JP2004538361A - ＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材を製造する方法 - Google Patents
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Abstract
α＋γＴｉＡｌ合金から成る高負荷容量の部材、特に航空機エンジンまたは固定のガスタービンのための部材を製造する方法であって、カプセルに入れた球状組織のＴｉＡｌブランクを、等温一次成形によってα＋γ相領域またはα相領域で前成形し、この前成形体を、動的再結晶による少なくとも１つの等温二次成形プロセスによってα＋γ相領域またはα相領域で、あらかじめ付与された輪郭の部材に仕上げ成形し、ミクロ組織の形成のために、これらの部材をα層領域で固溶化熱処理し、続いて急速に冷却する方法。
Description
【０００１】
本発明は、α＋γＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材、特に航空機エンジンまたは固定のガスタービンのための部材を製造する方法に関する。
【０００２】
ＴｉＡｌベースの合金は、超合金の使用温度の領域での使用のために開発された金属間化合物材料のグループに属する。これらの新しい合金類は、約４ｇ／ｃｍ３の密度で、重量節約に対する極めて大きなポテンシャルおよびこれと関連した、７００℃を越えるまでの温度での運動する部材の負荷の軽減を提供する。このような重量軽減および応力軽減は、ガスタービンの羽およびディスクまたはたとえばピストンエンジンの部材に対しても著しい作用を及ぼす。ＴｉＡｌ合金を成形プロセスによって加工するのが困難であるのは、低温または中間温度で降伏応力が大きくかつ破壊じん性および延性が低いことに基づく。したがって、成形プロセスを、高温で、α＋γ相領域またはα相領域で、保護雰囲気中で行わなくてはならない。
【０００３】
ＵＳ−Ａ６１１０３０２には、α＋γチタン合金が記載されている。特に、航空機エンジンのためのタービンディスクについて述べられている。有利には、約７０％のチタンを有する合金を使用し、この場合、鍛造温度は、８１５〜８８５℃で変化させる。特にタービンディスクを形成している鍛造部材は、異なるミクロ構造のβ＋α−β領域を有しているのが望ましい。実用的な試験によれば、この方法によって製造されたタービンディスクが、運転状態での実際の要求に、特に所望の疲労強度を考慮した場合に対応していない。
【０００４】
ＵＳ−Ａ５５９３２８２では、有利には軽量の構成材料から、この明細書中の実施例においては耐熱性のセラミックス材料または選択的にＴｉＡｌ材料もしくはＮｉＡｌ材料から形成されていてよい、エンジンで使用可能なロータが開示されている。
【０００５】
ＤＥ−Ｃ４３１８４２４には、チタン−アルミニウムベースの合金からなる成形体を製造する方法が記載されている。まず、１μｍまでの層厚を有する層状に形成された組織を有する鋳造ブランクを得る。これを、１０５０〜１３００℃の温度領域で高い成形度で変形加工し、これにより、粒径５μｍまでの動的再結晶を行う。続いてブランクを冷却し、９００〜１１００℃の温度領域で１０− ４〜１０− １／ｓの成形速度で最終寸法に近い成形体に超塑性成形する。ここで述べられている極めて微細な粒子の組織は、特にケイ素を０．３質量％まで添加することによって得られる。しかし、このケイ素成分により、不都合な副次的現象、たとえば多孔性の増大およびケイ素化合物が形成が起こり、これにより、必要とされる機械的な耐荷重性が著しく損なわれる。この超塑性成形に必要な微細粒子の組織は、押し出し成形によって形成するのが望ましいが、この組織は、別の箇所で述べた、超塑性成形に必要な微細結晶の等軸組織までにすべきでない。この方法によって実際にどこまで機械的に高負荷容量の部材を製造できるかは、今日までまだそれが実用で行われていないので分かっていない。
【０００６】
従来技術に述べた、特にＴｉＡｌ部材のための製造方法では、前述の成形技術的な実状が理由で、技術的な点で、必要な品質特性、たとえば力学的／熱的に高負荷容量の部材に必要な品質特性は得られない。
【０００７】
