JPH0119992B2 - - Google Patents
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- JPH0119992B2 JPH0119992B2 JP56050666A JP5066681A JPH0119992B2 JP H0119992 B2 JPH0119992 B2 JP H0119992B2 JP 56050666 A JP56050666 A JP 56050666A JP 5066681 A JP5066681 A JP 5066681A JP H0119992 B2 JPH0119992 B2 JP H0119992B2
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Classifications
-
- 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
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- Heat Treatment Of Nonferrous Metals Or Alloys (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
Description
［産業上の利用分野］
この発明は、金属の鋳造、特に単結晶粒鋳造物
から製造される複合結晶粒鋳造物に関する。 ［従来技術］ ガスタービンエンジン技術の進歩は、一つには
改良された耐熱合金の利用、ならびに鋳造物中の
合金の結晶粒組織の調節に基いている。 ガスタービンエンジンの高温部分に使用される
合金として汎用されるのはニツケル、コバルト、
あるいはこの両者を基材とする。 タービンブレードとベーンのような部品は周知
のロスト・ワツクス方式精密鋳造法によつて都合
よく製造される。しかしながら、タービンエンジ
ン設計者は今日では選定すべき数種の微細構造即
ち、結晶粒形態を自由に選択し使用することが可
能となつている。設計者の所望の特性と部品の形
状の製作に関係する経費を基準として選択が行わ
れる。例えば、多結晶粒鋳造物は米国特許
3158912の記載のように核生成を制御する方法を
使用して製造されている。 その後、鋳造工程中の方向性凝固の成果である
伸長された結晶粒組織を有する部品を製造する方
法と装置が開発された。このような結晶粒の組織
は、上記特許に記載の発明を実施して提供される
型式の等軸結晶粒組織を有する在来の鋳造物の組
織に比較して、主として熱疲労寿命が改善された
高温特性を提供する。 方向性凝固を実現させる方法と装置の一例が、
米国特許3897815に記載されている。 単結晶粒の鋳造部分の生成に関して米国特許
3494709に、また、複数部材から製作されて少く
ともその中のあるものが単結晶粒型である複合体
部品に関して米国特許4033792に、鋳造特性の精
密調節法が記録されている。 ［発明の構成］ 一体品鋳造物に複合結晶粒組織を具備させれば
種々の稼動条件に遭遇する各種の部品、例えば、
高温作動のタービンブレード、またはベーンの翼
部分と連結部分に所望の機械的物性を与え得る。 この発明に従つて、一体鋳造により複合結晶粒
鋳造物を作るための一形態は、Niか、Co、また
はこの両者を基材とする型の耐熱超合金から単結
晶粒状態において一体鋳造品を製造することを含
む。 この超合金は単結晶粒状態にて良好なクリープ
破壊耐性と高温熱疲労耐性を有し、多結晶粒状態
にて約704.4℃までの低稼動温度において良好な
高サイクル疲労耐性を発達させ得る。 単結晶粒状の一体鋳造物の低温度範囲にて稼動
させられる一部分は、打撃のような機械的加工を
施されて、その部分が高い再結晶温度にまで加熱
され再結晶することを可能にさせるために充分な
永久塑性変形を与えられる。例えば、ニツケル基
超合金についてのこの加熱は、γ・プライム溶体
温度以上、部品の合金に損傷を与える温度未満ま
での範囲内である。 一体鋳造物がコバルト基合金であるときには、
再結晶させるための加熱温度は、約871℃以上、
部品の合金に損傷を与える温度未満までの範囲内
である。 加工後、部品の被加工部分は再結晶するために
充分な時間、再結晶温度において加熱される。 こうして、再結晶した部分は、残余の単結晶粒
部分に比較して、より大きい高サイクル疲労耐性
を与えられる。 この発明の方法は、他の一形態として、凝固の
間に鋳型空洞の全壁面でなく、一部の壁面に結晶
核生成材料を選択的に使用することにより多結晶
粒部分を与える方法を含む。 この発明の鋳造物として、選択された耐熱性の
超合金からなる複合結晶粒の一体鋳造物が提供さ
れるが、この鋳造物は高温稼動をする単結晶粒部
分を包含し、良好なクリープ破壊耐性と熱疲労耐
性を有する特徴があり、約704.4℃までの低温稼
動をする多結晶粒部分を包含し、単結晶粒部分に
比較して、良好な高サイクル疲労耐性を有するこ
