JPH11247614A - 羽根及び羽根を製作する方法 - Google Patents
羽根及び羽根を製作する方法Info
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- JPH11247614A JPH11247614A JP10356176A JP35617698A JPH11247614A JP H11247614 A JPH11247614 A JP H11247614A JP 10356176 A JP10356176 A JP 10356176A JP 35617698 A JP35617698 A JP 35617698A JP H11247614 A JPH11247614 A JP H11247614A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/286—Particular treatment of blades, e.g. to increase durability or resistance against corrosion or erosion
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
- C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
- C22F1/10—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of nickel or cobalt or alloys based thereon
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
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- C22F1/183—High-melting or refractory metals or alloys based thereon of titanium or alloys based thereon
-
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- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/60—Structure; Surface texture
-
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 羽根の疲れ強さ及びクリープ破断強さを増大
させる。 【解決手段】 羽根ブレード(2)と羽根基部(3)と
を有する羽根(1)はドーピング物質を含有するγチタ
ンアルミニドをベースとする合金から成っている。羽根
(1)の表面層(4)の少なくとも一部分が細粒の組織
を有し,かつ心部(5)が粗粒の組織を有している。細
粒の表面層(4)の延性が粗粒の心部(5)よりも増大
せしめられている。
させる。 【解決手段】 羽根ブレード(2)と羽根基部(3)と
を有する羽根(1)はドーピング物質を含有するγチタ
ンアルミニドをベースとする合金から成っている。羽根
(1)の表面層(4)の少なくとも一部分が細粒の組織
を有し,かつ心部(5)が粗粒の組織を有している。細
粒の表面層(4)の延性が粗粒の心部(5)よりも増大
せしめられている。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は,羽根ブレードと羽
根基部とを有する羽根であって,ドーピング物質を含有
するγチタンアルミニドをベースとする合金から成って
いる形式のものに関する。
根基部とを有する羽根であって,ドーピング物質を含有
するγチタンアルミニドをベースとする合金から成って
いる形式のものに関する。
【0002】更に本発明はこのような羽根を製作する方
法に関する。
法に関する。
【0003】
【従来の技術】EP 0 513 407 B1には,ドー
ピング物質を含有するγチタンアルミニドをベースとす
る合金から成っている羽根が記載されており,この羽根
においては,羽根基部が細粒の組織を有し,羽根ブレー
ドが粗粒の組織を有している。これによって羽根ブレー
ドが高い温度で大きなクリープ破断強さ及び引っ張り強
さを有し,羽根基部が大きな延性を有しているようにす
るのである。しかしながら問題となることは,粗粒の組
織によって羽根ブレードの疲れ強さがわずかになり,羽
根の制作費が比較的に高価なことである。
ピング物質を含有するγチタンアルミニドをベースとす
る合金から成っている羽根が記載されており,この羽根
においては,羽根基部が細粒の組織を有し,羽根ブレー
ドが粗粒の組織を有している。これによって羽根ブレー
ドが高い温度で大きなクリープ破断強さ及び引っ張り強
さを有し,羽根基部が大きな延性を有しているようにす
るのである。しかしながら問題となることは,粗粒の組
織によって羽根ブレードの疲れ強さがわずかになり,羽
根の制作費が比較的に高価なことである。
【0004】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は,最初