従来技術に述べた不都合な点から出発して、本発明の課題は、従来の航空輸送技術のための、ＴｉＡｌ合金からなる軽量構造を有していてかつ高負荷容量の部材を製造する方法を提供することであり、これにより、従来の技術より高い疲労強度、信頼性および運転耐用年数が実現できる。
【０００８】
この課題は、α＋γＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材、特に航空機エンジンまたは固定のガスタービンのための部材を製造する方法であって、カプセルに入れた球状組織のＴｉＡｌブランクを、等温一次成形によってα＋γ相領域またはα相領域で前成形し、この前成型体を、動的再結晶による少なくとも１つの等温二次プロセスによってα＋γ相領域またはα相領域で、あらかじめ付与された輪郭の部材に仕上げ成形し、ミクロ組織の形成のために、部材をα相領域で固溶化熱処理し、続いて迅速に冷却する方法によって解決される。
【０００９】
本発明の方法の有利な実施態様を、引用形式請求項に記載する。
【００１０】
この場合、ＵＳ−Ａ６１１０３０２およびＤＥ−Ｃ４３１８４２４による従来技術を変化させて、ＴｉＡｌブランクを、これらの明細書に記載されている温度よりも高い温度領域で何回か成形し、従来技術より高い運転耐用年数を有する組織特性を得る。さらに、使用特性、特に疲労強度を著しく向上させることができる。
【００１１】
球状粒子構造を有する極めて均一なＴｉＡｌブランクを使用し、このＴｉＡｌブランクに、一次成形およびこれに続いて行う少なくとも１つの二次成形を適当な方法で、α＋γ相領域またはα相領域で施す。
【００１２】
一次成形は、鍛造または押し出し成形によって行うことができる。二次成形は、有利には、鍛造によって行う。
【００１３】
鍛造ブランクを、一次成形および二次成形でカプセルに入れる。これは、当業者には、特に上部分と下部分とを有する形状付与する工具として理解される。
【００１４】
適当な鍛造条件は、際立った降伏−／応力最大値を特徴としており、これは、ＤＥ−Ｃ４３１８４２４（超塑性のプロセス条件）による従来技術とは反対である。本発明による成形プロセスで特徴的であるのは、高い降伏応力を伴う動的再結晶である。ミクロ組織を得るためには、部材をα相領域で固溶化熱処理し、続いて急速に冷却する。α相領域からのこの急速な冷却によって、所望の微細層状のミクロ構造が得られる。この場合、冷却速度は、たとえば１０℃／ｓの領域にある。
【００１５】
有利には、従来の航空輸送技術のための軽量構造を有する高負荷容量の部材を得るために、次のような組成（原子％）のブランクを使用する。
【００１６】
Ａｌ ４３〜４７％、特に４５〜４７％
Ｎｂ ５〜１０％
Ｂ ｍａｘ．８．０％
Ｃ ｍａｘ．０．５％
残り チタンおよび溶融時に生じる不純物
ケイ素は、この合金には含まれていない。それというのは、ケイ素は、公知のように、所望の粒子微細化をもたらすが、その一方で、好ましくない前述の副次的効果、たとえば多孔性およびケイ素化合物の生成を招いてしまうからである。
【００１７】
等温成形（一次成形および／または二次成形）は、有利には、モリブデンまたはグラファイトからなる加熱された工具で行われる。
【００１８】
以下の実施例により、航空機ガスタービンのために使用可能なロータディスクを製造する方法を述べ、この場合、従来の航空輸送技術のための、たとえば内燃機関（たとえば弁）の部材としての、別の高負荷容量の部材についても論じられ得る。
【００１９】
次のような化学組成（原子％）のブランクを使用する。
【００２０】
Ａｌ ４６％
Ｎｂ ７．５％
Ｃ ０．３％
Ｂ ０．５％
残り Ｔｉ
ブランクには、１２００℃のα＋γ温度での等温一次成形の第１の段階が、施される。扁平面打ち型（Ｆｌａｃｈｂａｈｎｇｅｓｅｎｋ）を使用し、これにより、いわゆるパンケーキ（Ｐａｎｃａｋｅｓ）が得られる。等温一次成形は、１０− ４／ｓの成形速度で行う。第２の等温鍛造プロセスでは、そのパンケーキを、上部分と下部分とを有する形状付与する鍛造工具で、ディスクに仕上げ鍛造する。等温二次成形は、この実施例では、１１５０℃のα＋γ温度および１０− ３／ｓの成形速度で行う。
【００２１】