とを特徴としている。 この発明の評価に当り鋳造物に機械加工を施す
効果が考察された。 この機械加工は、加工後の鋳造部分が新結晶の
生成可能温度において一定時間加熱される場合に
再結晶が可能となる再結晶温度以下において、加
工後の鋳造部分に永久塑性変形を与える。 この発明に関して考えられるニツケル基超合金
の一種はSEL合金とも称されるものであり、その
公称の組成は、重量基準にて、C0.08％、Cr15
％、Co22％、Mo4.4％、Ti2.4％、Al4.4％、
B0.015％、残部がNiと附随的不純物である。 第１表にこの合金に関する加工条件を挙げる。 第１表において、SEL合金の時効化熱処理は
779.4℃において16〜32時間であつたのであり、
再結晶と時効化加工は、779.4℃、16〜32時間で
はなく、1051.6℃において４時間であつた。 市販のアルメン条片が、永久塑性変形のための
“Ａ”と“Ｎ”強度を測定するために使用された。
から製造される複合結晶粒鋳造物に関する。 ［従来技術］ ガスタービンエンジン技術の進歩は、一つには
改良された耐熱合金の利用、ならびに鋳造物中の
合金の結晶粒組織の調節に基いている。 ガスタービンエンジンの高温部分に使用される
合金として汎用されるのはニツケル、コバルト、
あるいはこの両者を基材とする。 タービンブレードとベーンのような部品は周知
のロスト・ワツクス方式精密鋳造法によつて都合
よく製造される。しかしながら、タービンエンジ
ン設計者は今日では選定すべき数種の微細構造即
ち、結晶粒形態を自由に選択し使用することが可
能となつている。設計者の所望の特性と部品の形
状の製作に関係する経費を基準として選択が行わ
れる。例えば、多結晶粒鋳造物は米国特許
3158912の記載のように核生成を制御する方法を
使用して製造されている。 その後、鋳造工程中の方向性凝固の成果である
伸長された結晶粒組織を有する部品を製造する方
法と装置が開発された。このような結晶粒の組織
は、上記特許に記載の発明を実施して提供される
型式の等軸結晶粒組織を有する在来の鋳造物の組
織に比較して、主として熱疲労寿命が改善された
高温特性を提供する。 方向性凝固を実現させる方法と装置の一例が、
米国特許3897815に記載されている。 単結晶粒の鋳造部分の生成に関して米国特許
3494709に、また、複数部材から製作されて少く
ともその中のあるものが単結晶粒型である複合体
部品に関して米国特許4033792に、鋳造特性の精
密調節法が記録されている。 ［発明の構成］ 一体品鋳造物に複合結晶粒組織を具備させれば
種々の稼動条件に遭遇する各種の部品、例えば、
高温作動のタービンブレード、またはベーンの翼
部分と連結部分に所望の機械的物性を与え得る。 この発明に従つて、一体鋳造により複合結晶粒
鋳造物を作るための一形態は、Niか、Co、また
はこの両者を基材とする型の耐熱超合金から単結
晶粒状態において一体鋳造品を製造することを含
む。 この超合金は単結晶粒状態にて良好なクリープ
破壊耐性と高温熱疲労耐性を有し、多結晶粒状態
にて約704.4℃までの低稼動温度において良好な
高サイクル疲労耐性を発達させ得る。 単結晶粒状の一体鋳造物の低温度範囲にて稼動
させられる一部分は、打撃のような機械的加工を
施されて、その部分が高い再結晶温度にまで加熱
され再結晶することを可能にさせるために充分な
永久塑性変形を与えられる。例えば、ニツケル基
超合金についてのこの加熱は、γ・プライム溶体
温度以上、部品の合金に損傷を与える温度未満ま
での範囲内である。 一体鋳造物がコバルト基合金であるときには、
再結晶させるための加熱温度は、約871℃以上、
部品の合金に損傷を与える温度未満までの範囲内
である。 加工後、部品の被加工部分は再結晶するために
充分な時間、再結晶温度において加熱される。 こうして、再結晶した部分は、残余の単結晶粒
部分に比較して、より大きい高サイクル疲労耐性
を与えられる。 この発明の方法は、他の一形態として、凝固の
間に鋳型空洞の全壁面でなく、一部の壁面に結晶
核生成材料を選択的に使用することにより多結晶
粒部分を与える方法を含む。 この発明の鋳造物として、選択された耐熱性の
超合金からなる複合結晶粒の一体鋳造物が提供さ
れるが、この鋳造物は高温稼動をする単結晶粒部
分を包含し、良好なクリープ破壊耐性と熱疲労耐
性を有する特徴があり、約704.4℃までの低温稼
動をする多結晶粒部分を包含し、単結晶粒部分に
比較して、良好な高サイクル疲労耐性を有するこ
とを特徴としている。 この発明の評価に当り鋳造物に機械加工を施す
効果が考察された。 この機械加工は、加工後の鋳造部分が新結晶の
生成可能温度において一定時間加熱される場合に
再結晶が可能となる再結晶温度以下において、加
工後の鋳造部分に永久塑性変形を与える。 この発明に関して考えられるニツケル基超合金
の一種はSEL合金とも称されるものであり、その
公称の組成は、重量基準にて、C0.08％、Cr15
