JP2009531546A - チタン合金で作製された熱機械部品の熱処理方法および製造方法と、これらの方法から得られる熱機械部品 - Google Patents

Abstract

本発明は、ＴＡ６Ｚｒ４ＤＥチタン合金で作製された熱機械部品を熱処理する方法に関する。特徴として、固溶化ステップは、β変態点−２０℃からβ変態点−１５℃の間の温度で、４時間から８時間の間、処理の最後に２００℃／分を超える冷却速度で、実施される。製造された部品は、短いα相の針の群からなる微細構造を有し、したがって、低温における応力下でクリープすること（「ドウェル疲労（ｄｗｅｌｌ ｆａｔｉｇｕｅ）」）に対する抵抗力を改善する。この方法は、８時間の間５９５℃に戻ることにより、有利に完了させられる。タービンの高圧コンプレッサホイールの製造において適用。

Description

本発明は、ＴＡ６Ｚｒ４ＤＥチタン合金で作製された熱機械部品を熱処理する方法、このような熱処理方法を含む製造方法、およびこれらの方法から得られる熱機械部品に関する。

本発明は、より特別には、これに限らないが、ディスク、トラニオン、およびインペラなどのターボ機械の回転部分、特に高圧コンプレッサディスクに関する。

現在、出願人が使用している技法においては、高圧コンプレッサディスクは、β領域のチタン合金をスタンピングすることによって得られる。特に、約６％のアルミニウム、２％のスズ、４％のジルコニウム、および２％のモリブデンを含有する「６２４２」などの合金を使用することが好ましい。より正確には、当該の合金は、冶金学の命名においてＴＡ６Ｚｒ４ＤＥとして知られている。スタンピングは、約１０３０℃において行われる。

スタンピングステップの後に、９７０℃で１時間の、前記合金のα／β領域における固溶化焼なましステップを含む熱処理方法が続き、９７０℃は、β変態点より３０℃低く、すなわち、β変態点−３０℃に当たる。この固溶化焼なましステップの後に、油または水−ポリマー混合物における急冷ステップが続く。その後、５９５℃で８時間の間焼戻し処理を行い、最後に空気中で冷却を行う。

この熱処理方法を実行する場合、粗い微細構造を示す合金が得られるが、この微細構造は、特に−５０℃から＋２５０℃の使用温度範囲で、一定の保持時間の間維持される印加応力下でのクリープ試験を受ける場合特に、チタン合金が良好な強度を得るのに有利ではない。これは、「ドウェル効果（ｄｗｅｌｌ ｅｆｆｅｃｔ）」、すなわち、かなり低温（２００℃未満）におけるクリープであり、少ない回数の繰り返し疲労と共同して、部品の早期破壊に至る損傷をもたらす。

特に、航空機産業分野におけるおよび特に高圧コンプレッサディスクに関する用途は、離着陸の段階の間、エンジンが、この「ドウェル効果」現象に対応する温度および応力領域における運転条件下におかれるので、この現象にとって非常に好都合である。この現象は、疲労亀裂を早期に開始させること、または部品の破壊さえも引き起こすことができる。

この「ドウェル効果」現象は、タービンエンジンの製造業者により非常に良く確認されており、多くの研究の主題であり続けてきた；さらに、この現象は、すべての温度安定化チタン合金：β、α／β、ほぼα、およびαクラスのチタン合金に当てはまる。

本発明の目的は、チタン合金で作製された熱機械部品を熱処理する方法を提供することであり、この方法は、工業的に実施することができ、従来技術の欠点を克服し、特に、「ドウェル効果」現象の範囲を限定することが可能である。

したがって、低温において繰り返し応力を受けるにも拘わらず、より寿命の長い部品を得るために、熱処理を改善することが望ましい。

この目的のために、本発明によれば、熱処理方法は、固溶化焼なましステップが、β変態点−２０℃からβ変態点−１５℃の範囲にある温度において、４時間から８時間の範囲にある時間の間、実施されることを特徴とする。

この温度条件は、約９８５℃の最高温度に相当する。β変態点に対するこの差は、合金の測定された温度と真の温度との間に差が生じる可能性に伴う、安全マージンを構成するものであり、合金がβ転移温度未満の温度に留まることを保証するのに役立つ。この固溶化焼なましステップは、部品の寸法に応じて４時間から８時間の間実施される。

本発明の基礎となるアイデアは、材料において、「ドウェル効果」現象に好都合な区域またはコロニーが存在することが観測されたという事実に対応する。このようなコロニーは、比較的太く、互いに接触している、伸びた針状のα相粒子により形成されていることが、観測される。一般に、このような粒子は、数ミリメートルの長さおよび２００マイクロメートル（μｍ）から３００ｍｍ程度の幅を示す。応力が蓄積された場合、このようなコロニーは、多数の転位が集中する位置を構成し、活性化すると同時に、全く特別な熱的効果を必要とせずに、転位が、破壊をもたらすことのできる粒子間のすべりを生じさせるようになる。

