(57)【要約】  本発明は、機能構成部分の縁層仕上げ、特にチタン合金の形の耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の縁層（表層）を製造するための方法および該方法により製造された構成部分に関する。レーザガス合金化によりチタン合金の形の耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の縁層を製造するための本発明による方法は主として、レーザガス合金化を、使用されたチタン合金中に侵入型溶解可能な元素を含有するかまたは遊離させる反応ガスを用いて実施し、この場合、該反応ガスの分圧が所定の限界値を上回ると窒化物、炭化物またはホウ化物のチタン相が生じるので、反応ガスの分圧が該限界値よりも下に留まるように反応ガスの分圧を設定することにより特徴付けられている。ガス合金化された縁層を備えたチタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分の本発明による特徴は主として、耐摩耗性の縁層が、α−およびβ−チタン粒子の微粒状の混合物と侵入型溶解された反応ガスとから成っていて、３６０ＨＶ０．５≦ＨＳ≦５００ＨＶ０．５の、研削された表面で測定された表面硬度ＨＳまたは３６０ＨＶ０．１≦ＨＲ≦５６０ＨＶ０．１の、表面下０．１ｍｍの研磨された横方向研削面において測定された縁層マイクロ硬度ＨＲを有しており、さらに前記縁層が、０．１ｍｍ≦ｔR≦３．５ｍｍの深さｔRにわたって延びていて、反応ガスにより形成された窒化物、炭化物、酸化物またはホウ化物の相を有していないことにある。【特許請求の範囲】
【請求項１】
レーザガス合金化によりチタン合金の形の耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の縁層を製造するための方法において、レーザガス合金化を、使用されたチタン合金中に侵入型溶解可能な元素を含有するかまたは遊離させる反応ガスを用いて実施し、この場合、該反応ガスの分圧が所定の限界値を上回ると窒化物、炭化物またはホウ化物のチタン相が生じるので、反応ガスの分圧が該限界値よりも下に留まるように反応ガスの分圧を設定することを特徴とする、チタン合金の形の耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の縁層を製造するための方法。
【請求項２】
チタン合金中に侵入型溶解可能な反応ガスとして窒素を使用し、該窒素を不活性ガスと共にレーザ作用ゾーンに供給する、請求項１記載の方法。
【請求項３】
作業ガス混合物中の窒素の容量割合ＶＮが、１％≦ＶＮ≦１５％である、請求項２記載の方法。
【請求項４】
特に疲労負荷された構成部分のために、窒素の容量割合ＶＮを１％≦ＶＮ≦１１％の範囲に設定する、請求項３記載の方法。
【請求項５】
作業ガス中の窒素の容量割合ＶＮを加工中に変化させて、局所的な負荷条件ならびに摩耗負荷対周期的な負荷の割合に適合させる、請求項２記載の方法。
【請求項６】
ガス合金化された縁層を、促進された冷却に施す、請求項１から５までのいずれか１項記載の方法。
【請求項７】
促進された冷却を、構成部分の、ガス合金化中に処理されなかった部分の外部冷却に基づいた自己急冷により達成する、請求項６記載の方法。
【請求項８】
促進された冷却を、レーザ作用ゾーンに追従する局所的なガス冷却により実現する、請求項６記載の方法。
【請求項９】
構成部分をレーザガス合金化の前に機械的に位置固定し、そしてレーザガス合金化の間、位置固定された状態に保持する、請求項１から８までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１０】
位置固定機能と冷却機能とを同一の装置により実現する、請求項１から９までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１１】
ガス合金化された縁層を、室温への冷却の後にバレル仕上げ、研削および／または研磨により機械的に平滑化する、請求項１から１０までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１２】
室温への構成部分の冷却の後もしくは機械的な平滑化の後に、構成部分全体の時効熱処理を３５０℃≦ＴＡ≦７００℃を有する温度ＴＡで、２時間≦ｔＡ≦２４時間の時効時間ｔＡで実施する、請求項１から１１までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１３】
