JP2015517028A - 単結晶(sx)または一方向凝固(ds)ニッケル基超合金製の部品を製造するための方法 - Google Patents
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Abstract
Description
単結晶(SX)および一方向凝固(DS)超合金の延性(変形性)は、従来の鋳造(CC)部品におけるものよりも低い。高多軸性の領域においては、SXおよびDS材料の低い延性がさらに低減される(下記参照)。
をもたらす(図2(b))。多軸3D状態の応力は、ポワソン効果を低減(さらには防止)する、つまり、多軸応力状態の変形性は、弾性体積(elastic volume)の変化によってのみ得られる(図3(a))。さらには、いくつかの損傷機構、例えばクリープ孔の成長は、多軸性によって著しく影響され、この場合、破断歪
は本質的に低減される(図3(b))。
本発明の課題は、単結晶(SX)または一方向凝固(DS)ニッケル基超合金製の部品、特にガスタービンの部品を製造するための方法であって、必要な強度の部品を追加的な手間をかけずにもたらす前記方法を開示することである。
本発明は、表面および熱処理の異なる組み合わせを経たニッケル基超合金製の試料の引張試験を含む調査に基づく。特に、それは表面を次の熱処理が延性の層の形成をもたらすように改質するように都合良く試みられた。それはγ’(ガンマプライム)ソルバス温度未満の熱処理によって達成され、粗いγ/γ’(ガンマ/ガンマプライム)微細構造(細胞状再結晶化)を最外領域でもたらす。
a) キャスティング室でブレードの溶体化熱処理、
b) ファーツリーの機械加工、
c) ファーツリーおよび/または冷却チャネルの内部表面の機械的処理(例えばショットピーニング)、
d) 高められた温度であるがしかしγ’(ガンマプライム)ソルバス温度未満での熱処理(例えばロウ付け熱処理の間)、
e) エアフォイルのための追加的なコーティングの施与、
f) コーティング拡散熱処理および析出熱処理。
・ タービン部品が、構造負荷を行うための材料の充分な延性を必要とする。
11 タービンブレード
12 ルート
13 プラットフォーム
14 エアフォイル
15,15’ 物体
16,16’ 表面
17 改質された表面層
HTS1〜4 熱処理段階
SM 機械加工/機械的処理段階
ST 試験段階
SHT 溶体化熱処理
Claims (4)
- 単結晶(SX)または一方向凝固(DS)ニッケル基超合金製の部品(11)、特にガスタービンの部品(11)の製造方法であって、熱処理(HTS1〜3)および機械加工および/または機械的処理段階(SM)を含み、前記機械加工/機械的処理段階(SM)が前記熱処理(HTS1〜3)前に行われる前記製造方法において、部品(11)の溶体化熱処理(SHT)が、前記機械加工/機械的処理段階(SM)の前に行われることを特徴とする、前記製造方法。
- 前記熱処理が複数の熱処理段階(HTS1〜3)を含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- 前記熱処理段階が、部品材料のγ’(ガンマプライム)ソルバス温度未満の温度で行われることを特徴とする、請求項2に記載の方法。
- 部品(11)の選択された表面が、機械加工段階(SM)後且つ前記熱処理(HTS1〜3)前に機械的に変形/処理され、第一の熱処理段階は高められた温度ではあるがγ’(ガンマプライム)ソルバス温度未満で行われ、追加的なコーティングが前記表面に施与され、その後、コーティング拡散熱処理段階および析出熱処理段階が行われることを特徴とする、請求項2に記載の方法。
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