JPH05214470A - バナジウムを含む斜方晶チタンニオブアルミナイド - Google Patents
バナジウムを含む斜方晶チタンニオブアルミナイドInfo
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- JPH05214470A JPH05214470A JP4279621A JP27962192A JPH05214470A JP H05214470 A JPH05214470 A JP H05214470A JP 4279621 A JP4279621 A JP 4279621A JP 27962192 A JP27962192 A JP 27962192A JP H05214470 A JPH05214470 A JP H05214470A
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- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C14/00—Alloys based on titanium
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- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C27/00—Alloys based on rhenium or a refractory metal not mentioned in groups C22C14/00 or C22C16/00
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- Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 改良された室温延性および室温破壊靭性を有
するチタンニオブアルミナイド合金。 【構成】 改良された室温延性及び破壊靭性を有するチ
タンニオブアルミナイド合金が、原子%で、約18乃至
30%のアルミニウム、約18乃至34%のニオブ、約
0.25乃至7%のバナジウム及び残部実質的にチタン
から形成される。
するチタンニオブアルミナイド合金。 【構成】 改良された室温延性及び破壊靭性を有するチ
タンニオブアルミナイド合金が、原子%で、約18乃至
30%のアルミニウム、約18乃至34%のニオブ、約
0.25乃至7%のバナジウム及び残部実質的にチタン
から形成される。
Description
【0001】
【発明の背景】本発明はチタン基合金に関し、そして更
に詳しくは、合金ミクロ組織の体積分量の少なくとも2
5%を占める実質的な割合の斜方晶結晶形を含むチタン
ニオブアルミナイド合金に関する。本明細書においてチ
タンニオブアルミナイドとして言及し、そして米国特許
第5,032,357号明細書に開示されている新たな
チタンアルミナイド合金は、約18乃至32原子%のア
ルミニウム、18乃至34原子%のニオブ及び残部本質
的にチタンから成る。このチタンニオブアルミナイド合
金は、先行技術の三元チタンアルミナイド合金と比べて
改良された高温強度及び比肩し得る乃至は改良された破
壊靭性を有することが分った。前記チタンニオブアルミ
ナイド合金のミクロ組織の体積分量の少なくとも25%
を占める斜方晶相が、該合金の改良された性質に対して
重大な貢献をするものと確信される。合金組成は、以下
に時として、例えば25原子%のアルミニウム、25原
子%のニオブ及び残部チタンから成る合金に対して、T
i−25Al−25Nbなどと表示する。
に詳しくは、合金ミクロ組織の体積分量の少なくとも2
5%を占める実質的な割合の斜方晶結晶形を含むチタン
ニオブアルミナイド合金に関する。本明細書においてチ
タンニオブアルミナイドとして言及し、そして米国特許
第5,032,357号明細書に開示されている新たな
チタンアルミナイド合金は、約18乃至32原子%のア
ルミニウム、18乃至34原子%のニオブ及び残部本質
的にチタンから成る。このチタンニオブアルミナイド合
金は、先行技術の三元チタンアルミナイド合金と比べて
改良された高温強度及び比肩し得る乃至は改良された破
壊靭性を有することが分った。前記チタンニオブアルミ
ナイド合金のミクロ組織の体積分量の少なくとも25%
を占める斜方晶相が、該合金の改良された性質に対して
重大な貢献をするものと確信される。合金組成は、以下
に時として、例えば25原子%のアルミニウム、25原
子%のニオブ及び残部チタンから成る合金に対して、T
i−25Al−25Nbなどと表示する。
【0002】公知の三元チタンアルミナイドに、モリブ
デン、タンタル、バナジウム、ハフニウム及びケイ素等
の様々な元素が添加された。例えば、エム・ジェー・ブ
ラックバーン及びダブリュー・ピー・スミス、「合金の
探求的実験的調査遂行のための研究」、レポート番号A
FWAL−TR−80−4175、米国空軍、WRD
C、1980年11月[Blackburn,M.J.
and W.P.Smith,“Research t
o Conduct an Exploratory
Experimental Investigatio
n of Alloys”Report No.AFW
AL−TR−80−4175,U.S.Air For
ce,WRDC,November,1980]及び米
国特許第4,788,035号及び同4,292,07
7号各明細書を参照することができる。前記合金におけ
るバナジウムの影響を比較するために、前記文献中の先
行技術のチタンアルミナイドの機械的性質のいくつかを
下記表1に示した。
デン、タンタル、バナジウム、ハフニウム及びケイ素等
の様々な元素が添加された。例えば、エム・ジェー・ブ
ラックバーン及びダブリュー・ピー・スミス、「合金の
探求的実験的調査遂行のための研究」、レポート番号A
FWAL−TR−80−4175、米国空軍、WRD
C、1980年11月[Blackburn,M.J.
