ITTO20090595A1 - Procedimento di fabbricazione di componenti ottenuti per sinterizzazione di leghe co-cr-mo aventi migliorata duttilita' alle alte temperature - Google Patents

Description

“PROCEDIMENTO DI FABBRICAZIONE DI COMPONENTI OTTENUTI PER SINTERIZZAZIONE DI LEGHE Co-Cr-Mo AVENTI MIGLIORATA DUTTILITÀ ALLE ALTE TEMPERATUREâ€

La presente invenzione à ̈ relativa ad un procedimento di fabbricazione di un componente a base di leghe Co-Cr-Mo avente migliorata duttilità alle alte temperature, e in particolare di un componente ottenuto mediante sinterizzazione additiva di polveri. Più particolarmente, la presente invenzione si riferisce ad un metodo di trattamento per ottimizzare le prestazioni meccaniche ad alta temperatura di un tale componente in vista del relativo impiego nel settore aeronautico, per esempio come parte di un motore.

Le leghe Co-Cr-Mo sono note per le loro eccellenti proprietà meccaniche (durezza, resistenza a compressione) e di resistenza alla corrosione, che hanno portato ad una loro significativa diffusione nel settore biomedico, soprattutto in Europa, in particolare come materiale per la fabbricazione di protesi e di impianti dentali. In tale ambito, l’uso di tali leghe à ̈ regolato dalle normative ASTM F75 e ISO 5832.

È stato, tuttavia, osservato che i componenti ottenuti per colata di leghe Co-Cr-Mo soffrono, in generale, di difetti microstrutturali legati alla segregazione di carburi ed alla porosità del materiale, che può indurre fenomeni di corrosione localizzata ed un progressivo decadimento delle proprietà meccaniche.

Per ovviare a tali inconvenienti, sono state sviluppate tecnologie di lavorazione alternative, cosiddette di “rapid manufacturing†(fabbricazione rapida) basate sulla sinterizzazione additiva di polveri.

In particolare, Ã ̈ noto, per esempio da US2006157892, un metodo per la fabbricazione di componenti tridimensionali mediante sinterizzazione con fascio di elettroni di strati di polveri. Inoltre, Ã ̈ noto, per esempio da US2009152771, un metodo per la fabbricazione di componenti tridimensionali mediante sinterizzazione laser di polveri.

Nel settore aeronautico desta particolare interesse la possibilità di impiegare leghe Co-Cr-Mo per la fabbricazione di componenti ai quali viene richiesta una elevata resistenza all’usura e a caldo, in vista delle tipiche temperature di impiego. Tuttavia, non à ̈ stato finora possibile estendere alle applicazioni del settore aeronautico le tecnologie basate sulla sinterizzazione additiva di polveri, perché i componenti ottenuti secondo tali procedimenti presentano buone durezza e proprietà meccaniche a temperatura ambiente, ma diventano particolarmente fragili quando vengono esposti alle temperature elevate (intorno agli 800°C) tipiche per i componenti dei motori aeronautici.

Infatti, le leghe Co-Cr-Mo potenzialmente più promettenti per queste applicazioni contengono, oltre a cromo e molibdeno, significativi quantitativi di carbonio. La presenza simultanea di questi tre elementi comporta la formazione di carburi, i quali, da un lato, contribuiscono a conferire al materiale elevata durezza e notevoli proprietà meccaniche, ma ne determinano, per contro, l’infragilimento quando precipitano ai bordi di grano. La precipitazione dei carburi à ̈ termodinamicamente favorita proprio nell’intervallo di temperature di interesse applicativo nel settore aeronautico.

I principali utilizzatori dei sistemi di fabbricazione basati sulla sinterizzazione di polveri suggeriscono, per ovviare a questo inconveniente, l’esecuzione di un trattamento termico sui componenti sinterizzati.

Per esempio, à ̈ stata proposta l’esecuzione, sui componenti ottenuti mediante sinterizzazione laser di polveri di leghe Co-Cr-Mo, di un trattamento termico di distensione a 1050°C per due ore, avente lo scopo principale di minimizzare le tensioni interne e, quindi, le deformazioni dei componenti (indesiderabili, in particolare, nel caso di geometrie complesse).