機械的な平滑化の後に、応力除去焼なましを、３００℃≦ＴＳＲ≦６２０℃を有する温度ＴＳＲおよび１時間≦ｔＳＲ≦１０時間の時間ｔＳＲで続ける、請求項１から１１までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１４】
レーザガス合金化された層を、最後の熱処理からの冷却後にショットピーニング処理する、請求項１から１３までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１５】
レーザの代わりに、非真空形電子ビーム設備を高い強度のエネルギ源として使用する、請求項１から１４までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１６】
レーザの代わりに、プラズマトーチを使用する、請求項１から１４までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１７】
請求項１記載の方法により製造された、ガス合金化された縁層を備えたチタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分において、耐摩耗性の縁層が、α−およびβ−チタン粒子の微粒状の混合物と侵入型溶解された反応ガスとから成っていて、３６０ＨＶ０．５≦ＨＳ≦５００ＨＶ０．５の、研削された表面で測定された表面硬度ＨＳまたは３６０ＨＶ０．１≦ＨＲ≦５６０ＨＶ０．１の、表面下０．１ｍｍの研磨された横方向研削面において測定された縁層マイクロ硬度ＨＲを有しており、さらに前記縁層が、０．１ｍｍ≦ｔR≦３．５ｍｍの深さｔRにわたって延びていて、反応ガスにより形成された窒化物、炭化物、酸化物またはホウ化物の相を有していないことを特徴とする、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項１８】
耐摩耗性の縁層が、オーバラップした個別トレースのトレースパターンから成っており、トレースオーバラップ度ue、
ue＝ａ−ｃ／ａ  （ａ＝トレース幅、ｃ＝トレース間隔）
が０．５≦ue≦０．９である、請求項１７記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項１９】
縁層が、高い強度のエネルギ源のビームを送り方向に対して直交する横方向に振動させることにより形成される１つの広幅の個別トレースから成っている、請求項１７記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２０】
当該構成部分が、エロージョン負荷または液滴衝突負荷されたタービン翼を体現している、請求項１７から１９までのいずれか１項記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２１】
耐摩耗性の縁層が、翼流入縁を翼腹側の方向でも翼背側の方向でも取り囲んでいる、請求項２０記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２２】
耐摩耗性の縁層が、オーバラップした、流入縁に対して平行に延びる複数のトレースから成っている、請求項２０記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２３】
トレースが、柔らかい方向におけるタービン翼の曲げに関する中立面に対してそれぞれ交互に配置されるようにトレース形成の順序が設定される、請求項１７から２２までのいずれか１項記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２４】
耐摩耗性の縁層が、タービン翼の長手方向軸線もしくはタービン翼の流入縁に対して直交する横方向に位置するトレースから形成されており、該トレースがタービン翼の流入縁を巡って延びており、高い強度のエネルギ源のビームの振動が、翼長手方向軸線を中心としたタービン翼の振動旋回運動に基づいて形成される、請求項１７、１９、２０または２１記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２５】
翼基部側のトレース域縁付け部が、流入縁に対して２０〜６５゜の角度で延びている、請求項１７から２３までのいずれか１項記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【請求項２６】