and W.P.Smith,“Research t
o Conduct an Exploratory
Experimental Investigatio
n of Alloys”Report No.AFW
AL−TR−80−4175,U.S.Air For
ce,WRDC,November,1980]及び米
国特許第4,788,035号及び同4,292,07
7号各明細書を参照することができる。前記合金におけ
るバナジウムの影響を比較するために、前記文献中の先
行技術のチタンアルミナイドの機械的性質のいくつかを
下記表1に示した。
【0003】
【表1】 表1 先行技術のチタンアルミナイド合金の機械的性質 極限 組成 (原子%) 0.2%耐力 引張強さ 伸びAl Nb V Ti (ksi) (ksi) (%) 25 14 残部 120 142 2.1 25 14 残部 116 134 2.6 25 10 4 残部 105 127 1.7 25 10 4 残部 105 128 2.0 22.5 10 残部 50.06 64.2 16.5 22.5 10 残部 70.04 110.2 20 22.5 5 5 残部 108.2 138.4 6 24 11 残部 4 24 9 2 残部 2.3 上記表1に示した引張試験特性から、前記の先行技術の
三元チタンアルミナイドへのバナジウムの添加により、
該合金の室温延性の低下という結果が得られることが分
る。合金の密度を減少させるために、ある種の三元チタ
ンアルミナイド合金中のニオブをバナジウムで置換する
ことが有用であることが分ったが、延性が低下した。
三元チタンアルミナイドへのバナジウムの添加により、
該合金の室温延性の低下という結果が得られることが分
る。合金の密度を減少させるために、ある種の三元チタ
ンアルミナイド合金中のニオブをバナジウムで置換する
ことが有用であることが分ったが、延性が低下した。
【0004】本発明の目的は、バナジウムを含み、そし
て改良された室温延性を有するチタンニオブアルミナイ
ド合金を提供することにある。本発明のもう1つの目的
は、バナジウムを含み、そして改良された室温破壊靭性
を有するチタンニオブアルミナイド合金を提供すること
にある。
て改良された室温延性を有するチタンニオブアルミナイ
ド合金を提供することにある。本発明のもう1つの目的
は、バナジウムを含み、そして改良された室温破壊靭性
を有するチタンニオブアルミナイド合金を提供すること
にある。
【0005】
【発明の概説】これらの、そして他の目的が、原子%
で、約18乃至30%のアルミニウム、約18乃至34
%のニオブ、約0.25乃至7%のバナジウム及び残部
実質的にチタンから成るチタン基合金を提供することに
より達成される。「残部実質的にチタン」という用語
は、チタンが前記合金中に存在する他の何れの元素より
も含量が大である主要な元素であり、そして残りの原子
パーセントを占めることを意味する。しかし、前記合金
の強度、延性及び破壊靭性の獲得を妨害しない他の元素
が、不純物として又は非妨害濃度で存在することができ
る。例えば、酸素、炭素及び窒素の不純物量は、夫々
0.6原子%未満であるべきである。
で、約18乃至30%のアルミニウム、約18乃至34
%のニオブ、約0.25乃至7%のバナジウム及び残部
実質的にチタンから成るチタン基合金を提供することに
より達成される。「残部実質的にチタン」という用語
は、チタンが前記合金中に存在する他の何れの元素より
も含量が大である主要な元素であり、そして残りの原子
パーセントを占めることを意味する。しかし、前記合金
の強度、延性及び破壊靭性の獲得を妨害しない他の元素
が、不純物として又は非妨害濃度で存在することができ
る。例えば、酸素、炭素及び窒素の不純物量は、夫々
0.6原子%未満であるべきである。
【0006】