Tuttavia, questo trattamento termico riduce le proprietà di resistenza meccanica, snervamento e allungamento a rottura, poiché si formano, nel corso del processo di distensione, carburi in corrispondenza dei bordi di grano. Tale fenomeno à ̈ particolarmente accentuato nell’intervallo di temperatura tra 700 e 1000°C. Un ulteriore incremento della temperatura, per esempio fino a 1050°C, comporta una solubilizzazione dei carburi con riduzione dell’effetto infragilente causato dagli stessi, ma, per contro, non impedisce che questi carburi riprecipitino in modo incontrollato in esercizio. In altre parole, un tale trattamento termico si dimostra sconsigliabile se si intendono migliorare le proprietà meccaniche dei componenti sinterizzati da polveri di leghe Co-Cr-Mo.

Inoltre, occorre sottolineare che, in tale ambito, non à ̈ stata presa in considerazione la possibilità che, in uso, i componenti vengano successivamente esposti a temperature elevate quali quelle tipiche nelle applicazioni aeronautiche.

È stato, in alternativa, proposto di sottoporre i componenti fabbricati per sinterizzazione ad un trattamento di compressione isostatica a caldo (noto nel settore anche come “HIPping†, dall’acronimo inglese HIP = Hot Isostatic Pressing) con l’obiettivo di omogeneizzare il materiale e ridurne la fragilità. Se ne ottiene, infatti, un materiale strutturalmente isotropo, ricristallizzato e privo di carburi visibili all’interno della struttura.

Tuttavia, se, da un lato, tale trattamento migliora sensibilmente le proprietà di allungamento a rottura del materiale, esso, per contro, ne riduce significativamente le proprietà meccaniche rispetto al materiale come sinterizzato ed incrementa significativamente i costi di produzione.

Inoltre, tale trattamento risulta efficace per ottenere la dissoluzione dei carburi, ma non à ̈ in grado di controllarne la successiva precipitazione quando il materiale venga esposto, in uso, alle alte temperature. In altre parole, tale trattamento à ̈ utile soltanto per componenti che trovano applicazione a temperature relativamente basse e, comunque, inferiori al campo di temperatura di ri-precipitazione dei carburi che à ̈ all’incirca compreso tra 700 e 1000°C.

È avvertita, quindi, l’esigenza di disporre di un procedimento di fabbricazione di un componente a base di leghe Co-Cr-Mo che permetta di superare gli inconvenienti associati alle soluzioni note nella tecnica.

Inoltre, si avverte, in particolare nel settore aeronautico l’esigenza di un procedimento di fabbricazione di un componenti a base di leghe Co-Cr-Mo che consenta di ottimizzare le caratteristiche meccaniche alle temperature di interesse per applicazioni aeronautiche (fino a 800°C), in particolare riducendone la fragilità e migliorandone la duttilità e le proprietà di snervamento alle alte temperature.

Scopo della presente invenzione pertanto quello di fornire un procedimento di fabbricazione di un componente a base di leghe Co-Cr-Mo, il quale consenta di soddisfare in modo semplice ed economico almeno una delle suddette esigenze.

Il suddetto scopo à ̈ raggiunto dalla presente invenzione, in quanto relativa ad un procedimento come definito nella rivendicazione 1.

Per una migliore comprensione della presente invenzione, viene descritta nel seguito una preferita forma di attuazione, a puro titolo di esempio non limitativo e con riferimento ai disegni allegati, nei quali:

- la Figura 1 Ã ̈ una micrografia che illustra la morfologia di un sinterizzato in lega Co-Cr-Mo;

- la Figura 2 à ̈ una micrografia che illustra la morfologia dell’intermedio ottenuto sottoponendo il sinterizzato di Figura 1 al trattamento alle fasi a), b) e c) del procedimento dell’invenzione (dopo solubilizzazione per 4 ore a 1220°C e raffreddamento); e

- la Figura 3 à ̈ una micrografia che illustra la morfologia del componente in lega Co-Cr-Mo al termine della fase d) del procedimento dell’invenzione (dopo solubilizzazione per 4 ore a 1220°C, raffreddamento e successivo trattamento a 815°C per 10 ore).