縁層硬度が、局所的な負荷条件ならびに摩耗対周期的な負荷の割合とに相応して適宜に適合されている、請求項１７から２５までのいずれか１項記載の、チタン合金から成る耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は機能構成部分の縁層仕上げ、特にチタン合金の形の耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の縁層（表層）を製造するための方法および該方法により製造された構成部分に関する。このような縁層（Randschichit）の使用が可能となりかつ有利となるような対象物は、エロージョン摩耗、キャビテーション摩耗、液滴衝突または滑り摩耗により著しく負荷される、チタン合金から成る構成部分である。このような構成部分はそのトライボロジ的な負荷の他に、高い周期的な負荷にもさらされている。本発明は特に有利には蒸気タービンの低圧範囲からタービン翼を保護するために使用可能である。本発明を用いて極めて有利に仕上げ加工され得るその他の構成部分は、たとえば航空・宇宙飛行からのコンポーネント、たとえば着陸フラップガイド、駆動軸、ハイドロリックシステムの構成部分、ボルトまたは類似の結合部材；化学的な装置構造からの部分（たとえばホーン先端部、音化学的な設備）、医療技術からの部分（たとえばインストルメント、インプラント）および高出力エンジン構造からの部分（たとえば噴射システム、弁座、弁ステムまたはこれに類するもの）からの部分である。
【０００２】
チタンは卓越した構造材料であり、その高い比強度、すぐれた疲れ限度（Dauerschwingfestigkeit）、良好な耐応力亀裂腐食性、化学的な耐性および生体適合性に基づき、チタンは種々の特殊用途のために適している。しかし、使用幅を拡大するためには、たびたび種々の摩耗種類に対するチタンの低い耐性が妨げとなる。有効な摩耗防止方法を求める要求は、たとえば鋼材料のために使用される多くの熱的および化学熱的な縁層仕上げ方法がチタン合金に対しては使用不可能であることにより一層厳格化される。
【０００３】
チタンおよびその合金を主体とした極めて耐摩耗性の縁層もしくは表層を形成するための最近の公知方法はレーザガス合金化（たとえばH.W.Bergmann: 「Thermochemische Behandlung von Titan und Titanlegierungen durch Laserumschmelzen und Gaslegieren」、Zeitschrift fuer Werkstofftechnik 16 (1985)、第３９２頁〜第４０５頁参照）。この技術の早期の使用はドイツ連邦共和国特許第３９１７２１１号明細書に記載されているような関節体内プロステーシスの保護部にあった。このためには、この構成部分がレーザビームによって０．１〜０．７ｍｍの深さにまで溶融されると同時に、この溶融体内へ窒素が吹き込まれる。反応性ガス、たとえば窒素に対するチタンの高い親和力に基づき、このガスは直ちに溶融体によって溶解されて、窒素の場合には窒化チタンを形成する。この窒化チタンはデンドライト（樹枝状結晶）の形で溶融体から析出する。凝固の後に、初期状態に比べて変えられたα／β含量を有するチタンと、微細分配された窒化チタンデンドライトとから成る金属のマトリックスから成る縁層が生じる。縁層の硬度は通常、６００〜１２００ＨＶである。このようにして製造された縁層は滑り摩耗負荷、アブレシブ摩耗負荷または振動滑り摩耗負荷に対して極めて良好な抵抗性を有している。
【０００４】
以下に、一般性を制限することなしに、このようにして製造された縁層の欠点を、蒸気タービン翼の耐液滴衝突摩耗性の向上に関する使用事例につき推論する。
【０００５】
蒸気タービンに設けられた低圧段の動翼はその使用時に極めて高い準静的な負荷（遠心力、翼ねじれ）、周期的な負荷（周期的な蒸気圧負荷、翼振動）、機械・化学的な負荷（振動・応力亀裂腐食）およびトライボロジ的な負荷（液滴衝突）を受ける。選択されたチタン合金、たとえばＴｉ６Ａｌ４Ｖは準静的な負荷、周期的な負荷および機械・化学的な負荷に対して極めて良好な抵抗性を有しているのに対して、このチタン合金の耐液滴衝突摩耗性は、著しく負荷された蒸気タービン翼を、流入縁近傍における水滴の永続的な衝突による摩耗除去から有効に保護するためには不十分である。
【０００６】