【発明の詳述】本発明の合金は、良好な高温強度を得な
がら、前記チタンニオブアルミナイドと比べて室温延性
及び破壊靭性において改良されている。驚くべきこと
に、本発明者は、約0.25乃至7原子%のバナジウム
を含むチタンニオブアルミナイドが、室温延性及び靭性
において可成り改良されることを見い出した。前記合金
中にバナジウムを添加すると強度が低下する可能性があ
るが、高温強度は、ガスタービン内のケーシング、リン
グ、アフタバーナノズル又はフラップ、及び圧縮機部品
等の様々な用途に対して依然として許容できるものであ
る。
がら、前記チタンニオブアルミナイドと比べて室温延性
及び破壊靭性において改良されている。驚くべきこと
に、本発明者は、約0.25乃至7原子%のバナジウム
を含むチタンニオブアルミナイドが、室温延性及び靭性
において可成り改良されることを見い出した。前記合金
中にバナジウムを添加すると強度が低下する可能性があ
るが、高温強度は、ガスタービン内のケーシング、リン
グ、アフタバーナノズル又はフラップ、及び圧縮機部品
等の様々な用途に対して依然として許容できるものであ
る。
【0007】本発明の合金は、チタンアルミナイドの融
解及び鋳造に用いる従来からの方法により成形すること
ができる。例えば、合金をプラズマアークスカル融解及
び銅チル鋳型内での滴下鋳造により成形することができ
る。そのほか、前記合金を溶融紡糸リボン及び該リボン
を圧密化するための熱間静水圧圧縮成形等の急速凝固法
によっても成形することができる。
解及び鋳造に用いる従来からの方法により成形すること
ができる。例えば、合金をプラズマアークスカル融解及
び銅チル鋳型内での滴下鋳造により成形することができ
る。そのほか、前記合金を溶融紡糸リボン及び該リボン
を圧密化するための熱間静水圧圧縮成形等の急速凝固法
によっても成形することができる。
【0008】アルミニウムが約30原子%を超えると、
望ましくない脆化相がその量の増加とともに形成され、
本発明合金のミクロ組織安定性及び延性を低下させる。
好ましくは、アルミニウムは約26原子%未満である。
ニオブが約34原子%を超えると、望ましくないシグマ
相がその量の増加とともに形成され、そしてミクロ組織
安定性及び延性が低下する。好ましくは、ニオブは約3
0原子%未満である。好ましくは、バナジウムは約0.
5乃至7原子%であり、そして最も好ましくは約1乃至
5原子%である。
望ましくない脆化相がその量の増加とともに形成され、
本発明合金のミクロ組織安定性及び延性を低下させる。
好ましくは、アルミニウムは約26原子%未満である。
ニオブが約34原子%を超えると、望ましくないシグマ
相がその量の増加とともに形成され、そしてミクロ組織
安定性及び延性が低下する。好ましくは、ニオブは約3
0原子%未満である。好ましくは、バナジウムは約0.
5乃至7原子%であり、そして最も好ましくは約1乃至
5原子%である。
【0009】
【実施例】従来からの銅チルるつぼ内での不活性ガスプ
ラズマ融解及び銅チル鋳型内での滴下鋳造により、多数
のチタンニオブアルミナイド合金及びバナジウムを含む
チタンニオブアルミナイド合金を成形して、直径約1.
2インチのインゴットを作製した。従来からの溶融紡糸
法により他の合金を成形してリボンを作製し、該リボン
を1000℃、圧力30ksi、3時間の熱間静水圧圧
縮成形により直径約1インチのインゴットへと圧密化し
た。インゴットのいくつかを、不活性雰囲気中、125
0℃で24時間加熱して均質化した。前記インゴットを
直径2インチのステンレス鋼押出缶内に入れ、そして約
9/16インチの内径を有するダイを通して1000℃
で押し出して棒(ロッド)を成形した。
ラズマ融解及び銅チル鋳型内での滴下鋳造により、多数
のチタンニオブアルミナイド合金及びバナジウムを含む
チタンニオブアルミナイド合金を成形して、直径約1.