Secondo il metodo dell’invenzione, viene in primo luogo ottenuto un sinterizzato mediante sinterizzazione additiva di polveri di leghe Co-Cr-Mo, preferibilmente mediante sinterizzazione laser o con fascio elettronico. Le condizioni operative della sinterizzazione sono tali da determinare, data la termodinamica del sistema multicomponente oggetto della trasformazione, una struttura principale fusa entro la quale sono distribuiti carburi degli altri componenti principali della lega – e più particolarmente carburi di cromo e molibdeno – risultanti da una precipitazione irregolare e non controllata. La struttura microscopica del sinterizzato à ̈ illustrata qualitativamente dalla micrografia della Figura 1.

Il sinterizzato così ottenuto viene quindi sottoposto ad un primo trattamento termico di solubilizzazione dei carburi ad una temperatura compresa tra 1100 e 1300°C. Al di sotto di 1100°C non à ̈ possibile ottenere una dissoluzione dei carburi ed una diffusione degli elementi in lega soddisfacenti. Per contro, al di sopra di 1300°C si osserva un eccessivo ingrossamento del grano, e cresce la probabilità di contaminazione dei componenti sinterizzati da parte delle pareti del forno nel quale si esegue il trattamento e degli utensili correlati al suo funzionamento.

Il tempo di permanenza in temperatura nel corso di questo trattamento di solubilizzazione à ̈ di almeno 2 ore, preferibilmente di almeno 4 ore, in modo da permettere una adeguata solubilizzazione dei carburi ed una buona interdiffusione degli elementi costituenti la lega.

Preferibilmente, il sinterizzato viene sottoposto ad un trattamento termico di solubilizzazione ad una temperatura compresa tra 1200 e 1250°C, più preferibilmente ad una temperatura prossima a 1220°C.

Benché la velocità di riscaldamento non sia un parametro essenziale per le caratteristiche finali del materiale trattato, risulta preferibile, in particolare per sinterizzati aventi geometrie complesse, eseguire la salita in temperatura con una o più fermate, per esempio due, in modo da ottenere una distribuzione uniforme della temperatura nel sinterizzato riducendo, di conseguenza, la possibilità di deformazioni.

Dalla fase di solubilizzazione si ottiene, quindi, un intermedio di solubilizzazione.

Secondo l’invenzione, tale intermedio di solubilizzazione viene successivamente raffreddato ad una velocità almeno pari a quella ottenibile con il raffreddamento in aria.

In altre parole, la velocità di raffreddamento deve essere sufficientemente elevata da impedire la riprecipitazione dei carburi. In pratica, per tenere conto delle temperature del trattamento termico di solubilizzazione suddescritto e della conseguente sollecitazione termica dei componenti trattati e della struttura del forno stesso, à ̈ preferibile eseguire una prima fase del raffreddamento in forno in aria calma, per esempio fino alla temperatura di 1100°C, seguita da una fase di raffreddamento in flusso di gas di raffreddamento.

Al fine di limitare i fenomeni ossidativi, particolarmente nel caso in cui non siano previsti sovrametalli da applicare sopra i componenti finiti, Ã ̈ preferibile operare in atmosfera inerte (sotto vuoto, in Ar, eccetera).

Il trattamento termico di solubilizzazione suddescritto provoca una profonda modifica strutturale del materiale. Ciò appare evidente dal confronto delle micrografie delle Figure 1 e 2: la Figura 2 mostra la microstruttura dell’intermedio raffreddato ottenuto dal sinterizzato di Figura 1 dopo 4h a 1220°C.

Secondo il metodo dell’invenzione, l’intermedio raffreddato viene successivamente sottoposto ad un secondo trattamento termico, effettuando un riscaldamento ad una temperatura compresa tra 700 e 1000°C, preferibilmente tra 800 e 850°C, più preferibilmente prossima a 815 °C.

Vantaggiosamente, questo secondo trattamento termico determina la precipitazione controllata ed uniforme dei carburi precedentemente disciolti nella matrice della lega.