％、Co22％、Mo4.4％、Ti2.4％、Al4.4％、
B0.015％、残部がNiと附随的不純物である。 第１表にこの合金に関する加工条件を挙げる。 第１表において、SEL合金の時効化熱処理は
779.4℃において16〜32時間であつたのであり、
再結晶と時効化加工は、779.4℃、16〜32時間で
はなく、1051.6℃において４時間であつた。 市販のアルメン条片が、永久塑性変形のための
“Ａ”と“Ｎ”強度を測定するために使用された。
【表】
【表】
第１表による加工の鋳造物は、多結晶粒状態に
あつた。それでも、この発明の実施による耐久疲
労強度の改善が、第２表の数値、特に条件３の数
値に認められる。 この発明の方法は、種々の金属鋳造物について
使用可能である。例えば、ガスタービン技術で
は、単結晶粒の翼、および多結晶粒の、例えば、
ばち型基部、台座、翼連動部、翼台座、羽根連結
具その他を含む様々なブレード部材の製作に使用
され得る。こうして単結晶粒の鋳造物の部分の選
択的な機械加工が、用途に最適の機械的特性の選
択の自由を設計者に与える。 この発明の鋳造物の製造を可能にする他の一法
は単結晶粒鋳造物が製造されているときの結晶粒
の選択的核生成を含む。 この方法によれば、単結晶粒の鋳造物の製造に
通常使用される方向性凝固精密鋳造方式の鋳型が
利用される。このような鋳型は、種々のものが前
記の特許を含む公知技術として知られている。 前記米国特許3158912に記載されるように、こ
のような鋳型は結晶核生成材料、例えば酸化物な
どの化合物を、鋳型の壁面の一個所か、または複
数個所に含ませて改修される。 その後、まず、溶融超合金を鋳型中に注入し、
次いで、鋳型を介して凝固表面を進行させること
により溶融超合金を凝固させて、単結晶粒鋳造法
が進められる。こうして鋳型の鋳造物形成部中
に、まず単結晶粒部分が、次いで、結晶核生成材
が含まれる選択された壁面において多結晶粒部分
が生成させられる。
あつた。それでも、この発明の実施による耐久疲
労強度の改善が、第２表の数値、特に条件３の数
値に認められる。 この発明の方法は、種々の金属鋳造物について
使用可能である。例えば、ガスタービン技術で
は、単結晶粒の翼、および多結晶粒の、例えば、
ばち型基部、台座、翼連動部、翼台座、羽根連結
具その他を含む様々なブレード部材の製作に使用
され得る。こうして単結晶粒の鋳造物の部分の選
択的な機械加工が、用途に最適の機械的特性の選
択の自由を設計者に与える。 この発明の鋳造物の製造を可能にする他の一法
は単結晶粒鋳造物が製造されているときの結晶粒
の選択的核生成を含む。 この方法によれば、単結晶粒の鋳造物の製造に
通常使用される方向性凝固精密鋳造方式の鋳型が
利用される。このような鋳型は、種々のものが前
記の特許を含む公知技術として知られている。 前記米国特許3158912に記載されるように、こ
のような鋳型は結晶核生成材料、例えば酸化物な
どの化合物を、鋳型の壁面の一個所か、または複
数個所に含ませて改修される。 その後、まず、溶融超合金を鋳型中に注入し、
次いで、鋳型を介して凝固表面を進行させること
により溶融超合金を凝固させて、単結晶粒鋳造法
が進められる。こうして鋳型の鋳造物形成部中
に、まず単結晶粒部分が、次いで、結晶核生成材
が含まれる選択された壁面において多結晶粒部分
が生成させられる。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ NiとCoからなる群より選ばれた少くとも一
元素を基材とする耐熱超合金の一体鋳造により複
合結晶粒鋳造物を製造する方法において、 単結晶粒状態にて良好なクリープ破壊耐性と高
温熱疲労耐性を有し、多結晶粒状態にて704.4℃
までの低温度範囲にて良好な高サイクル疲労耐性
が発達し得る超合金から、単結晶粒状態の一体品
鋳造物を製造する工程、単結晶粒状態の一体品鋳
造物の低温度範囲にて稼動する一部分の表面に一
体品鋳造物がニツケル系の超合金であるときは、
そのγ・プライム溶体温度以上であり一体品の超
合金に損傷を与える温度未満までの範囲内であ
り、コバルト系の超合金であるときは、約871℃
以上であり一体品の超合金に損傷を与える温度未
満までの範囲内である再結晶温度に加熱して行わ
れる再結晶を可能とするために充分な永久塑性変
形を与える機械的加工を施す工程、および 次いで、再結晶させられる該部分が、単結晶粒
状態の残余の部分に比較して、大きい高サイクル
疲労耐性を備えるベく少なくとも該部分が再結晶
し多結晶粒状態となるために充分な時間、再結晶
温度において該部分を加熱する工程からなること
を特徴とする複合結晶粒鋳造方法。 ２ NiとCoからなる群より選ばれた少くとも一
元素を基材とする耐熱超合金の一体鋳造により複
合結晶粒鋳造物を製造する方法において、 単結晶粒発生部分と鋳造物形成部分を限定する
壁面を含み、鋳造物形成部分はその全壁面でなく
選定壁面に結晶核生成材料を含む方向性凝固精密