2インチのインゴットを作製した。従来からの溶融紡糸
法により他の合金を成形してリボンを作製し、該リボン
を1000℃、圧力30ksi、3時間の熱間静水圧圧
縮成形により直径約1インチのインゴットへと圧密化し
た。インゴットのいくつかを、不活性雰囲気中、125
0℃で24時間加熱して均質化した。前記インゴットを
直径2インチのステンレス鋼押出缶内に入れ、そして約
9/16インチの内径を有するダイを通して1000℃
で押し出して棒(ロッド)を成形した。
【0010】押し出したロッドを機械加工して、引張試
験用のブランクを成形した。これらブランクを、ベータ
変態温度を超えて加熱し、又は時効熱処理を行ない、又
はこれら両者の組合せにより熱処理した。ベータ変態温
度は、チタン又はチタン合金のミクロ組織が低温アルフ
ァ又はアルファ−2相から高温ベータ相へと転移する温
度である。ベータ変態温度はチタン合金の組成に応じて
変化し、そしてベータ熱処理をアルゴン雰囲気中で10
75℃又は1125℃で約1時間行なった。
験用のブランクを成形した。これらブランクを、ベータ
変態温度を超えて加熱し、又は時効熱処理を行ない、又
はこれら両者の組合せにより熱処理した。ベータ変態温
度は、チタン又はチタン合金のミクロ組織が低温アルフ
ァ又はアルファ−2相から高温ベータ相へと転移する温
度である。ベータ変態温度はチタン合金の組成に応じて
変化し、そしてベータ熱処理をアルゴン雰囲気中で10
75℃又は1125℃で約1時間行なった。
【0011】本発明合金において、前記時効熱処理によ
り斜方晶相が形成され、そしてミクロ組織が安定化され
る。時効熱処理を、アルゴン雰囲気中、815℃で2時
間、4時間又は24時間行なった。いくつかのブランク
に、更に760℃、100時間の長時間時効熱処理を施
した。前記ベータ及び時効熱処理後に、約5℃/秒の冷
却速度を作り出すためにブランクを炉冷却室(cc)内
で冷却し、又は約2℃/秒の冷却速度を作り出すために
ブランクを耐火れんが(bc)熱塊内で冷却して、制御
された冷却速度を得た。各押出しロッドからのブランク
の合金組成及び加工熱処理を、下記表2に示した。表2
において、ロッド2は、インゴットへと圧密化した溶融
紡糸リボンから成形し、そしてロッド1及び3乃至6は
滴下鋳造インゴットから成形した。
り斜方晶相が形成され、そしてミクロ組織が安定化され
る。時効熱処理を、アルゴン雰囲気中、815℃で2時
間、4時間又は24時間行なった。いくつかのブランク
に、更に760℃、100時間の長時間時効熱処理を施
した。前記ベータ及び時効熱処理後に、約5℃/秒の冷
却速度を作り出すためにブランクを炉冷却室(cc)内
で冷却し、又は約2℃/秒の冷却速度を作り出すために
ブランクを耐火れんが(bc)熱塊内で冷却して、制御
された冷却速度を得た。各押出しロッドからのブランク
の合金組成及び加工熱処理を、下記表2に示した。表2
において、ロッド2は、インゴットへと圧密化した溶融
紡糸リボンから成形し、そしてロッド1及び3乃至6は
滴下鋳造インゴットから成形した。
【0012】
【表2】
【0013】ブランクから引張試験試料を放電加工し、
そして研削してゲージ長0.4インチ、ゲージ断面直径
0.08インチを有する引張試験片を成形した。引張試
験を、米国材料試験協会(ASTM)法E8、ASTM
規格の1990年版03.01巻(1990 Annu
al Book of ASTM Standard
s,Vol.03.01)に準拠して、インストロン
(INSTRON)引張機で空気中室温及び真空中65
0℃で行なった。引張試験結果を、下記表3に示した。
そして研削してゲージ長0.4インチ、ゲージ断面直径
0.08インチを有する引張試験片を成形した。引張試
験を、米国材料試験協会(ASTM)法E8、ASTM
規格の1990年版03.01巻(1990 Annu
al Book of ASTM Standard
s,Vol.03.01)に準拠して、インストロン
(INSTRON)引張機で空気中室温及び真空中65
0℃で行なった。引張試験結果を、下記表3に示した。
【0014】
【表3】
【0015】前記方法により、数種の合金をロッドへと
成形した。ロッドを押し出す前に、均質化熱処理を行な
わなかった。ロッドを破壊靭性試験用ブランクへと切削
し、そして引張試験のためにブランクを前記方法により
熱処理した。各押出しロッドからのブランクの合金組成
及び熱処理を、下記表4に示した。
成形した。ロッドを押し出す前に、均質化熱処理を行な
わなかった。ロッドを破壊靭性試験用ブランクへと切削
し、そして引張試験のためにブランクを前記方法により
熱処理した。各押出しロッドからのブランクの合金組成
及び熱処理を、下記表4に示した。
【0016】
【表4】
【0017】約1インチ×0.1インチ×0.1インチ
の小さなバーを、放電加工により前記ブランクから切り
出した。放電加工により、前記バーの長さの約半分の位
置に深さ約0.05インチの切欠を形成した。これら切
欠バーのいくつかを、「Ti−25Al−25Nb付近
のチタンアルミナイドの機械的性質」、アール・ジー・
ローエ、ザ・ミネラルズ、メタルズ・アンド・マテリア
ルズ ソサェティ、30号、1991年、387乃至3
98頁[“The Mechanical Prope
rties of Titanium Alumini
des Near Ti−25Al−25Nb,”
R.G.Rowe,The Minerals,Met
als & Materials Society,N
o.30,1991,pp.387−398]に開示さ
れている方法に従って繰返し圧縮により予備き裂を発生
させた。前記文献において、Ti−24Al−11Nb
に関して、放電加工切欠を有するバーと疲労予備き裂切
欠を有するバーとの間の破壊靭性の関係が見い出され
た。疲労予備き裂切欠を有するバーの破壊靭性を、0.