に述べた形式の羽根及び羽根を製作する方法において,
疲れ強さ及びクリープ破断強さを増大させることであ
る。
に述べた形式の羽根及び羽根を製作する方法において,
疲れ強さ及びクリープ破断強さを増大させることであ
る。
【0005】
【課題を解決するための手段】この課題を解決するため
に,本発明の構成では,羽根の表面層の少なくとも一部
分が細粒の組織を有し,かつ心部が粗粒の組織を有して
おり,細粒の表面層の延性が粗粒の心部よりも増大せし
められているようにした。
に,本発明の構成では,羽根の表面層の少なくとも一部
分が細粒の組織を有し,かつ心部が粗粒の組織を有して
おり,細粒の表面層の延性が粗粒の心部よりも増大せし
められているようにした。
【0006】
【発明の効果】本発明によって得られる効果は,なかん
ずく,羽根の心部の粗粒の組織と表面の細粒の組織との
組み合わせによって,表面の延性が増大せしめられ,疲
れ強さ並びに引っ張り強さ及びクリープ破断強さが従来
公知の羽根よりも増大せしめられることである。γチタ
ンアルミニドの粒度は割れ目成長のための臨界値を形成
するので,表面における粒度の減少によって公差が増大
せしめられ,ひいては羽根の寿命が増大せしめられる。
更に熱機械的な疲れ強さが表面における細粒の層によっ
て改善される。
ずく,羽根の心部の粗粒の組織と表面の細粒の組織との
組み合わせによって,表面の延性が増大せしめられ,疲
れ強さ並びに引っ張り強さ及びクリープ破断強さが従来
公知の羽根よりも増大せしめられることである。γチタ
ンアルミニドの粒度は割れ目成長のための臨界値を形成
するので,表面における粒度の減少によって公差が増大
せしめられ,ひいては羽根の寿命が増大せしめられる。
更に熱機械的な疲れ強さが表面における細粒の層によっ
て改善される。
【0007】特に有利には,羽根ブレードだけに細粒の
表面層を設ける。それは,羽根ブレードは熱機械的な疲
れ負荷の影響を特に受けるからである。これによって羽
根ブレードの寿命を増大させることができる。
表面層を設ける。それは,羽根ブレードは熱機械的な疲
れ負荷の影響を特に受けるからである。これによって羽
根ブレードの寿命を増大させることができる。
【0008】
【発明の実施の形態】本発明の実施の形態は請求項2〜
8に記載したとおりである。
8に記載したとおりである。
【0009】
【実施例】以下においては図面に示した実施例に基づい
て本発明の構成を具体的に説明する。
て本発明の構成を具体的に説明する。
【0010】図面には,本発明を理解するのに重要な部
分だけが示されている。
分だけが示されている。
【0011】図1及び2において,本発明によって製作
された,羽根ブレード2と羽根基部3とを有する羽根1
が示されている。羽根1の表面における細粒の領域4は
羽根の心部の粗粒の領域5を取り囲んでおり,羽根の組
織は大体において羽根の製作プロセスによって決定され
ている。
された,羽根ブレード2と羽根基部3とを有する羽根1
が示されている。羽根1の表面における細粒の領域4は
羽根の心部の粗粒の領域5を取り囲んでおり,羽根の組
織は大体において羽根の製作プロセスによって決定され
ている。
【0012】細粒とは,ほぼ10〜100μmの範囲あ
るいはそれ以下の粒度を意味し,粗粒とは粒度がほぼ2
00〜600μmの範囲にあることを意味する。
るいはそれ以下の粒度を意味し,粗粒とは粒度がほぼ2
00〜600μmの範囲にあることを意味する。
【0013】図面に示した鋳造体は大体において,例え
ばEP 0 455 005 A1から公知になっているよ
うな,ドーピング物質を含有するγチタンアルミニドを
ベースとする合金から成っている。粗粒の組織(領域)
5は大きな引っ張り強さ及びクリープ破断強さを有する
組織をもたらす。細粒の組織(領域)4は粗粒の組織5
よりも大きな延性,大きな公差及び良好な疲れ強さを有
している。これによって羽根の長い寿命が達成される。
ばEP 0 455 005 A1から公知になっているよ
うな,ドーピング物質を含有するγチタンアルミニドを
ベースとする合金から成っている。粗粒の組織(領域)
5は大きな引っ張り強さ及びクリープ破断強さを有する
組織をもたらす。細粒の組織(領域)4は粗粒の組織5
よりも大きな延性,大きな公差及び良好な疲れ強さを有
している。これによって羽根の長い寿命が達成される。
【0014】本発明によるタービン羽根は,中間の及び
高い温度において,換言すれば200〜1000℃の温
度において,特にガスタービン及び圧縮機において,有
利に使用することができる。ガスタービン又は圧縮機の
構造に応じて,この場合,付加的に図示していない羽根
カバーブレードが存在していてもよい。
高い温度において,換言すれば200〜1000℃の温
度において,特にガスタービン及び圧縮機において,有
利に使用することができる。ガスタービン又は圧縮機の
構造に応じて,この場合,付加的に図示していない羽根
カバーブレードが存在していてもよい。
【0015】図示の羽根1は次のようにして製作され
る。例えばアルゴンのような保護ガスの下で,あるいは
真空の下で,誘導炉内で,ドーピング物質としてクロー
ムを有するγチタンアルミニドをベースとする以下の合
