frazione in volume di gamma primo e una maggiore temperature di dissolvimento di gamma primo, consentendo quindi un trattamento termico uniforme di un disco integrale ad una temperatura intermedia tra queste temperatura di dissoluzione di gamma primo allo scopo di sviluppare le proprietà desiderate. Benché questo particolare esempio decriva un oggetto considerato dalla presente invenzione, si intende solo per scopi illustrativi e non dovrebbe essere considerato una limitazione, dato che altre superleghe aventi le sopraddette caratteristiche possono essere combinate per produrre la presente invenzione.
Esempio 29
Il disco di turbina di figura 2 in cui l’orlo 11 è fatto di lega Rene’ 88 e il mozzo 13 è fatto di lega Rene’ 95.
Benché la presente invenzione sia stata descritta con riferimento alla precedente descrizione, parecchie modifiche, combinazioni e variazioni dell'invenzione saranno evidenti agli esperti nel ramo alla luce dei precedenti insegnamenti. Si capisce perciò che si possono fare cambiamenti alle particolari realizzazioni dell'invenzione che sono entro il pieno campo dell'invenzione definito dalle seguenti rivendicazioni.
Claims (11)
1. Oggetto di fabbricazione contenente almeno una prima parte e una seconda parte, dette parti essendo unite assieme in una regione di giunzione, detta regione di giunzione essendo sostanzialmente prima di difetti.
2. L’oggetto di fabbricazione di rivendicazione 1, nel quale dette parti comprendono leghe dalla medesima famiglia, ma aventi differenti proprietà meccaniche.
3. L’oggetto di fabbricazione di rivendicazione 1, nel quale dette parti comprendono metalli o leghe da differenti famiglie ed aventi differenti proprietà meccaniche.
4. Disco di turbina a duplice lega contenente un orlo di un primo metallo; detto disco contenendo inoltre un mozzo di un secondo metallo, detto disco e detto orlo essendo uniti metallurgicamente assieme in una regione di giunzione, detta regione di giunzione essendo sostanzialmente priva di difetti a causa dell'espulsione di materiale potenzialmente caricato di difetti durante la giunzione in modo da formare detto disco come oggetto integrale di fabricazione.
5. Il disco di turbina di rivendicazione 4, nel quale detto ori o consiste essenzialmente di una lega avente da circa il 10,7% al 19,2% di cobalto, da circa il 10,8% al 14,0% di cromo, da circa il 3,3% a circa il 5,8% di molibdeno, da circa Γ1,9% al 4,7% di alluminio, da circa il 3,3% a circa 5,6% di titanio, da circa lo 0,9% al 2,7% di niobio, dallo 0 a circa lo 0,32% di afnio, da circa lo 0,005% allo 0,042% di boro, dallo 0 a circa Io 0,062% di carbonio dallo 0 a circa lo 0,062% di zirconio e il resto essenzialmente nichel.
6. Il disco di turbina di rivendicazione 4, nel quale detto mozzo consiste essenzialmente di una lega avente da circa PI 1,8 al 18,2% di cobalto, da circa il 13,8% a circa il 17,2% di cromo, da circa il 4,3% a circa il 6,2% di molibdeno, da circa Γ1,4% al 3,2% di alluminio, da circa il 3,0% a circa il 5,4% di titanio, da circa lo 0,9% al 3,2% di niobio da circa lo 0,005% a circa lo 0,040% di boro, da circa lo 0,010% allo 0,090% di carbonio, da circa lo 0,010 allo 0,090% di zirconio, facoltativamente tungsteno da circa il 3,0% a circa il 6,0%, un elemento scelto dal gruppo consistente di afnio e tantalio dallo 0 a circa lo 0,4%, tungsteno dallo 0 a circa il 3,5% e il resto essenzialmente nichel.
7. Il disco di turbina di rivendicazione 4, nel quale la lega di detto orlo è una scelta dal gruppo consistente di lega SR3, lega KM4, Rene’ 88 e HK-36.
8. Il disco di turbina di rivendicazione 4, nel quale la lega di detto mozzo è una scelta dal gruppo consistente di lega A3, lega W5, lega KM2, Rene’ 95 e Rene' 88.