このようにして得られたロータディスクの、後で生じる使用特性を調節するために、同じものを、１３６０℃のα温度で固溶化熱処理し、続いてオイル中で１０℃／ｓの冷却速度で急速に冷却する。仕上げ加工は従来のように行い、これは、本発明の対象ではない。
【００２２】
次の実施例には、固定のガスタービンで使用可能なタービン羽を製造する方法を示す。
【００２３】
次の組成（原子％）のブランクを使用する。
【００２４】
Ａｌ ４５％
Ｎｂ ８％
Ｃ ０．２％
Ｔｉ その他
α＋γＴｉＡｌブランクのための出発材料の第１の鍛造工程は、この実施例では、ディスク状の形状を有する鍛造打ち型で、多数のブランク（この場合１０個）に対する体積分配をα＋γ相領域で約１１５０℃で行うことによって行う。ブランクの個別化は、この実施例では、高温領域で切削工具によって得られる。これらの手段によって、続いて行う後続成形プロセスのための再加熱を伴うブランクの冷却は必要でない。
【００２５】
第２の等温鍛造プロセスでは、上部分と下部分とを有する形状付与する鍛造工具で、ブランクに仕上げの鍛造を施す。この二次成形は、この実施例では、α＋γ相領域で約１１５０℃および１０３ｓ− １の成形速度で行う。
【００２６】
このようにして得られたタービン羽の、後で生じる使用特性を調節するために、同じ物を、１３６０℃のα温度で固溶化熱処理し、続いてオイル中で急速に冷却する。
【００２７】
別の部材の製造プロセスは、この実施例とは、幾何学上の形成が異なるだけである。
【００２８】
上に述べた合金組成、ならびに等温一次成形および等温二次成形のための選択された温度領域は、単なる例にすぎない。
本発明は、α＋γＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材、特に航空機エンジンまたは固定のガスタービンのための部材を製造する方法に関する。
【０００２】
ＴｉＡｌベースの合金は、超合金の使用温度の領域での使用のために開発された金属間化合物材料のグループに属する。これらの新しい合金類は、約４ｇ／ｃｍ３の密度で、重量節約に対する極めて大きなポテンシャルおよびこれと関連した、７００℃を越えるまでの温度での運動する部材の負荷の軽減を提供する。このような重量軽減および応力軽減は、ガスタービンの羽およびディスクまたはたとえばピストンエンジンの部材に対しても著しい作用を及ぼす。ＴｉＡｌ合金を成形プロセスによって加工するのが困難であるのは、低温または中間温度で降伏応力が大きくかつ破壊じん性および延性が低いことに基づく。したがって、成形プロセスを、高温で、α＋γ相領域またはα相領域で、保護雰囲気中で行わなくてはならない。
【０００３】
ＵＳ−Ａ６１１０３０２には、α＋γチタン合金が記載されている。特に、航空機エンジンのためのタービンディスクについて述べられている。有利には、約７０％のチタンを有する合金を使用し、この場合、鍛造温度は、８１５〜８８５℃で変化させる。特にタービンディスクを形成している鍛造部材は、異なるミクロ構造のβ＋α−β領域を有しているのが望ましい。実用的な試験によれば、この方法によって製造されたタービンディスクが、運転状態での実際の要求に、特に所望の疲労強度を考慮した場合に対応していない。
【０００４】
ＵＳ−Ａ５５９３２８２では、有利には軽量の構成材料から、この明細書中の実施例においては耐熱性のセラミックス材料または選択的にＴｉＡｌ材料もしくはＮｉＡｌ材料から形成されていてよい、エンジンで使用可能なロータが開示されている。
【０００５】
ＤＥ−Ｃ４３１８４２４には、チタン−アルミニウムベースの合金からなる成形体を製造する方法が記載されている。まず、１μｍまでの層厚を有する層状に形成された組織を有する鋳造ブランクを得る。これを、１０５０〜１３００℃の温度領域で高い成形度で変形加工し、これにより、粒径５μｍまでの動的再結晶を行う。続いてブランクを冷却し、９００〜１１００℃の温度領域で１０− ４〜１０− １／ｓの成形速度で最終寸法に近い成形体に超塑性成形する。ここで述べられている極めて微細な粒子の組織は、特にケイ素を０．３質量％まで添加することによって得られる。しかし、このケイ素成分により、不都合な副次的現象、たとえば多孔性の増大およびケイ素化合物が形成が起こり、これにより、必要とされる機械的な耐荷重性が著しく損なわれる。この超塑性成形に必要な微細粒子の組織は、押し出し成形によって形成するのが望ましいが、この組織は、別の箇所で述べた、超塑性成形に必要な微細結晶の等軸組織までにすべきでない。この方法によって実際にどこまで機械的に高負荷容量の部材を製造できるかは、今日までまだそれが実用で行われていないので分かっていない。