金が溶融せしめられる: Al = 48 原子% Cr = 3 原子% Ti = 残部 別の適当な合金はEP 0 455 005 A1に記載さ
れているような,ドーピング物質として元素B,Co,
Cr,Ge,Hf,Mn,Mo,Nb,Pd,Si,T
a,V,Y,W並びにZrの少なくとも1つ又は複数が
含有されているγチタンアルミニドである。添加される
ドーピング物質の量は有利には0.5〜8原子百分率で
ある。
る。例えばアルゴンのような保護ガスの下で,あるいは
真空の下で,誘導炉内で,ドーピング物質としてクロー
ムを有するγチタンアルミニドをベースとする以下の合
金が溶融せしめられる: Al = 48 原子% Cr = 3 原子% Ti = 残部 別の適当な合金はEP 0 455 005 A1に記載さ
れているような,ドーピング物質として元素B,Co,
Cr,Ge,Hf,Mn,Mo,Nb,Pd,Si,T
a,V,Y,W並びにZrの少なくとも1つ又は複数が
含有されているγチタンアルミニドである。添加される
ドーピング物質の量は有利には0.5〜8原子百分率で
ある。
【0016】溶融物は製作すべきタービン羽根に相応す
る鋳型内に注入される。次いで鋳造体から鋳肌及びスケ
ール層が取り除かれる。この場合例えば約1mmの厚さ
の表面層が機械的な又は化学的な手段で取り除かれる。
スケール除去された鋳造体は軟質の炭素鋼から成る適合
したカプセル内に挿入され,カプセルと気密に溶着す
る。カプセル内に封入された鋳造体は今や1260℃の
温度で3時間ほぼ172Mpaの圧力の下で高温等静圧
プレス(HIP)され,冷却される。
る鋳型内に注入される。次いで鋳造体から鋳肌及びスケ
ール層が取り除かれる。この場合例えば約1mmの厚さ
の表面層が機械的な又は化学的な手段で取り除かれる。
スケール除去された鋳造体は軟質の炭素鋼から成る適合
したカプセル内に挿入され,カプセルと気密に溶着す
る。カプセル内に封入された鋳造体は今や1260℃の
温度で3時間ほぼ172Mpaの圧力の下で高温等静圧
プレス(HIP)され,冷却される。
【0017】高温等静圧のプレスはその都度の合金の組
成に応じて,有利には,1200〜1300℃の温度で
かつ150〜190Mpaの圧力で1時間ないし最高で
5時間の間行う。
成に応じて,有利には,1200〜1300℃の温度で
かつ150〜190Mpaの圧力で1時間ないし最高で
5時間の間行う。
【0018】形成された鋳造体は,高温等静圧プレスさ
れた羽根の延性を増大させるために,約1270〜13
30℃で,特に1300℃で,例えば1〜10時間アル
ゴン雰囲気中で焼きなまし,次いで室温に冷却すること
ができる。
れた羽根の延性を増大させるために,約1270〜13
30℃で,特に1300℃で,例えば1〜10時間アル
ゴン雰囲気中で焼きなまし,次いで室温に冷却すること
ができる。
【0019】高温等静圧プレスされた羽根は次いでショ
ットブラストされる。圧力はこの場合2〜4barにす
ることができ,ショットブラスト媒体としては約1mm
の直径のガラス球を使用することができ,かつショット
ブラスト時間は数分,特に2〜3分にすることができ
る。室温における変形度は最低でほぼ1%である。
ットブラストされる。圧力はこの場合2〜4barにす
ることができ,ショットブラスト媒体としては約1mm
の直径のガラス球を使用することができ,かつショット
ブラスト時間は数分,特に2〜3分にすることができ
る。室温における変形度は最低でほぼ1%である。
【0020】ショットブラスト及び後述する熱処理のパ
ラメータによって,細粒の層4の厚さ及び粒度を調整す
ることができる。有利な層厚は0.1〜0.5mmであ
る。
ラメータによって,細粒の層4の厚さ及び粒度を調整す
ることができる。有利な層厚は0.1〜0.5mmであ
る。
【0021】ショットブラストの後で行われる熱処理
は,ショット噴流によって変形せしめられた表面層の再
結晶焼きなましである。この再結晶焼きなましは100
0〜1400℃で0.5〜10時間の間行われる。次い
で羽根は炉内でアルゴンガスの添加の下で,室温RTに
冷却された。
は,ショット噴流によって変形せしめられた表面層の再
結晶焼きなましである。この再結晶焼きなましは100
0〜1400℃で0.5〜10時間の間行われる。次い
で羽根は炉内でアルゴンガスの添加の下で,室温RTに
冷却された。
【0022】羽根を特定の温度に長く維持することによ
って,表面層の粒子の大きさを調整することができる。
換言すれば羽根を特定の温度に長く維持すると,表面層
の粒子の大きさが増大する。
って,表面層の粒子の大きさを調整することができる。
換言すれば羽根を特定の温度に長く維持すると,表面層
の粒子の大きさが増大する。
【0023】特に有利な熱処理は次の表のとおりであ
る: 処理 A B C D 鋳造及び高温等静厚プレス × × × × 1300℃で1時間 × 1300℃で10時間 × ショットブラスト × × × × 1400℃で0.5時間 × 1100℃で3時間 × 1000℃で6時間 × × × アルゴンガスを有する炉内でのRTへの冷却 × × × × この表にしたがって製作された羽根A〜Dは0.1〜
0.5mmの層厚を有する細粒の,延性の表面層を示し
た。