本発明は、「ドウェル効果」の影響を最小にするために、特に、前述の針の寸法を改良することによって、および特に転位が蓄積される程度を最小にするために、転位が自由に移動し得る範囲を縮小することによって、微細構造を改良し得る熱処理を実行し、それによって部品が破壊するいかなる危険をも最小限にすることを提案するものである。

これが、本発明に特徴的なやり方で、固溶化焼なましステップが、通常よりも遙かに長い時間実行される理由である。このようにして、部品は、微細構造の平衡に近づくことまたは到達することさえできるようになり、これにより、「ドウェル効果」を引き起こす可能性のある、コロニーにおける針の長さおよび厚さの両方の寸法を縮小させることができる。この処理により、従来技術におけるものより細かい微細構造を得ることができ、したがって、この処理は「ドウェル効果」の影響を最小にすることに役立つ。

驚いたことには、固溶化焼なましステップの時間がこのように増大しても、冶金分野における現在の先入観に反して、材料の熱機械的特性を損なう結果を得ることがない。全く驚くべきやり方で、本明細書に記載の本発明の範囲内で、本発明者らは、通常の時間より遙かに長い時間にわたって固溶化焼なましステップが実施される熱処理方法を実行したが、この熱処理方法によって得られる材料は、全体として、従来技術の熱処理方法によって得られる材料と較べて、弱い熱機械的特性、特に印加応力下における疲労強度の特性を示すことはない。

加えて、本発明は、α／β、ほぼα、およびαクラスに存在する最終部品の微細構造を得るために、β転移温度に極めて近い温度において、厳密に前記β転位温度未満に留まりながら、この固溶化焼なましステップを実施することを提案する。

このようにして、固溶化焼なましステップの時間を長くすることによるのみで、第１に、従来の技術を用いて得られた部品の寿命より長い寿命を示すのみならず、少なくとも同程度に良好な、熱機械的特性（引張り、クリープ、保持時間を有する印加応力下における疲労などにおける強度）を示し、同時に疲労破壊の危険を最小にする、熱機械部品、特に高圧コンプレッサディスクを得ることが可能であることが理解される。したがって、本発明の熱処理方法は、下記の試験によって示されるように、従来技術の熱処理方法と比較して「ドウェル効果」に耐える能力を、約２倍も改善することを可能にするものであり、この「ドウェル効果」は繰り返し荷重を含み、荷重は、各繰り返しについて一定長さの時間保持され、クリープを促進する。

有利には、固溶化焼なましステップの後で、本発明による方法は、部品が２００℃／分
を超える、好ましくは３００℃／分から４５０℃／分の範囲にある冷却速度で急冷するステップをさらに含む。好ましくは、この冷却速度は可能な限り大きく、好ましくは４００℃／分を超えるかまたはこの程度である。

したがって、冷却速度がこのように速いので、微細構造の状態は、長い固溶化焼なましステップの最後に見いだされ得る状態で凍結され、これにより、成長すれば「ドウェル効果」現象にとって好都合になるはずの、α相コロニーにおける針の成長をもたらす、この微細構造における新たな、いかなる変化をも回避する。

したがって、大きな急冷速度を選択することは、発生／成長型の現象（これは、どちらかと言えば粗い微細構造をもたらす。）と比較して、β相からα相へのマルテンサイト型の変態（これは、かなり細かい微細構造をもたらす。）を促進するのに役立つ。

また、好ましくは、本発明による熱処理方法の最後に、この方法は、さらに以下のステップ：
急冷ステップ後の、約５９５℃の温度で約８時間の間の焼戻しステップ；および次いで、
空気中での冷却ステップをさらに含む。

前述の熱処理方法に加えて、本発明は、また、チタン合金で作製された熱機械部品を、β領域でスタンピングすることにより製造する、このような熱処理方法を含む方法を提供する。

本発明はまた、チタン合金で作製された熱機械部品を提供するものであり、この熱機械部品を製造する方法は、前述の熱処理方法を含むかまたは前述の製造方法から得られるものである。

チタンの熱機械部品は、好ましくは、タービンエンジンの回転部分、特にコンプレッサディスク、具体的には高圧コンプレッサのコンプレッサディスクを形成する。

最後に、本発明はまた、上で与えられた定義のいずれかによる、熱機械部品が装備されたターボ機械を提供する。

本発明の別の利点および特徴は、例として作成された以下の説明を読み、および添付図を参照することで明らかになる。

本発明は、温度安定化チタン合金のすべてのタイプ：β、α／β、ほぼα、およびα（これらの用語は、完成された部品の構造に関係している。）クラスのチタン合金に関することが、思い起こされる。