上記公知先行技術に類似して、ゲルデス（Gerdes）は低圧蒸気タービン翼の耐摩耗性を向上させるためにレーザガス合金化を使用することを提案している（欧州特許第０４９１０７５号明細書参照）。この場合、溶融浴にはホウ化物、炭化物または窒化物を形成するガスが、溶融体中でのホウ化物、炭化物または窒化物の析出を生ぜしめる濃度で供給される。反応ガスとして窒素が使用される場合には、典型的に２０〜６０％の不活性ガスに対する窒素の容量割合を用いて、極端に硬い窒化チタンが形成される。これにより、合金Ｔｉ６Ａｌ４Ｖの縁層では、記載された処理パラメータにおいて、５００〜９００ＨＶ、有利には５００〜７００ＨＶの硬度が達成される。達成された耐摩耗性および疲れ限度に関するデータは記載されていない。
【０００７】
亀裂を回避するためには、保護層の厚さが０．４〜１．０ｍｍに制限される。こうして形成された層の機械的な後処理または熱的な後処理については言及されていないが、このような後処理は行われないと思われる。なぜならば、特に液滴エロージョンに対する保護が唯一回の方法ステップ、つまりレーザガス合金化によって達成されることが示唆されているからである。
【０００８】
独自の実験から、２５％もしくは３５％の窒素含量を用いてレーザガス合金化された同じ合金Ｔｉ６Ａｌ４Ｖから成る試料では、基本材料の約６７％もしくは３７％の疲れ限界しか達成されないことが判っている。
【０００９】
したがって、上記方法の欠点は、このようにして縁層仕上げされたタービン翼が、過度に低い周期的な負荷耐性しか有しないことにある。これによって、上記方法は、周期的に高負荷されるタービン翼のためには使用され得ない。
【００１０】
別の欠点は、０．４〜１．０ｍｍの保護層の極めて制限された深さから生ぜしめられる。これにより、除去性の摩耗種類、たとえばタービン翼における液滴衝突摩耗の場合には、寿命の制限が生ぜしめられる。
【００１１】
上記欠点の原因は、ガス混合物中の窒素含量が２０％よりも大きくなると微小亀裂が形成されることにある。微小亀裂形成傾向は、保護層の厚さと共に増大する。さらに、混入された極めて硬いＴｉＮ粒子を有するα−チタンから成る比較的脆いマトリックスから成る、不均一に形成された組織も、高い疲れ限度を達成するためには原理的に不適当である。
【００１２】
疲れ限度を改善すると同時に、液滴衝突負荷を受けた際に極めて良好な耐摩耗性を維持するためには、構成部分をレーザガス合金化の後に、あとからの熱処理と、これに続くショットピーニング処理との組み合わされた処理に施すことが知られている（Gerdes欧州特許出願公開第０６９７５０３号明細書参照）。この場合、ホウ化チタン、炭化チタンおよび／または窒化チタンを主体とした、ホウ素、炭素または窒素含有のガス雰囲気中でのレーザガス合金化により形成された保護層は、バナジウム富含のβチタン相の形成下に６００〜７５０℃の温度で熱処理される。反応ガスとして窒素が選択されると、機械的な研磨および後続の、０．３ｍｍAのアルメン強度（Almenintensitaet）および少なくとも２倍のカバレージ（Ueberdeckung）を有するショットピーニング処理との組合せで、耐摩耗性の維持下に、疲れ限度を、未処理の翼材料の初期値の約３０％から約８５％にまで増大させることができる。０．４〜１．０ｍｍの厚さを有する保護層は主として、α−チタンから成るマトリックス内に埋め込まれた窒化チタンを有している。窒化チタンのモルフォロジ（形態学）および分布はレーザガス合金化時の方法パラメータおよびガス雰囲気中の窒素濃度に関連している。窒素濃度に応じて、窒化チタンはプレート状またはデンドライト状に形成されていると望ましい。反応ガスとして窒素が、不活性ガスとしてアルゴンがそれぞれ使用される場合、その割合は１：４〜１：２であると望ましい。すなわち、窒素含量は２０〜３３％である。形成された保護層はその場合、レーザガス合金化時の条件に応じて６００〜８００HVのビッカース硬度を有していてよい。
【００１３】
この改良された方法の欠点は、記載されている疲れ限度が、研磨された試料または新しい翼についてしか達成され得ないことにある。もちろん、液滴衝突摩耗の特徴的な現象は表面の著しい粗面化にあり、このような粗面化はタービン翼の寿命において既に極めて早期に現れる。このような粗面化はタービン翼の周期的な負荷耐性に関する３つの不都合な結果を有している：
第１に、高度に硬化された材料状態のノッチ作用が増大する。
【００１４】
第２に、粗面化によりショットピーニング処理の表面近傍の圧縮固有応力が低減される。
【００１５】
第３に、引き続き存在しているが、その作用はショットピーニングにより取り除かれたはずの微小亀裂の不都合な作用が再び出現する恐れがある。