る: 処理 A B C D 鋳造及び高温等静厚プレス × × × × 1300℃で1時間 × 1300℃で10時間 × ショットブラスト × × × × 1400℃で0.5時間 × 1100℃で3時間 × 1000℃で6時間 × × × アルゴンガスを有する炉内でのRTへの冷却 × × × × この表にしたがって製作された羽根A〜Dは0.1〜
0.5mmの層厚を有する細粒の,延性の表面層を示し
た。
【0024】もちろん本発明は図示の実施例に限定され
るものではない。表面の変形のためにショットブラスト
以外の任意の変形法を使用することができる。もちろん
単に羽根ブレードだけに細粒の表面層を設けることもで
きる。
るものではない。表面の変形のためにショットブラスト
以外の任意の変形法を使用することができる。もちろん
単に羽根ブレードだけに細粒の表面層を設けることもで
きる。
【図1】本発明による羽根の縦断面図である。
【図2】本発明による羽根の横断面図である。
1 羽根, 2 羽根ブレード, 3 羽根基部, 4
細粒の領域, 5粗粒の領域
細粒の領域, 5粗粒の領域
Claims (8)
- 【請求項1】 羽根ブレード(2)と羽根基部(3)と
を有する羽根(1)であって,ドーピング物質を含有す
るγチタンアルミニドをベースとする合金から成ってい
る形式のものにおいて,羽根(1)の表面層(4)の少
なくとも一部分が細粒の組織を有し,かつ心部(5)が
粗粒の組織を有しており,細粒の表面層(4)の延性が
粗粒の心部(5)よりも増大せしめられていることを特
徴とする,羽根。 - 【請求項2】 羽根ブレード(2)の表面層(4)が細
粒の組織を有していることを特徴とする,請求項1記載
の羽根。 - 【請求項3】 表面層(4)が0.1〜0.5mmの厚
さを有していることを特徴とする,請求項1又は2記載
の羽根。 - 【請求項4】 請求項1から3までのいずれか1項記載
の羽根を製作する方法において,羽根(1)を鋳造し,
かつ高温等静圧プレスした後に,表面を変形させ,変形
せしめられた表面層(4)を再結晶焼きなましすること
を特徴とする,羽根を製作する方法。 - 【請求項5】 表面を変形させる前に,羽根の延性を増
大させるために,羽根を熱処理することを特徴とする,
請求項4記載の方法。 - 【請求項6】 再結晶焼きなましを1000℃と140
0℃との間で0.5〜10時間行うことを特徴とする,
請求項4記載の方法。 - 【請求項7】 表面を変形させる前の熱処理を1270
℃と1330℃との間で1〜10時間行うことを特徴と
する,請求項5又は6記載の方法。 - 【請求項8】 表面をショットブラストによって変形さ
せることを特徴とする,請求項4から7までのいずれか
1項に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19756354.6 | 1997-12-18 | ||
DE19756354A DE19756354B4 (de) | 1997-12-18 | 1997-12-18 | Schaufel und Verfahren zur Herstellung der Schaufel |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH11247614A true JPH11247614A (ja) | 1999-09-14 |
Family
ID=7852407
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP10356176A Pending JPH11247614A (ja) | 1997-12-18 | 1998-12-15 | 羽根及び羽根を製作する方法 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6521059B1 (ja) |
JP (1) | JPH11247614A (ja) |
DE (1) | DE19756354B4 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2004293550A (ja) * | 2003-03-26 | 2004-10-21 | Alstom Technology Ltd | 軸流熱タービン機械 |
JP2008527236A (ja) * | 2005-01-14 | 2008-07-24 | シーブイアールディ、インコ、リミテッド | ターボエンジン用タービンブレードおよびその製造方法 |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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GB2398029B (en) * | 2003-02-04 | 2005-05-18 | Rolls Royce Plc | Production of disc components |
GB0719873D0 (en) * | 2007-10-12 | 2007-11-21 | Rolls Royce Plc | Shape correcting components |