73の乗算係数を用いて、放電加工切欠を有するバーの
破壊靭性から算定することができた。
の小さなバーを、放電加工により前記ブランクから切り
出した。放電加工により、前記バーの長さの約半分の位
置に深さ約0.05インチの切欠を形成した。これら切
欠バーのいくつかを、「Ti−25Al−25Nb付近
のチタンアルミナイドの機械的性質」、アール・ジー・
ローエ、ザ・ミネラルズ、メタルズ・アンド・マテリア
ルズ ソサェティ、30号、1991年、387乃至3
98頁[“The Mechanical Prope
rties of Titanium Alumini
des Near Ti−25Al−25Nb,”
R.G.Rowe,The Minerals,Met
als & Materials Society,N
o.30,1991,pp.387−398]に開示さ
れている方法に従って繰返し圧縮により予備き裂を発生
させた。前記文献において、Ti−24Al−11Nb
に関して、放電加工切欠を有するバーと疲労予備き裂切
欠を有するバーとの間の破壊靭性の関係が見い出され
た。疲労予備き裂切欠を有するバーの破壊靭性を、0.
73の乗算係数を用いて、放電加工切欠を有するバーの
破壊靭性から算定することができた。
【0018】米国陸軍省規格MIL−STD−1942
A(提案):「高性能セラミックの外界温度における曲
げ強さ」[Department of the Ar
mystandard MIL−STD−1942A
(Proposed):“Flexural Stre
ngth of High PerformanceC
eramics at Ambient Temper
atures”]に準拠して、三点曲げ破壊靭性試験を
行なった。破壊靭性試験の結果を、下記表5に示した。
いくつかの試験について、疲労予備き裂を有する切欠バ
ーの算定破壊靭性を、表5に示した。該算定破壊靭性
は、放電加工切欠バーの破壊靭性に前記の0.73の係
数を掛けて得た。
A(提案):「高性能セラミックの外界温度における曲
げ強さ」[Department of the Ar
mystandard MIL−STD−1942A
(Proposed):“Flexural Stre
ngth of High PerformanceC
eramics at Ambient Temper
atures”]に準拠して、三点曲げ破壊靭性試験を
行なった。破壊靭性試験の結果を、下記表5に示した。
いくつかの試験について、疲労予備き裂を有する切欠バ
ーの算定破壊靭性を、表5に示した。該算定破壊靭性
は、放電加工切欠バーの破壊靭性に前記の0.73の係
数を掛けて得た。
【0019】
【表5】 表5 室温破壊靭性 放電加工 切欠バー 算定予備 予備き裂 ブラ の破壊靭 き裂破壊 バーの破 ンク Al Nb V Ti 性 * 靭性 * 壊靭性* A 21.3 25.3 残部 24.5 17.9 B 34.2 25 B 26.9 19.7 C 22.2 19.3 5.3 残部 塑性 ** C 塑性 ** C 塑性 ** D 21.5 20 5 残部 26.7 D 25.9 E 26.4 E 27.7 * 単位は何れもksi・(インチ)1/2 である。 ** 破壊以前に塑性曲げを被った。 本発明合金の耐酸化性を、チタンニオブアルミナイド及
び従来からのチタン合金と比較した。以下にTi−62
42という第1の合金は、6重量%のアルミニウム、2
重量%のスズ、4重量%のジルコニウム、2重量%のモ
リブデン及び残部チタンから成っていた。以下にベータ
−21Sという第2の合金は、15重量%のモリブデ
ン、2.7重量%のニオブ、3重量%のアルミニウム、
0.2重量%のケイ素及び残部チタンから成っていた。
以下にAF2という第3の合金は、6.4重量%のアル
ミニウム、1重量%のニオブ、3.2重量%のスズ、3
重量%のジルコニウム、2.5重量%のハフニウム、
0.3重量%のルテニウム、0.14重量%のケイ素、
0.33重量%のゲルマニウム及び残部チタンから成っ
ていた。前記チタンニオブアルミナイド及び本発明のバ
ナジウムを含むチタンニオブアルミナイドの組成を、下
記表6に示した。
び従来からのチタン合金と比較した。以下にTi−62
42という第1の合金は、6重量%のアルミニウム、2
重量%のスズ、4重量%のジルコニウム、2重量%のモ
リブデン及び残部チタンから成っていた。以下にベータ
−21Sという第2の合金は、15重量%のモリブデ
ン、2.7重量%のニオブ、3重量%のアルミニウム、
0.2重量%のケイ素及び残部チタンから成っていた。
以下にAF2という第3の合金は、6.4重量%のアル
ミニウム、1重量%のニオブ、3.2重量%のスズ、3
重量%のジルコニウム、2.5重量%のハフニウム、
0.3重量%のルテニウム、0.14重量%のケイ素、
0.33重量%のゲルマニウム及び残部チタンから成っ
ていた。前記チタンニオブアルミナイド及び本発明のバ
ナジウムを含むチタンニオブアルミナイドの組成を、下
記表6に示した。
【0020】各合金の試料を、熱サイクル試験において
1300°Fの燃焼火炎に550時間暴露した。火炎中
で19分間加熱し、次いで1分間強勢空冷し、そしてこ
の加熱・冷却を繰り返して、試料を1時間あたり3回の
サイクルに付した。酸化及び酸素吸収に関する総重量増
加を決定するために、各試料の重量増加を測定し、そし
て下記表6に示した。
1300°Fの燃焼火炎に550時間暴露した。火炎中
で19分間加熱し、次いで1分間強勢空冷し、そしてこ
の加熱・冷却を繰り返して、試料を1時間あたり3回の
サイクルに付した。酸化及び酸素吸収に関する総重量増
加を決定するために、各試料の重量増加を測定し、そし
て下記表6に示した。
【0021】
【表6】 表6 燃焼火炎中での酸化 重量増加 合金 (mg/cm2 ) 備考 Ti−6242 0.878 スポーリング酸化物 ベータ−21S 0.825 AF2 0.623 Ti−22Al−27Nb 0.565 Ti−22Al−26Nb−1V 0.639 表3を参照して、ロッド番号3乃至6の本発明の合金を