【００１６】
したがって、前記改良された方法の欠点の原因は、組織の減じられた疲れ限度の原因である微小亀裂の存在および一層高い周期的負荷のためには十分に良好に適していない、極めて硬質でかつ脆い相を有する不均一な組織の存在が取り除かれずに、その作用だけが一時的な効果を持って抑止されることにある。
【００１７】
上記方法のさらに別の欠点は、疲れ限度の改善が、欧州特許出願公開第０６９７５０３号明細書に記載されているように、バナジウム含有のチタン合金を前提条件としていることにより生ぜしめられる。しかし、類似の使用範囲を有する、バナジウムを含有しない、経済的に有意義な一連のチタン合金が存在している。
【００１８】
上記欠点の原因は、上記欧州特許出願公開第０６９７５０３号明細書に記載の熱処理が、βチタン格子構造を有するバナジウム富含の相を形成するために働くことにある。
【００１９】
ところで、本発明の目的は、初期状態に比べてレーザガス合金化された状態の周期的な負荷耐性の低下をできるだけ僅かに抑えると同時に、摩耗進行時における周期的な負荷耐性の改善を得ることを可能にするような、チタン合金の耐摩耗性を改善するための方法を提供することである。さらに、当該方法を用いて有利に製造可能な、耐摩耗性でかつ疲労抵抗性の構成部分が提供されることも望まれる。
【００２０】
したがって、本発明の根底を成す課題は、チタン合金のバナジウム含有とは無関係に、脆い窒化チタン相、炭化チタン相またはホウ化チタン相の存在なしに均質でかつ強靱な組織状態を調節し、非アブレシブ摩耗負荷、キャビテーション摩耗負荷または液滴衝突摩耗負荷に対する極めて良好な耐性を達成し、かつ微小亀裂の形成なしに１ｍｍよりも大きな層厚さをも実現することを可能にする縁層仕上げ方法を提供することである。
【００２１】
この課題は本発明によれば、請求項１〜請求項１６に記載したような、チタン合金の形の耐摩耗性でかつ耐エロージョン性の縁層を製造するための方法により解決される。本発明による構成部分は請求項１７〜請求項２６に記載されている。それぞれ下位の請求項には有利な実施態様が記載されている。
【００２２】
請求項１に記載されているように、本発明による方法は、溶融体中に可溶でかつ凝固後に侵入型（interstitiell）溶解されたガス状の元素を、最大で、窒化物、炭化物またはホウ化物のチタン相がまだ生じない程度の濃度で溶融体内へ導入することから出発する。これにより、公知先行技術とは異なり、数マイクロメートルの構造体長さを有する、α−チタン粒子、個々のβ−チタン粒子およびα−チタン粒子の間に配置された極めて微細なα−チタン粒子とβ−チタン粒子との混合物から成る比較的均質でかつ微粒子状の組織が生じる。これにより、これまで微小亀裂形成および局所的な応力集中の発生に対するその不都合な作用の点で知られている窒化物、炭化物もしくはホウ化物の相を回避することができる。
【００２３】
侵入型導入され得る元素として窒素が使用される場合には、請求項３および請求項４にガス混合物中の窒素の有利な容量割合が記載されている。具体的な選択はこの場合、レーザのビーム幅のトレースオーバラップ度（Spurueberlappungsgrad）ueおよび周期的な負荷の高さに対して相対的な摩耗負荷の規模に左右される。一般に、周期的な負荷が高められていて、摩耗負荷が低い場合には低い窒素含量が選択され、逆に周期的な負荷が低くて摩耗負荷が高められている場合には高い窒素含量が選択される。また、より高いトレースオーバラップ度に関しても、低い窒素含量が調節される。
【００２４】
通常では、摩耗負荷および疲労負荷が構成部分表面に沿って変化し、しかもその割合も変わるので、請求項５に記載されているように、作業ガス中の窒素含量を変えることによって強度と靱性との最適な割合を局所的に調整することが特に有利である。
【００２５】
強度と靱性との間の割合の調節に影響を与える別の影響量は、請求項６〜請求項８に記載されているように、冷却速度の選択により利用され得る。
【００２６】
ガス合金化の間、特に耐摩耗性の縁層の、より大きな深さおよび／またはより大きなトレースオーバラップ度の場合には、集中的な局所的なエネルギ作用に基づいた構成部分の著しい歪みが生じる。歪みに敏感な構成部分における歪みを低減させるか、もしくは取り除くためには、請求項９および請求項１０に記載されているように、構成部分をガス合金化の開始前に初期位置もしくは初期状態のまま機械的に位置固定し、そしてこの位置固定を処理の間、維持することが望ましい。このような方法にはさらに、レーザビームのための目標座標が処理の間、ずれ動かなくなり、それゆえにＣＮＣプログラムを後補正する必要も生じなくなるという利点がある。