DE102009023060A1 (de) * | 2009-05-28 | 2010-12-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zum Oberflächenverfestigen eines Bauteils, welches zumindest im Bereich seiner zu verfestigenden Oberfläche aus einer intermetallischen Verbindung besteht |
DE102010042889A1 (de) * | 2010-10-25 | 2012-04-26 | Manfred Renkel | Turboladerbauteil |
DE102011110740B4 (de) * | 2011-08-11 | 2017-01-19 | MTU Aero Engines AG | Verfahren zur Herstellung geschmiedeter TiAl-Bauteile |
EP2570674A1 (en) * | 2011-09-15 | 2013-03-20 | Sandvik Intellectual Property AB | Erosion resistant impeller vane made of metallic laminate |
US20130084190A1 (en) * | 2011-09-30 | 2013-04-04 | General Electric Company | Titanium aluminide articles with improved surface finish and methods for their manufacture |
DE102011086524A1 (de) * | 2011-11-17 | 2013-05-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Panzerung von Dichtfins von TiAl-Schaufeln durch induktives Auftragslöten von Hartstoffpartikeln |
DE102012201082B4 (de) | 2012-01-25 | 2017-01-26 | MTU Aero Engines AG | Verfahren zur Herstellung geschmiedeter Bauteile aus einer TiAl-Legierung und entsprechend hergestelltes Bauteil |
US9011205B2 (en) * | 2012-02-15 | 2015-04-21 | General Electric Company | Titanium aluminide article with improved surface finish |
EP3099482B1 (en) * | 2014-01-28 | 2020-02-26 | United Technologies Corporation | Enhanced surface structure |
GB201500713D0 (en) * | 2015-01-16 | 2015-03-04 | Cummins Ltd | A method for manufacturing a turbine wheel |
DE102015103422B3 (de) * | 2015-03-09 | 2016-07-14 | LEISTRITZ Turbinentechnik GmbH | Verfahren zur Herstellung eines hochbelastbaren Bauteils aus einer Alpha+Gamma-Titanaluminid-Legierung für Kolbenmaschinen und Gasturbinen, insbesondere Flugtriebwerke |
DE102015115683A1 (de) * | 2015-09-17 | 2017-03-23 | LEISTRITZ Turbinentechnik GmbH | Verfahren zur Herstellung einer Vorform aus einer Alpha+Gamma-Titanaluminid-Legierung zur Herstellung eines hochbelastbaren Bauteils für Kolbenmaschinen und Gasturbinen, insbesondere Flugtriebwerke |
DE102018209881A1 (de) * | 2018-06-19 | 2019-12-19 | MTU Aero Engines AG | Verfahren zur Herstellung eines geschmiedeten Bauteils aus einer TiAl-Legierung |
Family Cites Families (16)
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