ロッド番号1及び2のチタンニオブアルミナイド合金と
比較することができる。本発明合金の室温延性が、前記
チタンニオブアルミナイドから非常に改良されているこ
とが分る。例えば、ロッド番号1の引張特性をロッド番
号6の引張特性と比べる。両方共に押出し前に均質化に
より同様に熱処理し、そしてベータ熱処理を行なってい
ない。ロッド番号6の室温伸びはロッド番号1の伸びの
2倍を超え、そしてロッド番号6の降伏強さはロッド番
号1の降伏強さと比肩し得る。
ロッド番号1及び2のチタンニオブアルミナイド合金と
比較することができる。本発明合金の室温延性が、前記
チタンニオブアルミナイドから非常に改良されているこ
とが分る。例えば、ロッド番号1の引張特性をロッド番
号6の引張特性と比べる。両方共に押出し前に均質化に
より同様に熱処理し、そしてベータ熱処理を行なってい
ない。ロッド番号6の室温伸びはロッド番号1の伸びの
2倍を超え、そしてロッド番号6の降伏強さはロッド番
号1の降伏強さと比肩し得る。
【0022】次に、ロッド番号2とロッド番号4との引
張特性を比較する。ロッド2及び4には均質化熱処理を
行なっておらず、そして両方のロッドに押出し後ベータ
熱処理を施している。ロッド番号4の降伏強さはロッド
番号2と比べて低下しているが、室温延性は12倍改良
された。ロッド番号3は、直接時効熱処理を施した、即
ち均質化又はベータ熱処理を施していない本発明のバナ
ジウム含有合金である。ロッド3からの引張試料の室温
伸びは約19%であり、前記チタンニオブアルミナイド
試料の延性よりも遥かに高い。
張特性を比較する。ロッド2及び4には均質化熱処理を
行なっておらず、そして両方のロッドに押出し後ベータ
熱処理を施している。ロッド番号4の降伏強さはロッド
番号2と比べて低下しているが、室温延性は12倍改良
された。ロッド番号3は、直接時効熱処理を施した、即
ち均質化又はベータ熱処理を施していない本発明のバナ
ジウム含有合金である。ロッド3からの引張試料の室温
伸びは約19%であり、前記チタンニオブアルミナイド
試料の延性よりも遥かに高い。
【0023】表5を参照すると、本発明合金の破壊靭性
が先行技術のチタンニオブアルミナイドの室温破壊靭性
から可成り改良されていることが分る。本発明のTi−
22.2Nb−19.3Al−5.3V合金は、切欠バ
ーの破壊前に塑性曲げを示したことに留意すべきであ
る。破壊前の塑性曲げは、破壊靭性がチタンニオブアル
ミナイドバーの破壊靭性よりも実質的に高いことを示し
ている。
が先行技術のチタンニオブアルミナイドの室温破壊靭性
から可成り改良されていることが分る。本発明のTi−
22.2Nb−19.3Al−5.3V合金は、切欠バ
ーの破壊前に塑性曲げを示したことに留意すべきであ
る。破壊前の塑性曲げは、破壊靭性がチタンニオブアル
ミナイドバーの破壊靭性よりも実質的に高いことを示し
ている。
【0024】表6を参照すると、サイクル酸化試験にお
いて合金Ti−6242の試料が最大の重量増加を経験
した。合金Ti−6242の試料で酸化物のスポーリン
グが観察されたため、実際の重量増加は0.878ミリ
グラム/cm2 より大である。耐酸化性合金AF2の試
料が、従来からのチタン合金の中で最低の重量増加を得
た。合金Ti−22Al−27Nbのチタンニオブアル
ミナイド試料は、0.565ミリグラム/cm2 の最低
の重量増加を得た。本発明の合金である合金Ti−22
Al−26Nb−1Vの試料は、従来のAF2合金と比
肩し得る耐酸化性を有していた。チタン合金又はチタン
アルミナイド合金の耐酸化性はバナジウムにより低下す
ることが知られているが、本発明のバナジウム含有合金
の耐酸化性は、バナジウムを含まない公知のベータ又は
アルファ・プラス・ベータチタン合金と比肩し得るか、
又は該合金よりも改良されている。
いて合金Ti−6242の試料が最大の重量増加を経験
した。合金Ti−6242の試料で酸化物のスポーリン
グが観察されたため、実際の重量増加は0.878ミリ
グラム/cm2 より大である。耐酸化性合金AF2の試
料が、従来からのチタン合金の中で最低の重量増加を得
た。合金Ti−22Al−27Nbのチタンニオブアル
ミナイド試料は、0.565ミリグラム/cm2 の最低
の重量増加を得た。本発明の合金である合金Ti−22
Al−26Nb−1Vの試料は、従来のAF2合金と比
肩し得る耐酸化性を有していた。チタン合金又はチタン
アルミナイド合金の耐酸化性はバナジウムにより低下す
ることが知られているが、本発明のバナジウム含有合金
の耐酸化性は、バナジウムを含まない公知のベータ又は
アルファ・プラス・ベータチタン合金と比肩し得るか、
又は該合金よりも改良されている。
Claims (9)
- 【請求項1】 原子%で、約18乃至30%のアルミニ
ウム、約18乃至34%のニオブ、約0.25乃至7%
のバナジウム及び残部実質的にチタンから成るチタンア
ルミニウム合金。 - 【請求項2】 約18乃至26%のアルミニウムを含む
請求項1記載のチタン合金。 - 【請求項3】 約18乃至30%のニオブを含む請求項
1記載のチタン合金。 - 【請求項4】 約18乃至30%のニオブを含む請求項
2記載のチタン合金。 - 【請求項5】 約0.5乃至7%のバナジウムを含む請
求項1記載のチタン合金。 - 【請求項6】 約0.5乃至7%のバナジウムを含む請
求項4記載のチタン合金。 - 【請求項7】 約1乃至5%のバナジウムを含む請求項
6記載のチタン合金。 - 【請求項8】 原子%で、約18乃至30%のアルミニ
ウム、約18乃至34%のニオブ、約0.25乃至7%
のバナジウム及び残部実質的にチタンから成るガスター
ビン部品。 - 【請求項9】 約18乃至26%のアルミニウム、約1
8乃至30%のニオブ及び約1乃至5%のバナジウムを
含む請求項8記載のガスタービン部品。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US795576 | 1991-10-21 | ||