【００２７】
レーザガス合金化の後に表面は、一般に周期的に高負荷される構成部分のためには大きすぎる粗さを有している。それゆえに、請求項１１に記載の構成では、機械的な後処理が行われる。この機械的な後処理は研削、バレル仕上げ（Gleitschleifen）および／または研磨により行うことができる。請求項１２および請求項１３に記載の熱処理により、機械的な特性、特に疲れ限度を一層改善することができる。請求項１２に記載の方法を用いると、相転移および硬化に基づいた組織形成にも、それと同時に行われる、ガス合金化後に残った引張固有応力の崩壊にも、影響を与えることができるのに対して、請求項１３に記載の方法によれば、組織における著しい変化なしに固有応力状態を改善することができる。この方法は主として疲れ限度に作用するが、しかし請求項１２に記載の方法は耐摩耗性にも疲れ限度にも作用するので、熱処理タイプの選択によって、改善された特性組合せを達成することができる。
【００２８】
チタン合金については、その周期的な耐負荷性を、特に表面近傍の圧縮固有応力により改善することができることが知られている。このような圧縮固有応力は上で説明した熱処理によって調節され得ない。それゆえに、請求項１４に記載の方法では、疲れ限度を向上させるための別の手段として、耐摩耗性の縁層のショットピーニングが行われる。
【００２９】
従来技術によれば、チタンのガス合金化は十分な高さの出力密度を有するエネルギ源としてレーザを用いて実施される。しかし適当な構成部分のためには、請求項１５および請求項１６に記載されているように、エネルギ源として非真空型電子ビームまたはプラズマ源を使用することも可能である。この場合には、遮蔽システムを介して、反応ガスと不活性ガスとから成る作業ガス混合物の慎重でかつ再現可能な供給が行われるように注意しなければならない。
【００３０】
請求項１７には、本発明による構成部分のための縁層の有利な寸法および硬度ならびにこのために必要とされる、摩耗保護ゾーンおよび組織特徴の形成が記載されている。摩耗保護ゾーンの所要幅が、通常可能となるトレース幅よりも大きく形成されていると、請求項１８および請求項１９に記載されているように、オーバラップしたトレースパターンを形成するか、またはエネルギ源のビームを、当該構成部分の送り方向に対して直交する横方向に迅速に振動させることによって、より広幅のトレースを実現することができる。必要に応じて、個別事例においてビームの代わりに構成部分を振動運動にもたらすこともできる。
【００３１】
特に有利には、本発明は請求項２０に記載されているように、液滴衝突負荷されたタービン翼またはエロージョン負荷されたタービン翼において使用することができる。後続の請求項２１〜請求項２６には、耐摩耗性の縁層の形状、位置および形成の技術的に有利でかつ好都合な構成が記載されている。
【００３２】
一般性を制限することなしに、以下に本発明を１方法例および１構成部分例につき詳しく説明する。
【００３３】
例１：
音化学的な器械の機能部分はその運転中に、キャビテーション負荷の他に高い周期的な負荷をも受ける。特にソノトロードもしくはホーン（Sonotrode）の寿命はキャビテーション負荷により劇的に減じられる。ホーンは材料Ｔｉ６Ａｌ４Ｖから成っていて、開始状態において３４０ＨＶ０．５の硬度を有している。
【００３４】
その寿命を高めるために、ホーン先端および隣接した円筒形周面の範囲は、キャビテーション負荷に対して一層良好に保護されると同時に、十分に高い周期的な負荷耐性が保証されることが望ましい。本発明によるレーザガス合金化を実施するためには、ホーンがレーザ加工設備のＣＮＣ回転軸に設けられた３ジョー型チャック内へ配置される。処理したい範囲ではホーンが０．２ｍｍの増分を有している。この構成部分には、欧州特許第０８２９３２５号明細書に記載の構成により形成された保護ガスベルが被せられて位置している。保護ガスベルは器具技術的な大きな手間をかけることなしに、作業混合物の再現可能な調節を保証すると同時に、極めて良好な酸素排除を保証する。ガス混合ステーションを用いて、保護ガスベル内には、前調節された窒素−アルゴン混合物が容量割合９％：９１％で吹き込まれる。保護ガスベルはレーザのビーム成形ユニットにｚ方向に移動可能に取り付けられている。保護ガスベルの下側のつばに設けられたエアクッションを用いて、保護ガスベルは構成部分に対してその他の２つの方向ｘおよびｙにおいて可動となる。