特に、「６２４２」として知られている合金で作製された高圧コンプレッサディスクの出願人により使用され、序論において述べられている従来の熱処理は、以下のことに本質があることが、思い起こされる。

ディスクは、チタン合金のβ領域においてホットスタンピングを用いて鍛造することにより得られる。

このスタンピングステップの後に、９７０℃、すなわち、β変態点より３０℃低い温度で、合金のα／β領域における１時間の固溶化焼なましステップを含む熱処理方法が続く。この固溶化焼なましステップの後に、油または水−ポリマー混合物における急冷（２００℃／分の程度の、１３０℃／分から２５０℃／分の間に存在する冷却速度）ステップが続く。この後で、焼戻し操作が、５９５℃で８時間実施され、最後に冷却が空気中で行われる。

このようにして、β相の互いに平行な針によって構成されるコロニーを示す、図１において見ることができる微細構造を示す材料が製造される。これらの針は、この図において見ることのできる伸びた形状の断面を示し、しばしば、数百マイクロメートルにわたって伸びている。

図２において見ることのできる微細構造は、図１の合金と同一のチタン合金の微細構造に対応しており、以下の２つの相違点：
固溶化焼なまし温度がβ変態点−３０℃ではなく、β変態点−２０℃（約９８０℃）であったこと；および
熱処理方法を通じて使用された急冷速度が、かなり速く：２００℃／分ではなく４００℃／分であり、例えば油による急冷ではなく水による急冷を用い、場合により最も厚い区域を予め機械加工することによって、材料が極度に厚くなることを避けるように注意することを除き、前述の熱処理を受けていた。

このような状況下で、平行な針のコロニーは、寸法がより異なる針を含み、特に大きな針は殆ど存在していない。しかし、わずかな数ではあるが、「ドウェル効果」現象が、破壊の危険をもたらしやすい転位を蓄積するのに十分な量の、これらの大きな針が存在することが予想され得る。

図３および４を参照すると、本発明の方法を用いることにより得られた微細構造が見られる。

より厳密には、図１を参照して前述の従来の熱処理方法と比較すると、図３の微細構造を得るために行われた処理は、以下の通りである：
β変態点−３０℃におけるのではなく、β変態点−２０℃（約９８０℃）における固溶化焼なまし；および
固溶化焼なましは、１時間ではなく、８時間行われた。

このような状況下において、および図３において見られるように、針は、すべて断面の寸法がより小さく、長さは、１００μｍ未満に留まり、通常約５０μｍである。

したがって、針の寸法の減少には、体積の減少、および針の間の接合領域の減少が伴い、これにより、転位または空孔などの欠陥が移動する能力を抑制し、欠陥はより短い距離を移動することになり、蓄積される機会はより小さくなることが理解される。

図４において、図３に示された合金について行われた熱処理と比較すると、急冷は、また、より速い速度で、２００℃／分ではなく、４００℃／分で行われた。

したがって、概念は、急冷速度を２００℃／分の値より上になるまで増大させ、可能ならば、４００℃／分の値に近づくことである。それにも拘わらず、あまりにも急速に冷却することは、焼割れを出現させる危険を冒すことになるので、避ける必要がある。特に、４５０℃／分を超えると、引き続き行われる、あらゆる機械加工を妨害する、または部品を破壊する危険を冒しさえする、応力を誘発させる危険が存在する。

微細構造の観点から見た場合、図４において見られるように、結果は、図３の結果に類似している。

したがって、急冷速度を増すことおよび／または固溶化焼なましステップの時間を長くすることは、繰り返し応力に起因する、材料に対する損傷（この損傷は、材料を破壊する別の因子であり、クリープによる損傷の他に通常発生するものである。）を減少させるのに役立つことがわかる。

より正確には、これらの処理の変更により、微細構造は、材料中に損傷を生じさせる微細構造の寸法より小さな寸法で、より大幅に凍結される。これにより、単一粒子と同様に、針または粒子の界面の端に欠陥を集中させる大寸法の平行な針が束になった状態で、針または粒子が蓄積することを回避する。

したがって、平行な針の束で作製されたコロニーの寸法と針自体の寸法の両方を減少させることによって、欠陥に対する、特に発達中の、ことによるとグループ化し得る空孔に対する、より多くの障害物が生み出される。

最初に、従来技術の熱処理方法を使用して得られた、図１の微細構造を有する材料で作製された試料、次に本発明の熱処理方法を使用して得られた、図３の微細構造を有する材料で作製された試料のクリープ試験を行った。