【０００６】
従来技術に述べた、特にＴｉＡｌ部材のための製造方法では、前述の成形技術的な実状が理由で、技術的な点で、必要な品質特性、たとえば力学的／熱的に高負荷容量の部材に必要な品質特性は得られない。
【０００７】
従来技術に述べた不都合な点から出発して、本発明の課題は、従来の航空輸送技術のための、ＴｉＡｌ合金からなる軽量構造を有していてかつ高負荷容量の部材を製造する方法を提供することであり、これにより、従来の技術より高い疲労強度、信頼性および運転耐用年数が実現できる。
【０００８】
この課題は、α＋γＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材、特に航空機エンジンまたは固定のガスタービンのための部材を製造する方法であって、カプセルに入れた球状組織のＴｉＡｌブランクを、等温一次成形によってα＋γ相領域またはα相領域で前成形し、この前成型体を、動的再結晶による少なくとも１つの等温二次プロセスによってα＋γ相領域またはα相領域で、あらかじめ付与された輪郭の部材に仕上げ成形し、ミクロ組織の形成のために、部材をα相領域で固溶化熱処理し、続いて迅速に冷却する方法によって解決される。
【０００９】
本発明の方法の有利な実施態様を、引用形式請求項に記載する。
【００１０】
この場合、ＵＳ−Ａ６１１０３０２およびＤＥ−Ｃ４３１８４２４による従来技術を変化させて、ＴｉＡｌブランクを、これらの明細書に記載されている温度よりも高い温度領域で何回か成形し、従来技術より高い運転耐用年数を有する組織特性を得る。さらに、使用特性、特に疲労強度を著しく向上させることができる。
【００１１】
球状粒子構造を有する極めて均一なＴｉＡｌブランクを使用し、このＴｉＡｌブランクに、一次成形およびこれに続いて行う少なくとも１つの二次成形を適当な方法で、α＋γ相領域またはα相領域で施す。
【００１２】
一次成形は、鍛造または押し出し成形によって行うことができる。二次成形は、有利には、鍛造によって行う。
【００１３】
鍛造ブランクを、一次成形および二次成形でカプセルに入れる。これは、当業者には、特に上部分と下部分とを有する形状付与する工具として理解される。
【００１４】
適当な鍛造条件は、際立った降伏−／応力最大値を特徴としており、これは、ＤＥ−Ｃ４３１８４２４（超塑性のプロセス条件）による従来技術とは反対である。本発明による成形プロセスで特徴的であるのは、高い降伏応力を伴う動的再結晶である。ミクロ組織を得るためには、部材をα相領域で固溶化熱処理し、続いて急速に冷却する。α相領域からのこの急速な冷却によって、所望の微細層状のミクロ構造が得られる。この場合、冷却速度は、たとえば１０℃／ｓの領域にある。
【００１５】
有利には、従来の航空輸送技術のための軽量構造を有する高負荷容量の部材を得るために、次のような組成（原子％）のブランクを使用する。
【００１６】
Ａｌ ４３〜４７％、特に４５〜４７％
Ｎｂ ５〜１０％
Ｂ ｍａｘ．８．０％
Ｃ ｍａｘ．０．５％
残り チタンおよび溶融時に生じる不純物
ケイ素は、この合金には含まれていない。それというのは、ケイ素は、公知のように、所望の粒子微細化をもたらすが、その一方で、好ましくない前述の副次的効果、たとえば多孔性およびケイ素化合物の生成を招いてしまうからである。
【００１７】
等温成形（一次成形および／または二次成形）は、有利には、モリブデンまたはグラファイトからなる加熱された工具で行われる。
【００１８】
以下の実施例により、航空機ガスタービンのために使用可能なロータディスクを製造する方法を述べ、この場合、従来の航空輸送技術のための、たとえば内燃機関（たとえば弁）の部材としての、別の高負荷容量の部材についても論じられ得る。
【００１９】
次のような化学組成（原子％）のブランクを使用する。
【００２０】
Ａｌ ４６％
Ｎｂ ７．５％
Ｃ ０．３％
Ｂ ０．５％
残り Ｔｉ