鋳造の鋳型を準備する工程、 鋳型中に溶融状超合金を注入する工程、および
まず、単結晶粒部分が発生し、次いで、多結晶粒
部分が核生成材料を含む選定壁面にて発生するべ
く鋳型を介して凝固面を進行させることにより超
合金を鋳型中に凝固させる工程からなることを特
徴とする複合結晶粒鋳造方法。 ３ 単結晶粒状態にて、良好なクリープ破壊耐性
と高温熱疲労耐性を有し、多結晶粒状態において
704.4℃までの低温度範囲において良好な高サイ
クル疲労耐性が発達し得る超合金から、単結晶粒
状態の一体品鋳造物を製造し、単結晶粒状態の一
体品鋳造物の低温度範囲にて稼動する一部分の表
面に一体品鋳造物がニツケル系の超合金であると
きにはそのγ・プライム溶体温度以上であつて一
体品の超合金に損傷を与える温度未満までの範囲
内であつて、コバルト系の超合金であるときに
は、約871℃以上であり一体品の超合金に損傷を
与える温度未満までの範囲内である再結晶温度に
加熱して行われる再結晶を可能とするために充分
な永久塑性変形を与える機械的加工を施し、次い
で再結晶させられる該部分が、単結晶粒状態の残
余の部分に比較して、大きい高サイクル疲労耐性
を備えるべく少なくとも該部分が再結晶し多結晶
粒状態となるために充分な時間、再結晶温度にて
該部分を加熱することによるか、あるいは単結晶
粒発生部分と鋳造物形成部分を限定する壁面を含
み、鋳造物形成部分はその全壁面ではなく選定壁
面に結晶核生成材料を含む方向性凝固精密鋳造の
鋳型を準備し、この鋳型中に溶融超合金を注入し
て、まず、単結晶粒部分が発生し、次に多結晶粒
部分が核生成材料を含む選定壁面において発生す
るべく、鋳型を介して凝固面を進行させることに
より超合金を鋳型中に凝固させることによつて製
造される一体品鋳造物であり、高温稼動を意図す
る単結晶粒部分を含み、良好なクリープ破壊耐性
と熱疲労耐性を有し、704.4℃までの低温稼動を
意図する多結晶粒部分とを含み、単結晶粒部分に
比較して、良好な高サイクル疲労耐性を有するこ
とを特徴とする複合結晶粒一体鋳造物。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/142,527 US4345950A (en) | 1980-04-21 | 1980-04-21 | Method for making a composite grained cast article |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS56158855A JPS56158855A (en) | 1981-12-07 |
| JPH0119992B2 true JPH0119992B2 (ja) | 1989-04-13 |
Family
ID=22500188
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5066681A Granted JPS56158855A (en) | 1980-04-21 | 1981-04-06 | Complex particle casted matter and method thereof |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4345950A (ja) |
| JP (1) | JPS56158855A (ja) |
| DE (1) | DE3114391A1 (ja) |
| FR (1) | FR2480786B1 (ja) |
| GB (1) | GB2074194B (ja) |
| IL (1) | IL62374A (ja) |
| IT (1) | IT1135732B (ja) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4528048A (en) * | 1982-12-06 | 1985-07-09 | United Technologies Corporation | Mechanically worked single crystal article |
| DE3372989D1 (en) * | 1983-02-01 | 1987-09-17 | Bbc Brown Boveri & Cie | Structural element with a high corrosion and oxidation resistance made from a dispersion-hardened superalloy, and process for its manufacture |
| US5413648A (en) * | 1983-12-27 | 1995-05-09 | United Technologies Corporation | Preparation of single crystal superalloys for post-casting heat treatment |