US07/795,576 US5205984A (en) | 1991-10-21 | 1991-10-21 | Orthorhombic titanium niobium aluminide with vanadium |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH05214470A true JPH05214470A (ja) | 1993-08-24 |
Family
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP4279621A Withdrawn JPH05214470A (ja) | 1991-10-21 | 1992-10-19 | バナジウムを含む斜方晶チタンニオブアルミナイド |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5205984A (ja) |
EP (1) | EP0539152A1 (ja) |
JP (1) | JPH05214470A (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2018505316A (ja) * | 2014-12-22 | 2018-02-22 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | チタンを主成分とする金属間化合物合金 |
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---|---|---|---|---|
US5376193A (en) * | 1993-06-23 | 1994-12-27 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of Commerce | Intermetallic titanium-aluminum-niobium-chromium alloys |
JP3626507B2 (ja) * | 1993-07-14 | 2005-03-09 | 本田技研工業株式会社 | 高強度高延性TiAl系金属間化合物 |
FR2760469B1 (fr) | 1997-03-05 | 1999-10-22 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Aluminium de titane utilisable a temperature elevee |
FR2772790B1 (fr) * | 1997-12-18 | 2000-02-04 | Snecma | ALLIAGES INTERMETALLIQUES A BASE DE TITANE DU TYPE Ti2AlNb A HAUTE LIMITE D'ELASTICITE ET FORTE RESISTANCE AU FLUAGE |
US6726787B2 (en) * | 1999-01-07 | 2004-04-27 | Jiin-Huey Chern Lin | Process for making a work piece having a major phase of α from a titanium alloy |
US6723189B2 (en) * | 1999-01-07 | 2004-04-20 | Jiin-Huey Chern Lin | Process for making a work piece having a major phase of α″ from a titanium alloy |
US6409852B1 (en) * | 1999-01-07 | 2002-06-25 | Jiin-Huey Chern | Biocompatible low modulus titanium alloy for medical implant |
WO2004003242A1 (en) * | 2002-06-27 | 2004-01-08 | Memry Corporation | ß TITANIUM COMPOSITIONS AND METHODS OF MANUFACTURE THEREOF |
US20040168751A1 (en) * | 2002-06-27 | 2004-09-02 | Wu Ming H. | Beta titanium compositions and methods of manufacture thereof |
US20040261912A1 (en) * | 2003-06-27 | 2004-12-30 | Wu Ming H. | Method for manufacturing superelastic beta titanium articles and the articles derived therefrom |
US7358674B2 (en) * | 2004-07-27 | 2008-04-15 | General Electric Company | Structure having electrodes with metal core and coating |
US8858697B2 (en) | 2011-10-28 | 2014-10-14 | General Electric Company | Mold compositions |
US9011205B2 (en) | 2012-02-15 | 2015-04-21 | General Electric Company | Titanium aluminide article with improved surface finish |
US8932518B2 (en) | 2012-02-29 | 2015-01-13 | General Electric Company | Mold and facecoat compositions |