Il tempo necessario per la ottenere una precipitazione controllata ed uniforme à ̈ funzione della temperatura di trattamento ed à ̈, in generale, inversamente proporzionale alla temperatura. La durata del secondo trattamento termico secondo l’invenzione à ̈ dunque compresa tra 5 e 15 ore, e, per temperature ottimali di trattamento intorno a 815°C, à ̈ preferibilmente di circa 10h.

Anche per questo secondo trattamento termico, al fine di limitare i fenomeni ossidativi, risulta preferibile operare in atmosfera inerte (sotto vuoto, in Ar, eccetera).

Come apprezzabile dalla micrografia di Figura 3, i carburi ri-precipitati presentano un elevato grado di finezza a livello micro-strutturale.

Al secondo trattamento termico fa seguito una ulteriore fase di raffreddamento.

Il metodo dell’invenzione permette di ottenere un componente a base di leghe Co-Cr-Mo avente migliorate prestazioni alle elevate temperature di impiego imposte dalle applicazioni nel settore aeronautico. In particolare, un tale componente presenta valori di allungamento medio a rottura a 800°C maggiore di 10% e di carico medio di snervamento a 800°C maggiore di 400 MPa.

Da un esame delle caratteristiche del metodo di trattamento secondo la presente invenzione, e dei componenti ottenuti mediante il metodo stesso, sono evidenti i vantaggi che l’invenzione consente di ottenere.

In particolare, i componenti ottenuti secondo il procedimento dell’invenzione hanno duttilità sensibilmente migliorata a temperature dell’ordine di 800°C, come apparirà evidente dall’analisi dei risultati sperimentali relativi al seguente:

Esempio 1

A partire da una lega commerciale (EOS Cobalt Chrome MP1) avente composizione: Co = 60-65%, Cr = 26-30%, Mo = 5-7%, C ≤ 0,16%, sono stati sinterizzati, mediante la tecnica laser, dei provini cilindrici aventi un diametro di 12 mm e lunghezza di 100 mm.

I provini così ottenuti sono stati sottoposti al metodo di trattamento dell’invenzione e a misure delle relative proprietà meccaniche, a temperatura ambiente ed a seguito di esposizione prolungata ad alta temperatura. I risultati di tali prove sono stati confrontati con quelle di prove analoghe eseguite su componenti che non sono stati sottoposti ad alcun trattamento termico, ovvero che sono stati sottoposti unicamente ad un trattamento di solubilizzazione dei carburi e successivo raffreddamento secondo le fasi a) e b) del metodo secondo l’invenzione.

In particolare, la Tabella 1 seguente riporta i dati ottenuti nel corso di prove a temperatura ambiente secondo ASTM E8M-08 per:

- componente I: come sinterizzato;

- componente II: sinterizzato, trattato termicamente per solubilizzazione dei carburi (4h a 1220°C) e raffreddato;

- componente III: componente II ulteriormente sottoposto al trattamento termico di precipitazione controllata dei carburi (10h a 815°C).

TABELLA 1

Componente I Componente II Componente III Valor dev. Valor dev. Valor dev. medio standard medio standard medio standard Rm1144 11 1079 22 988 14 Rp0,2714 40 581 19 727 26 A5D 11 5 31 7 5 1 Legenda:

Rm= carico di rottura, in MPa;

Rp0,2= carico di snervamento, in MPa;

A5D = allungamento a rottura, come %.

Nella Tabella 2 seguente sono invece riportati i dati ottenuti nel corso di prove a 800°C secondo ASTM E21-05 per i medesimi componenti.

TABELLA 2

Componente I Componente II Componente III Valor dev. Valor dev. Valor dev. medio standard medio standard medio standard Rm441 54 487 15 532 14 Rp0,2381 4 301 14 416 10 A5D 5 1 21 3 12 5 Legenda:

Rm= carico di rottura, in MPa;

Rp0,2= carico di snervamento, in MPa;

A5D = allungamento a rottura, come %.