| US4737201A (en) * | 1986-10-27 | 1988-04-12 | Eaton Corporation | Solution heat treatment of engine poppet valves and valves made therefrom |
| US5573609A (en) * | 1987-03-30 | 1996-11-12 | Rockwell International Corporation | Hot isostatic pressing of single crystal superalloy articles |
| CH676126A5 (ja) * | 1987-12-01 | 1990-12-14 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
| KR920008321A (ko) * | 1990-10-31 | 1992-05-27 | 아더 엠. 킹 | 산업용 가스터어빈 엔진 버킷 및 그 제조 방법 |
| US6565683B1 (en) * | 1996-06-21 | 2003-05-20 | General Electric Company | Method for processing billets from multiphase alloys and the article |
| GB9618216D0 (en) * | 1996-08-30 | 1996-10-09 | Triplex Lloyd Plc | Method of making fine grained castings |
| US20090004364A1 (en) * | 2004-01-21 | 2009-01-01 | Terry Hollis | Method For Protecting New/Used Engine Parts |
| EP3047103B1 (en) * | 2013-09-17 | 2020-09-30 | United Technologies Corporation | Turbine blades and manufacture methods |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3008855A (en) * | 1959-01-26 | 1961-11-14 | Gen Motors Corp | Turbine blade and method of making same |
| NL136758C (ja) * | 1963-10-21 | 1900-01-01 | ||
| US3342455A (en) * | 1964-11-24 | 1967-09-19 | Trw Inc | Article with controlled grain structure |
| US3413204A (en) * | 1964-12-21 | 1968-11-26 | Akad Wissenschaften Ddr | Method for deforming metal single crystals |
| US3494709A (en) * | 1965-05-27 | 1970-02-10 | United Aircraft Corp | Single crystal metallic part |
| GB1127157A (en) * | 1966-06-13 | 1968-09-11 | Orenda Ltd | Method for improving the fatigue resistance of turbine blades |
| US3572419A (en) * | 1969-03-13 | 1971-03-23 | United Aircraft Corp | Doubly-oriented single crystal castings |
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| US4184900A (en) * | 1975-05-14 | 1980-01-22 | United Technologies Corporation | Control of microstructure in cast eutectic articles |
| US4240495A (en) * | 1978-04-17 | 1980-12-23 | General Motors Corporation | Method of making cast metal turbine wheel with integral radial columnar grain blades and equiaxed grain disc |
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