US8906292B2 (en) | 2012-07-27 | 2014-12-09 | General Electric Company | Crucible and facecoat compositions |
US8708033B2 (en) | 2012-08-29 | 2014-04-29 | General Electric Company | Calcium titanate containing mold compositions and methods for casting titanium and titanium aluminide alloys |
US8992824B2 (en) | 2012-12-04 | 2015-03-31 | General Electric Company | Crucible and extrinsic facecoat compositions |
US9592548B2 (en) | 2013-01-29 | 2017-03-14 | General Electric Company | Calcium hexaluminate-containing mold and facecoat compositions and methods for casting titanium and titanium aluminide alloys |
US9192983B2 (en) | 2013-11-26 | 2015-11-24 | General Electric Company | Silicon carbide-containing mold and facecoat compositions and methods for casting titanium and titanium aluminide alloys |
US9511417B2 (en) | 2013-11-26 | 2016-12-06 | General Electric Company | Silicon carbide-containing mold and facecoat compositions and methods for casting titanium and titanium aluminide alloys |
US10391547B2 (en) | 2014-06-04 | 2019-08-27 | General Electric Company | Casting mold of grading with silicon carbide |
CN105331849B (zh) * | 2015-10-10 | 2017-04-26 | 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 | 一种Ti2AlNb基合金 |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4716020A (en) * | 1982-09-27 | 1987-12-29 | United Technologies Corporation | Titanium aluminum alloys containing niobium, vanadium and molybdenum |
US4788035A (en) * | 1987-06-01 | 1988-11-29 | General Electric Company | Tri-titanium aluminide base alloys of improved strength and ductility |
GB8718192D0 (en) * | 1987-07-31 | 1987-09-09 | Secr Defence | Titanium alloys |
JPH02163334A (ja) * | 1988-12-16 | 1990-06-22 | Daido Steel Co Ltd | 冷間加工性に優れたチタン合金 |
US5032357A (en) * | 1989-03-20 | 1991-07-16 | General Electric Company | Tri-titanium aluminide alloys containing at least eighteen atom percent niobium |
FR2674257B1 (fr) * | 1991-03-20 | 1993-05-28 | Armines | Alliages a base de niobium et de titane resistant a l'oxydation a hautes temperatures. |
-
1991
- 1991-10-21 US US07/795,576 patent/US5205984A/en not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-10-19 JP JP4279621A patent/JPH05214470A/ja not_active Withdrawn
- 1992-10-20 EP EP92309565A patent/EP0539152A1/en not_active Withdrawn
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2018505316A (ja) * | 2014-12-22 | 2018-02-22 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | チタンを主成分とする金属間化合物合金 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0539152A1 (en) | 1993-04-28 |
US5205984A (en) | 1993-04-27 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000104 |