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1、10申请公布号CN104220626A43申请公布日20141217CN104220626A21申请号201380017129722申请日2013032212161539720120327EPC22F1/10200601F01D5/28200601F01D5/30200601C23C4/0020060171申请人阿尔斯通技术有限公司地址瑞士巴登72发明人T埃特R米克74专利代理机构中国专利代理香港有限公司72001代理人严志军肖日松54发明名称制造由单晶或定向凝固镍基超级合金制成的构件的方法57摘要本发明涉及用于制造由单晶SX或定向凝固DS镍基超级合金制成的构件尤其是燃气涡轮的构件的方法，包括。
2、热处理HTS13和加工和/或机械处理步骤SM。通过在所述热处理HTS13之前执行所述加工和/或机械处理步骤SM来改进构件的延展性，并在所述加工和/或机械处理步骤SM之前进行构件11的固溶热处理SHT。30优先权数据85PCT国际申请进入国家阶段日2014092686PCT国际申请的申请数据PCT/EP2013/0560282013032287PCT国际申请的公布数据WO2013/143995EN2013100351INTCL权利要求书1页说明书4页附图9页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书4页附图9页10申请公布号CN104220626ACN104220626。
3、A1/1页21一种用于制造由单晶SX或定向凝固DS镍基超级合金制成的构件11，尤其是燃气涡轮的构件的方法，包括热处理HTS13和加工和/或机械处理步骤SM，其中，在所述热处理HTS13之前进行所述加工/机械处理步骤SM，其特征在于，在所述加工/机械处理步骤SM之前进行所述构件11的固溶热处理SHT。2根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述热处理包括多个热处理步骤HTS13。3根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述热处理步骤在低于构件材料的GAMMAPRIME固溶温度的温度下进行。4根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在所述加工步骤SM之后且所述热处理HTS13之前使所述构件11的选定。
4、表面机械地变形/被处理，之后进行升高的温度下但低于GAMMAPRIME固溶温度的第一热处理步骤，将附加涂层应用于所述表面，并进行涂层扩散热处理步骤和沉淀热处理步骤。权利要求书CN104220626A1/4页3制造由单晶或定向凝固镍基超级合金制成的构件的方法技术领域0001本发明涉及镍基超级合金的技术。根据权利要求1的前序，其涉及用于制造由单晶SXSINGLECRYSTAL或定向凝固DSDIRECTIONALLYSOLIDIED镍基超级合金制成的构件11尤其是燃气涡轮的构件的方法。背景技术0002单晶SX和定向凝固DS超级合金的延展性可变形性比在常规地铸造CC的部件中低。在具有高多轴性的区域中，。
5、SX和DS材料的低延展性见下述进一步降低。0003另一方面，涡轮叶片的热机械载荷由于热应变和高机械应力而要求一定程度的延展性可变形性。0004断裂应变R是用于描述材料的延展性可变形性的材料极限。为了安全的设计，断裂应变必须超过设计中的机械应变，其由在图1中显示的非弹性应变I和弹性应变E之和限定。0005断裂应变受到材料多轴性的影响。对于应力的单轴1D状态见图2A中的构件10，泊松效应导致相当高的断裂应变图2B。应力的多轴3D状态减少或甚至阻止泊松效应，即多轴应力状态的可变形性仅通过弹性体积变化来获得，图3A。此外，若干破坏机制如蠕变小孔CREEPPORE的增长显著地受多轴性影响，以至于这种情况。
6、下的断裂应变显著地减少图3B。0006在文献中，多轴性对延展性的影响由应力比描述，其中为流体静应力，且为等效应力VONMISESSTRESS，其中表示应力偏量。然后延展性的降低通过修正因数来描述，其中根据RICEANDTRACEY，且根据COCKSANDASHBY，其中对于刚性塑性变形，N。两个模型均预知了材料的可变形性的由于多轴性的说明书CN104220626A2/4页4显著降低见图4。0007图5示出燃气涡轮叶片11的中央部分，其包括根部12，平台13和翼型件14。穿过所述中央部分的三个不同切口13在图6中示有应力比R的对应分布。如由图6可知，涡轮叶片中的厚区域的多轴性达到高达R16的值。。
7、这分别对应于使用RICETRACEY模型单轴地测得的低至15的和使用COCKSASHBY模型单轴地测得的低至6延展性的降低图4。0008因为涡轮叶片的由于压力和离心载荷和不均衡的温度分布的载荷产生约为高达1的机械应变，所以需要相当大的材料延展性。0009文献US5,451,142描述了一种方法以提供高强度多晶超级合金的层/涂层，其结合至镍基超级合金涡轮叶片的根部。该层为喷射到叶片的枞树状件RTREE上的等离子体。0010文献US4,921,405教导了一种单晶涡轮叶片，其使其附接区段枞树状件的部分由细粒多晶合金覆盖。根据该教导，该覆盖优选为通过用超级合金来等离子体喷射该附接区段且将所喷射的合金。