【００３５】
レーザとしては、ＣＯ２レーザが使用される。このＣＯ２レーザの出力は３．１ｋＷに調節される。構成部分表面に対するレーザビーム焦点の距離は、レーザビームが構成部分表面において３．８ｍｍのビーム直径を有するように設定される。これによって、ａ＝３．５ｍｍのレーザガス合金化されたゾーンのトレース幅が得られる。トレース間隔ｃとしては０．７５ｍｍの間隔が調節され、このことからトレースオーバラップ度ue＝０．７５が生ぜしめられる。ＣＮＣプログラムを介して、５４０ｍｍ／分の送り速度が前設定される。作業ガス混合物を用いた９０秒間のフラッシング（流しかけ）後に、ホーン先端をラスタ状にトレースするＣＮＣプログラムの開始と、レーザの接続とによりプロセスが開始される。ゆっくりとした冷却の後に、ホーンは器械から取り出され、レーザ処理された範囲における増分が研削除去される。
【００３６】
こうして形成された層は、ｔＲ＝０．５ｍｍの深さの比較的均質な再融層と、その下に位置する１．２ｍｍの厚さの熱影響ゾーンとから成っている。表面硬度ＨＳは約４４０ＨＶ０．５に達する。このことは、表面下の研磨された横方向研削部０．１ｍｍにつき測定された約５１０ＨＶ０．１の縁層硬度ＨＲにほぼ相当する。トレースに対して直交する横方向の硬度変動は約５０ＨＶ０．１である。
【００３７】
組織はα−チタン粒子と、α−チタン粒子の粒子境界面におけるα−チタンおよびβ−チタンから成る微細分散性の析出物とから成っている。α−チタン粒子の大きさは最大数マイクロメートルである。
【００３８】
この処理はホーン先端における摩耗速度を約３倍減少させることを可能にする。
【００３９】
この場合、こうして達成された周期的な負荷耐性が十分となるので、疲れ限度を向上させるための別の手段を接続する必要はない。
【００４０】
図１には、摩耗速度
2008506532.tif 000002
と、作業ガス中の窒素の容量割合ＶＮとの関係が描かれている。キャビテーション摩耗負荷はＡＳＴＭ  Ｇ３２−８５に依拠して高周波数発生器ＶＣ５０１（Firma Sonics & Materials Inc.社）を用いて行われた。実験パラメータは以下の通りである：試料の間接的な振動キャビテーション負荷；周波数：２０ｋＨｚ、振幅：±２０μｍ、水温（制御有り）：２２℃±１Ｋ、試料表面の浸入深さ：１２．．．１６ｍｍ；ホーン面−試料表面の間隔：０．５ｍｍ、負荷時間：２０時間、材料除去量の測定１．５時間毎。摩耗速度は潜伏期（Inkubationszeit）の終了後の材料損失−時間曲線の勾配から求められる。
【００４１】
図１からはっきりと判るように、キャビテーション摩耗に対する抵抗は既にこれまで知られているように、窒素を用いたレーザガス合金化により著しく改善され得る。しかし、当業者の固定観念とは異なり、このために窒化チタンの析出は必要とならない。既に７〜１３％の窒素含量によって、２０％よりも大きな窒素含量を用いた場合と同様に良好な摩耗特性が達成される。それとは逆に、デンドライト状の窒化チタンからの析出物の形成が、単向性の機械的な負荷耐性（亀裂形成応力）および周期的な負荷耐性（疲れ限度）に対して極めて不都合な影響を与えることを確認することができた。すなわち、選択された実験パラメータにおいて、たとえば曲げ負荷時の縁層の亀裂形成応力は既に窒素含量１３％よりも上で、つまり窒化チタンデンドライトの析出よりもはるかに以前に減少し始める。この限界値は記載された実験条件に該当する。オーバラップ度の減少と共に、この限界値は、より高い窒素含量へ向かってシフトされる。
【００４２】
例２：
本発明による構成部分を、大型の蒸気タービンの最終段動翼Ａにつき説明する。この動翼の流入縁Ｅは激しい液滴衝突負荷を受ける。液滴衝突負荷はその構成部分負荷、摩耗現象および局所的な材料損傷のメカニズムの点でキャビテーション摩耗と多くの共通点を有している。改善された耐キャビテーション摩耗性を提供する方法および材料状態は、液滴衝突摩耗に対する改善された耐性をも有している。高い遠心力負荷に基づき、最終段動翼はチタン合金Ｔｉ６Ａｌ４Ｖから製造される。摩耗ゾーン幅は翼背側Ｂで１７ｍｍであり、翼腹側Ｃで６ｍｍである。翼の高い周期的な負荷に基づき、その他のパッシブな保護方法、たとえばステライトプレートのろう接、放電コーティング、真空プラズマ溶射または公知先行技術により実施されるレーザガス合金化は問題にならない。本発明により形成された構成部分（図２参照）は、α−およびβ−チタン粒子の微粒状の混合物と、侵入型溶解された窒素とから成る最大ｔＲ≒２．５ｍｍの深さの層を有している。この表層もしくは縁層は翼背側で２０ｍｍの幅、翼腹側で１０ｍｍの幅を有していて、これによって摩耗ゾーン幅よりも大きな範囲をカバーしている。トレース幅はａ＝３．７ｍｍであり、トレース間隔はｃ＝０．８ｍｍである。レーザ出力としては、６５０ｍｍ／分の送り速度で４．２ｋＷが設定される。