より正確には、試験は、台形形状の繰り返し：１秒（ｓ）の間に、荷重を増加させること、１２０ｓの間、荷重を８６８メガパスカル（ＭＰａ）で一定に保持すること、次いで、１ｓの間に荷重をゼロに落とすこと、を実行することによって、荷重保持時間を含む、繰り返し荷重下において実施された。

この試験の結果は、図５に示されており、図５は、破壊に至るまでの繰り返し数の関数としてプロットした、荷重保持時間を含む繰り返し荷重下における、変形の伸びに対する比率を示すグラフである。

曲線Ａは、従来技術の熱処理方法を使用して得られた、図１の微細構造を有する材料の、この試験の結果を示す。

曲線Ｂは、本発明の熱処理方法を使用して得られた、図４の微細構造を有する材料の、この試験の結果を示す。

したがって、この標準化された試験は、破壊前の繰り返し数が５５００から１００００に引き上げられるので、本発明の熱処理方法が、破壊前の繰り返し数をほぼ２倍にすることができることを示す。

したがって、驚いたことに、本発明は、特に固溶化焼なましステップの時間を延ばすことにより、荷重保持時間を含む疲労強度試験の間の寿命を大幅に向上させることを可能にする。これは、主として、時間を延ばすことが、微細構造を改良することおよび特に、「ドウェル効果」現象の影響を受けやすいコロニーを形成する、α相の針の寸法を減少させることに役立つという事実による。

実際には、急速な急冷速度を用いることのできない大きな部品の場合は、より長い固溶化焼なまし時間（例えば、８時間）が選択され、４００℃／分の急冷速度に到達することが可能なより細かい部品の場合は、より短い固溶化焼なまし時間が適用され得る（例えば、４時間）。

さらに、固溶化焼なましの温度を上げると、粗いα相の初晶が溶解するのを促進させ、β相に変態させることが知られている。それにも拘わらず、合金のβ変態点を超えないことが必須であるので、β変態点−１５℃を超えない温度を選択しなければならない。固溶化焼なまし温度のこの上限は、β転移温度が知られている正確さおよび処理に用いられるオーブンの種類に応じて選択される。さらに、サブ変態点鍛造、すなわち、β転移温度未満の温度における鍛造を実施する場合は、鍛造温度より高い固溶化焼なまし温度を選択することが、当然適切である。

本発明の方法により得られる材料の機械的強度を測定するためのこの他の試験（引張り、クリープ、最大応力下における保持時間による疲労など）により、全体として、これらの材料は、従来法により得られるチタン合金と比較して、機械的特性を保存していること、すなわち、これらの結果は、本発明による変更を施されていない熱処理を受けた、類似部品について得られた結果の統計的平均値の範囲内に留まることが確認されている。

従来技術の従来の熱処理方法を用いて得られた微細構造を示す図である。 冷却速度をより速くすることにより修正された、従来技術の従来の熱処理方法を用いて得られた微細構造を示す図である。 本発明の熱処理方法を用いて得られた微細構造を示す図である。 冷却速度のより速い、本発明の熱処理方法を用いて得られた微細構造を示す図である。 従来技術の方法により得られた部品および本発明による方法により得られた部品に関する、荷重保持時間を含む繰り返し荷重下におけるクリープ試験の結果を示す図である。

Claims (9)

1. 固溶化焼なましステップが、β変態点−２０℃からβ変態点−１５℃の範囲にある温度において、４時間から８時間の範囲にある時間の間、実施されることを特徴とする、ＴＡ６Ｚｒ４ＤＥチタン合金で作製された熱機械部品の熱処理方法。
2. 以下のステップ：
   固溶化焼なましステップの後で、部品を２００℃／分を超える冷却速度で急冷するステップを実施することを、さらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の熱処理。
3. 部品を急冷するステップの間、冷却速度が、３００℃／分から４５０℃／分の範囲にあることを特徴とする、請求項２に記載の熱処理方法。
4. 以下のステップ：
   急冷ステップの後の、約５９５℃の温度における約８時間の間の焼戻しステップ；および次いで
   空気中での冷却ステップ
   をさらに含むことを特徴とする、請求項２または請求項３に記載の熱処理方法。
5. 製造がβ領域におけるスタンピングによるものであり、請求項１から４のいずれかに記載の熱処理方法を含む、チタン合金で作製された熱機械部品の製造方法。
6. 製造方法が、請求項１から４のいずれか一項に記載の熱処理方法を含む、または請求項５に記載の製造方法から得られる、チタン合金で作製された熱機械部品。
7. ターボ機械の回転部分を形成することを特徴とする、請求項６に記載の熱機械部品。
8. 高圧力コンプレッサディスクを形成することを特徴とする、請求項６または請求項７に記載の熱機械部品。
9. 請求項５から８のいずれか一項に記載の熱機械部品を含むターボ機械。

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