ブランクには、１２００℃のα＋γ温度での等温一次成形の第１の段階が、施される。扁平面打ち型（Ｆｌａｃｈｂａｈｎｇｅｓｅｎｋ）を使用し、これにより、いわゆるパンケーキ（Ｐａｎｃａｋｅｓ）が得られる。等温一次成形は、１０− ４／ｓの成形速度で行う。第２の等温鍛造プロセスでは、そのパンケーキを、上部分と下部分とを有する形状付与する鍛造工具で、ディスクに仕上げ鍛造する。等温二次成形は、この実施例では、１１５０℃のα＋γ温度および１０− ３／ｓの成形速度で行う。
【００２１】
このようにして得られたロータディスクの、後で生じる使用特性を調節するために、同じものを、１３６０℃のα温度で固溶化熱処理し、続いてオイル中で１０℃／ｓの冷却速度で急速に冷却する。仕上げ加工は従来のように行い、これは、本発明の対象ではない。
【００２２】
次の実施例には、固定のガスタービンで使用可能なタービン羽を製造する方法を示す。
【００２３】
次の組成（原子％）のブランクを使用する。
【００２４】
Ａｌ ４５％
Ｎｂ ８％
Ｃ ０．２％
Ｔｉ その他
α＋γＴｉＡｌブランクのための出発材料の第１の鍛造工程は、この実施例では、ディスク状の形状を有する鍛造打ち型で、多数のブランク（この場合１０個）に対する体積分配をα＋γ相領域で約１１５０℃で行うことによって行う。ブランクの個別化は、この実施例では、高温領域で切削工具によって得られる。これらの手段によって、続いて行う後続成形プロセスのための再加熱を伴うブランクの冷却は必要でない。
【００２５】
第２の等温鍛造プロセスでは、上部分と下部分とを有する形状付与する鍛造工具で、ブランクに仕上げの鍛造を施す。この二次成形は、この実施例では、α＋γ相領域で約１１５０℃および１０３ｓ− １の成形速度で行う。
【００２６】
このようにして得られたタービン羽の、後で生じる使用特性を調節するために、同じ物を、１３６０℃のα温度で固溶化熱処理し、続いてオイル中で急速に冷却する。
【００２７】
別の部材の製造プロセスは、この実施例とは、幾何学上の形成が異なるだけである。
【００２８】
上に述べた合金組成、ならびに等温一次成形および等温二次成形のための選択された温度領域は、単なる例にすぎない。
Claims (8)
- α＋γＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材、特に航空機エンジンまたは固定のガスタービンのための部材を製造する方法であって、
カプセルに入れた球状組織のＴｉＡｌブランクを、等温一次成形によってα＋γ相領域またはα相領域で前成形し、この前成形体を、動的再結晶による少なくとも１つの等温二次成形プロセスによってα＋γ相領域またはα相領域で、あらかじめ付与された輪郭の部材に仕上げ成形し、ミクロ組織の形成のために、これらの部材をα相領域で固溶化熱処理し、続いて急速に冷却する、ＴｉＡｌ合金からなる高負荷容量の部材を製造する方法。 - 等温一次成形を、鍛造または押し出し成形によって、α＋γ相領域で１０００〜１３４０℃の温度領域で行う、請求項１記載の方法。
- 等温一次成形を、鍛造または押し出し成形によって、α＋γ相領域で１３４０〜１３６０℃で行う、請求項１記載の方法。
- 等温二次成形を、α＋γ相領域で１０００〜１３４０℃の温度領域で行う、請求項１から３までのいずれか１項記載の方法。
- 成形プロセスを、モリブデンまたはグラファイトからなる特に加熱した工具で行う、請求項１から４までのいずれか１項記載の方法。
- ＴｉＡｌベースの合金からなる、次の組成（原子％）、すなわち
Ａｌ ４３〜４７％
Ｎｂ ５〜１０％
Ｂ ｍａｘ．１．０％
Ｃ ｍａｘ．０．５％
残り チタンおよび溶融時に生じた不純物
である組成を有するブランクを、一次成形および二次成形のために使用する、請求項１から５までのいずれか１項記載の方法。 - 成形プロセスおよび固溶化熱処理プロセスを、不活性雰囲気中で行う、請求項１から６までのいずれか１項記載の方法。
- 続いて行う組織形成のための冷却を、１３４０℃を越えるα相領域から極めて急速に、特に１０〜２０℃／ｓでオイル中で行う、請求項１から７までのいずれか１項記載の方法。
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