8、热均衡地压制至最小孔隙度来完成。所得的涡轮叶片将具有因复合附接区段的减少的低循环、低温疲劳敏感性、和其中的裂纹增长而导致的改善的寿命。0011在两种情况中，在叶片的制造期间需要应用特别的涂布工序，这需要大量的额外时间和成本花费。0012US4,582,548描述了一种用于在燃气涡轮发动机中使用的单晶铸造合金。沿纵轴方向铸造和加工单晶实心叶片或杆。在加工之后，使它们固溶且然后假涂布PSEUDOCOAT并老化。EP1184473A2公开了镍基单晶超级合金和用于制造其的方法。该方法与在US4,582,548中描述的方法相似，在加工步骤之后，进行样本/构件的固溶热处理和附加热处理步骤。发明内容0013。
9、本发明的目的为公开一种用于制造构件尤其是燃气涡轮的构件的方法，该构件由单晶SX或定向凝固DS镍基超级合金制成，这在不引起额外花费的情况下导致构件必要强度。0014通过根据权利要求1的方法达到该目的和其他目的。0015用于制造构件尤其是燃气涡轮的构件的创造性方法包括热处理和加工和/或机械处理步骤，该构件由单晶SX或定向凝固DS镍基超级合金制成。在所述热处理之前，但在进行构件的固溶热处理之后进行加工/机械处理步骤。0016加工步骤包括例如铣削步骤或磨削步骤，且机械处理步骤可以为喷丸硬化。0017根据本发明的第一实施例，热处理包括多个热处理步骤。0018特别地，热处理包括具有相继减少的温度的三个热处。
10、理步骤。0019根据本发明的另一实施例，所述热处理在低于构件材料的GAMMAPRIME固溶温度的温度下进行。0020根据本发明的又一实施例，在加工步骤之后且所述热处理之前使构件的选定表面机械地变形/被处理，此后，进行升高的温度下但低于GAMMAPRIME固溶温度的第一热处理步骤，将附加涂层应用于所述表面，且进行涂层扩散热处理步骤和沉淀热处理步骤。说明书CN104220626A3/4页5附图说明0021现将通过不同的实施例并参考附图来更详细地说明本发明。0022图1以应力应变图示出断裂应变；图2示出构件A的单轴载荷和对应的应力应变图B图3示出构件A的多轴载荷和相应的带有其减少的断裂应变的应力应变。
11、图；图4示出根据2个不同模型的由多轴应力引起的延展性降低；图5示出燃气涡轮叶片的中央部分；图6示出根据图5的叶片的三个不同切口平面中的应力比R的分布；图7示出根据现有技术的用于燃气涡轮构件的示例性制造程序；图8示出根据图7的现有技术程序制造的主体的显微照片；图9以与图7相似的图示出根据本发明的制造方法的实施例；图10示出根据图9的程序制造的主体的显微照片，并且图11示出根据图10的主体的粗大的/微观结构及其胞状再结晶。具体实施方式0023本发明基于下列研究，其包括由镍基超级合金制成的样本的拉伸试验，其已看到表面和热处理的不同组合。具体而言，成功地尝试了以一种方式使表面改性，使得随后的热处理导致。
12、易延展层的形成。这已通过低于GAMMAPRIME固溶温度的热处理实现，从而导致在最外区域中的粗大的/GAMMA/GAMMAPRIME微观结构胞状再结晶。0024在SX拉伸样本上已观察到表面层改性对拉伸延展性的影响。0025图7示出现有技术“参考”程序，其中具有三个不同热处理步骤HTS13的热处理TT已首先在试验杆上进行，并且样本的最终加工加工步骤SM和试验试验步骤ST已在热处理之后进行表1中的样本Z6。0026相反地，根据图9，最终的样本形状的塑性变形和加工加工步骤SM已在热处理热处理步骤HTS13表1中的样本Z1之前但在固溶热处理之后进行。因此，通过热处理来使先前由塑性变形和加工例如，如通过。
13、冷加工硬化影响的表面接近区域改性。0027表1根据表1，由于样本Z1中的先前的表面处理塑性变形，获得与样本Z6相比显著较高的延展性。在图10和图11中示出样本15Z1的表面16正下方的改性表面层17。为了对比，在图8中示出样本15Z6的表面16处的未受影响表面区域。0028仅由于样本加工步骤SM，在室温TR以及在600下，即使没有先前的塑性变形，在其他样本上也已观察到SX构件的提高的延展性的效果。0029表2示出4个不同样本的结果，其中样本1A和1B已在根据图7的热处理HTS1、HTS2、HTS3程序之后被加工，而样本2A和2B在根据图9的热处理HTS1、HTS2、HTS3程序之前被加工。说明。
14、书CN104220626A4/4页60030表2再次，在样本2A/2B中实现了与样本1A/1B相比显著较高的延展性值。0031用于燃气涡轮叶片的附接区域枞树状件和/或多轴区域中的提高的延展性的可能的热处理顺序可如下A铸造车间处的叶片的固溶热处理B枞树状件的加工C枞树状件和/或冷却通道内表面的机械处理例如喷丸硬化D升高的温度下但低于GAMMAPRIME固溶温度例如，硬焊热处理期间的热处理E用于翼型件的附加涂层应用；F涂层扩散热处理和沉淀热处理。0032本发明的特性为涡轮部件需要充足的材料延展性以用于承载结构载荷。0033SX或DS材料典型地具有低延展性，这限制了涡轮叶片应用。0034可通过改变加。
15、工和热处理的顺序来改善SX或DS延展性。0035附图标记列表10构件11涡轮叶片12根部13平台14翼型件15、15主体16、16表面17改性的表面层HTS14热处理步骤SM加工/机械处理步骤ST试验步骤SHT固溶热处理说明书CN104220626A1/9页7图1说明书附图CN104220626A2/9页8说明书附图CN104220626A3/9页9图4说明书附图CN104220626A4/9页10图5说明书附图CN104220626A105/9页11图6图7说明书附图CN104220626A116/9页12图8说明书附图CN104220626A127/9页13图9说明书附图CN104220626A138/9页14图10说明书附图CN104220626A149/9页15图11说明书附图CN104220626A15。