9. Il disco di turbina di rivendicazione 4, nel quale la lega di detto orlo è una scelta dal gruppo consistente di lega SR3, lega KM4, Rene’ 88 e HK-36 e nel quale la lega di detto mozzo è una scelta dal gruppo consistente di lega A3, lega W5, lega KM2, Rene’ 95 e Rene’ 88.
10. Disco di turbina a duplice lega contenente un orlo di una prima lega avente alta resistenza allo scorrimento e alta resistenza alla crescita di incrinature da fatica nel tempo di mantenimento;
detto disco contenendo inoltre un mozzo di una seconda lega avente alta resistenza alla trazione e alta resistenza alla crescita di incrinature da fatica a ciclo leggero;
detto mozzo e orlo essendo uniti metallurgicamente assieme attraverso una regione di giunzione, detta regione di giunzione essendo sostanzialmente priva di difetti a causa dell'espulsione di materiale potenzialmente carico di difetti durante la giunzione in modo da formare detto disco come articolo integrale di fabbricazione.
11. Il disco di turbina di rivendicazione 10, nel quale detto orlo consiste essenzialmente di una lega avente da circa il 10,7% al 19,2% di cobalto, da circa il 10,8% al 14,0% di cromo, da circa il 3,3% al 5,8% di molibdeno, da circa l’l,9% al 4,7% di alluminio, da circa il 3,3% al 5,6% di titanio, da circa lo 0,9% al 2,7% di niobio, dallo Oj a circa lo 0,32% di afnio, da circa lo 0,005% allo 0,042% di boro, dallo 0 a circa lo 0,062% di carbonio, dallo 0 a circa lo 0,062% di zirconio e il resto essenzialmente nichel.
12. Disco di turbina di rivendicazione 10, nel quale detto mozzo consiste essenzialmente di una lega avente da circa l’l l,8% al 18,2% di cobalto, da circa il 13,8% al 17,2% di cromo, da circa il 4,3% al 6,2% di molibdeno, da circa Π, 4% a 3,2% di alluminio, da circa il 3,0% al 5,4% di titanio, da circa lo 0,9% al 3,2% di niobio, da circa lo 0,005% allo 0,040% di boro, da circa lo 0,010% allo 0,090% di carbonio, da circa lo 0,010% allo 0,090% di zirconio, facoltativamente tungsteno da circa il 3,0% a circa il 6,0% facoltativamente un elemento dal gruppo consistente di afnio e tantalio dallo 0 a circa lo 0,4% e il resto essenzialmente nichel.
13. Il disco di turbina di rivendicazione 10, nel quale la lega di detto orlo è una scelta dal gruppo consistente di leghe SR3, lega K.M4, Rene1 88 e HK.-36.
14. 11 disco di turbina di rivendicazione 10, nel quale la lega di detto mozzo è una scelta dal gruppo consistente di lega A3, lega W5, lega K.M2, Rene' 95 e Rene' 88.
15. Il disco di turbina di rivendicazione 10, nel quale la lega di detto orlo è una scelta dal gruppo consistente di lega SR3, lega K.M4, Rene’ 88 e HK-36 e nel quale la lega di detto mozzo è una scelta del gruppo consistente di lega A3, Lega W5, lega K.M2, Rene’ 95 e Rene’ 88.
16. Disco di turbina a lega duplice contenente un mozzo di una superlega avente bassa frazione in volume di gamma primo rispetto alla superlega dell'orlo.
17. Il disco di turbina a lega duplice di rivendicazione 16, nel quale la frazione in volume di gamma primo della superlega di orlo è da circa il 45% a circa il 65%.
18. Il disco di turbina a lega duplice di rivendicazione 16, nel quale la frazione in volume di gamma primo della superlega di mozzo è da circa il 40% a circa il 50%.
19. Disco di turbina a duplice lega contenente un mozzo di una superlega avente alta frazione in volume di gamma prima rispetto alla superlega dell’orlo.
20. 11 disco a duplice lega di rivendicazione 19, nel quale la superlega di mozzo è Rene’ 95 e la superlega di orlo è Rene* 88.
21. Disco di turbina a duplice lega contenente un mozzo di una superlega avente temperatura di dissoluzione di gamma primo che è minore della temperatura di dissoluzione di gamma primo di una superlega dell’orlo.
22. Disco di turbina a duplice lega contenente un mozzo di una superlega avente temperatura di dissoluzione di gamma primo che è più alta della temperatura di dissoluzione di gamma primo di una superlega dell’orlo. p.
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