È stato inoltre verificato l’effetto dell’esposizione alle alte temperature, quali quelle di esercizio nel settore aeronautico, confrontando i dati ottenuti per il componente I con quelli ottenuti con il medesimo componente mantenuto per 10h a 815°C (indicato in tabella, per semplicità, come componente IV). Le prove sono state eseguite sia a temperatura ambiente, sia ad alta temperatura (800°C). I risultati sono riportati nella tabella 3 seguente.

TABELLA 3

Proprietà a temperatura Proprietà a 800°C ambiente

Come Dopo 10h a Come Dopo 10h a sinterizzato 815°C sinterizzato 815°C Valor dev. Valor dev. Valor dev. Valor dev. medio standard medio standard medio standard medio standard Rm1144 11 1168 21 441 54 443 43 Rp0,2714 40 812 33 381 4 356 37 A5D 11 5 3 2 5 1 5 4 Legenda:

Rm= carico di rottura, in MPa;

Rp0,2= carico di snervamento, in MPa;

A5D = allungamento a rottura, come %.

Come à ̈ facile osservare dai dati di Tabella 1, il trattamento termico di solubilizzazione riduce le caratteristiche di resistenza meccanica e di snervamento, ma migliora in modo considerevole la duttilità del materiale (si osservi, in particolare, il dato relativo all’allungamento a rottura). Il trattamento di precipitazione controllata dei carburi determina, invece, un miglioramento delle proprietà meccaniche rispetto al materiale solubilizzato, anche se si può rilevare una contenuta diminuzione del dato relativo all’allungamento a rottura, che rimane però elevato.

Il vantaggio principale del metodo dell’invenzione, però, si evince dalla valutazione dei dati di Tabella 2, che mostrano un significativo miglioramento delle caratteristiche di duttilità e snervamento alle alte temperature.

Occorre, inoltre, notare (Tabella 3) che, nel caso in cui non venga eseguito il trattamento termico dell’invenzione, le caratteristiche del materiale base esposto a temperature prossime agli 800°C risentono di una sensibile riduzione dei valori di allungamento a rottura, come evidenzia anche l’incremento nella relativa deviazione standard.

Risulta chiaro che al metodo di trattamento descritto ed illustrato in questa sede possono essere apportate modifiche e varianti che non escono dall'ambito di protezione delle rivendicazioni.

Claims (1)

1. RIVENDICAZIONI 1.- Procedimento di fabbricazione di un componente a base di leghe Co-Cr-Mo, detto componente avendo valori di allungamento medio a rottura a 800°C maggiore di 10% e di carico medio di snervamento a 800°C maggiore di 400 MPa, comprendente le fasi di: a) ottenere un sinterizzato mediante sinterizzazione additiva di polveri di leghe Co-Cr-Mo contenente i rispettivi carburi irregolarmente dispersi nella matrice fusa; b) eseguire sul sinterizzato un primo trattamento termico di solubilizzazione di detti carburi ad una temperatura compresa tra 1100 e 1300°C per un tempo di trattamento almeno pari a 2 ore per formare un intermedio di solubilizzazione; c) raffreddare l’intermedio di solubilizzazione ad una velocità di raffreddamento almeno pari a quella del raffreddamento in aria per formare un intermedio raffreddato; d) eseguire sull’intermedio raffreddato un secondo trattamento termico ad una temperatura compresa tra 700 e 1000°C, così da ottenere una ri-precipitazione uniforme e fine dei carburi del detto componente. 2.- Procedimento secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che il tempo di trattamento di detta fase b) à ̈ almeno pari a 4 ore. 3.- Procedimento secondo la rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che la temperatura di trattamento detta fase b) à ̈ compresa tra 1200 e 1250 °C. 4.- Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che detta fase c) di raffreddamento comprende una prima fase di raffreddamento in forno tale da permettere la discesa della temperatura al di sotto di 1100°C ed una seconda fase di raffreddamento in flusso di gas di raffreddamento. 5.- Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che la temperatura di trattamento di detta fase d) à ̈ compresa tra 800 e 830°C. 6.- Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il tempo di trattamento di detta fase d) à ̈ compreso tra 5 e 15 ore. 7.- Procedimento secondo una qualsiasi delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che detto componente à ̈ una parte di un combustore per turbogas.