【００４３】
侵入型溶解された窒素の量は表面硬度ＨＳもしくは縁層硬度ＨＲと直接に相関する。縁層はＨＳ≒４２５ＨＶ０．５の表面硬度を有している。研磨された横方向研削部における表面下０．１ｍｍで測定された硬度はＨＲ≒５５０ＨＶ０．１である。この硬度は作業ガス中の窒素含量ＶＮ＝７％を用いて達成される。
【００４４】
疲れ限度が、溶解された窒素含量と共に低下することが知られている。他方では、翼先端の近傍におけるタービン翼位置では、最大摩耗負荷が生ぜしめられると同時に、極めて小さな周期的な負荷が生ぜしめられることも知られている。翼流入縁に沿って、翼先端を起点として摩耗負荷は減少し、それに対して周期的な負荷は著しく増大する。このような事情は本発明の解決手段の別の改良形において、作業ガス中の窒素の容量割合ＶＮを翼位置に関連して調節することにより考慮される。すなわち、窒素含量は翼先端におけるＶＮ＝１１％の開始値から出発して、レーザ処理されたゾーンの端部におけるＶＮ＝０％の含量にまで低下される。これにより、一層なだらかな硬度移行と、トレース領域の端部における引張固有応力の低減とが同時に達成される。同じく、容量割合ＶＮをトレース毎に変えることにより、加工範囲の側方縁部におけるトレース１，２，３等もしくはトレース４，６，８等（図２ｂ参照）の形成時に、類似した硬度・特性勾配を達成することができる。
【００４５】
翼加工時における熱応力の形成に基づき、歪みが生じ、この歪みは最小曲げモーメントの方向で通常では許容し得ないほど大きくなる。このことは、耐摩耗性のゾーンが、オーバラップする個々のトレースから形成されていて、しかも特定数のスタートトレース（図２ｂ、２つのスタートトレース１，２参照）の後に別のトレースが翼腹側と翼背側とに交互に施与されるようにトレース形成の順序が選択されることにより阻止される。歪みを最小限に抑えるためには、事情によっては翼腹側に、翼腹側に存在する摩耗ゾーンの寸法から見て必要と思われる数よりも多いトレースが施与される。最後のトレースは流入縁に沿って施与される。事情によっては、最後のトレースは、より小さな再溶融深さおよびより高い送り速度を用いて形成される。歪み低減のためのこのような手段に対して付加的に、タービン翼は処理の開始前に機械的に位置固定され、かつガス合金化の間、位置固定された状態に保持される。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】摩耗速度と、作業ガス中の窒素の容量割合との関係を示す線図である。
【図２】大型の蒸気タービンの最終段動翼として使用されるタービン翼の概略的な横断面図（図２のａ）ならびに図２ａに示したタービン翼の個々のトレースを示す拡大横断面図（図２のｂ）である。
【符号の説明】
【００４７】
Ａ  タービン翼
Ｂ  タービン背側
Ｃ  タービン腹型
Ｄ  摩耗保護ゾーン
Ｅ  流入縁
Ｆ  流出縁
ＨＳ  研削された表面で５Ｎ荷重を用いたビッカースにより測定された表面硬度、１０回の測定の硬度平均値
ＨＲ  表面の下方０．１ｍｍで１つのトレースに沿った、研磨された横方向研削面において１Ｎ荷重を用いたビッカースにより測定された縁層硬度、トレース間隔にわたる２１回の測定の平均値
ＴＡ  時効熱処理の温度
ＴＳＲ  応力除去焼なましの温度
ＶＮ  作業ガス混合物中の窒素の容量割合
ａ  トレース幅
ｃ  トレース間隔
ｔＡ  時効熱処理の時効時間
ｔＲ  トレース深さ
ＴＳＲ  応力除去焼なましの焼きなまし時間
ue  オーバラップ度
2008506532.tif 000003
１〜１７  トレース番号
【図１】
2008506532.tif 000004
【図２】
2008506532.tif 000005
【国際調査報告】
2008506532.tif 000006
2008506532.tif 000007
2008506532.tif 000008
2008506532.tif 000009
2008506532.tif 000010
2008506532.tif 000011