(57)【要約】  金属部品の穴処理方法は、部品に、第１の直径を有する穴を形成する工程と、穴の周囲の材料に残留圧縮応力を生じさせるために、低温膨張プロセスを用いて、第２の直径に穴を拡大し、穴をショットピーニングする処理と、穴を最終的な径にする最終機械加工と、を順に含む。穴を有する航空宇宙用部品は、該穴が、部品に、第１の直径を有する穴を形成する工程と、前記穴の周囲の材料に残留圧縮応力を生じさせるために低温膨張プロセスを用いて、第２の直径に前記穴を拡大する工程と、該穴をショットピーニングする工程と、を順に経て形成される。【選択図】図４Ａ
2015519208.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
部品に、第１の直径を有する穴を形成する工程と、
前記穴の周囲の材料に残留圧縮応力を生じさせるために、低温膨張プロセスを用いて、第２の直径に前記穴を拡大する工程と、
前記穴をショットピーニングする工程と、
前記穴を最終的な径にする最終機械加工工程と、を順に含む、金属部品の穴処理方法。
【請求項２】
前記低温膨張プロセスが、少なくとも１つの長手方向のスリットを有するスリーブを使用して行われる、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記穴を拡大する工程において、前記少なくとも１つの縦スリットが、前記穴において予想されるピーク応力の位置から約４５度の位置にあるように前記スリーブが向けられている、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記穴を拡大する工程の後に、前記低温膨張プロセスによって押し出された余分な材料を除去するために、穴を機械加工する工程をさらに含む、請求項２に記載の方法。
【請求項５】
前記余分な材料を除去するために機械加工する工程が、リーマ加工を含む、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
前記最終機械加工工程が、フレックスホーニングプロセスを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記穴を形成する工程が、穴あけ工程を含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
少なくとも１つの穴を有する、航空宇宙用部品であって、該穴が、
部品に、第１の直径を有する穴を形成する工程と、
前記穴の周囲の材料に残留圧縮応力を生じさせるために、低温膨張プロセスを用いて、第２の直径に前記穴を拡大する工程と、
前記穴をショットピーニングする工程と、
を順に経て形成される航空宇宙用部品。
【請求項９】
前記低温膨張プロセスが、少なくとも１つの長手方向のスリットを有するスリーブを使用して行われる、請求項８に記載の航空宇宙用部品。
【請求項１０】
前記穴を拡大する工程においてに、前記少なくとも１つの縦スリットが、前記穴において予想されるピークフープ応力の位置から約４５度の位置にあるように、前記スリーブが向けられている、請求項９に記載の航空宇宙用部品。
【請求項１１】
前記穴を拡大する工程の後に、前記低温膨張プロセスによって押し出された余分な材料を除去するために、穴を機械加工する工程をさらに含む、請求項９に記載の航空宇宙用部品。
【請求項１２】
前記余分な材料を除去するために機械加工するステップが、リーマ加工を含む、請求項１１に記載の航空宇宙用部品。
【請求項１３】
前記最終機械加工工程が、ホーニングプロセスを含む、請求項８に記載の航空宇宙用部品。
【請求項１４】
前記穴を形成する工程が、穴あけ工程を含む、請求項８に記載の航空宇宙用部品。
【請求項１５】
前記航空宇宙用部品が、ニッケル基合金を含む、請求項８に記載の航空宇宙用部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的には航空宇宙用部品に関し、より具体的には航空宇宙用部品に穴を製造する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン等の航空宇宙用部品には、締結具を受け入れるため、またはその他の目的のために形成されたボアおよび／または穴を有する多数の金属部品が含まれている。動作中、これらの部品は、クラックの発生および部品の故障につながる可能性のある振動や周期的反転荷重を受ける。これらの部品のうち特に注目されるのは、低サイクル疲労寿命（一般に、約５０，０００サイクル未満と定義される）である。
【０００３】
低サイクル疲労寿命は、材料特性を向上させ、部品の局部応力を低減し、あるいは残留圧縮応力を導入することによって、延ばすことができる。部品の幾何学的形状の変更により、局部応力を減少させることが可能であるが、この手法は非現実的であるか、または航空機エンジン用途において望ましくない部品重量の付加をもたらす可能性がある。
【０００４】
部品に残留圧縮応力を導入することにより、低サイクル疲労寿命が改善される。圧縮残留応力を導入するための、いくつかの公知の方法が存在する。割スリーブ低温膨張および／またはショットピーニングは、圧縮表面応力を導入し、疲労寿命を向上させるが、これらの手法のみでは、高温用途のための疲労クラック発生寿命を改善することはできない。また、ローラバニシングは、圧縮残留応力を導入するが、現在のプロセスは、十分に制御されておらず、高温では効果が低減されてしまう可能性がある。低塑性ローラバニシング加工またはレーザショックピーニングは、高温に保持された圧縮残留応力を導入するが、これらのアプローチは、部品に導入される残留応力が適切な量であることを確実にするために、専用の工具および／または監視ソフトウェアを必要とする。
【０００５】
したがって、従来の製造工具を利用可能な、十分に制御された穴処理プロセスが必要とされている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２９５６６０１号明細書
【発明の概要】
【０００７】
この必要性は、割スリーブ低温膨張の後の、材料の除去、ショットピーニング、およびピーニング後の最終的な穴径までの材料の除去と組み合わされた割スリーブ低温膨張を含む穴処理方法を提供する本発明によって解決される。
【０００８】
本発明の一態様によれば、金属部品の穴処理方法は、部品に、第１の直径を有する穴を形成する工程と、穴の周囲の材料に残留圧縮応力を生じさせるために、低温膨張プロセスを用いて、第２の直径に穴を拡大する工程と、穴をショットピーニングする工程と、穴を最終的な径にする最終機械加工工程と、を順に含む。
【０００９】
本発明の別の態様は、少なくとも１つの穴を有する航空宇宙用部品である。当該穴は、部品に、第１の直径を有する穴を形成する工程と、穴の周囲の材料に残留圧縮応力を生じさせるために、低温膨張プロセスを用いて、第２の直径に穴を拡大する工程と、穴をショットピーニングする工程と、穴を最終的な径にする最終機械加工と、を順に経て形成される。
【００１０】
本発明は、添付の図面と共に以下の説明を参照することにより、最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】ガスタービンエンジンの片側断面略図である。
【図２Ａ】穴あけプロセスが施されている部品の断面図である。
【図２Ｂ】穴あけプロセスが施されている部品の正面図である。
【図３Ａ】リーマプロセスが施されている部品の断面図である。
【図３Ｂ】リーマプロセスが施されている部品の正面図である。
【図４Ａ】冷間加工プロセスが施されている部品の断面図である。
【図４Ｂ】冷間加工プロセスが施されている部品の正面図である。
【図４Ｃ】図４Ｂの一部の拡大図である。
【図５Ａ】リーマプロセスが施されている部品の断面図である。
【図５Ｂ】リーマプロセスが施されている部品の正面図である。
【図６Ａ】ショットピーニングプロセスが施されている部品の断面図である。
【図６Ｂ】ショットピーニングプロセスが施されている部品の正面図である。
【図７Ａ】ピーニング後の材料除去がなされている部品の断面図である。
【図７Ｂ】ピーニング後の材料除去がなされている部品の正面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
様々な図を通して、同一の参照符号が同じ要素を表している図面を参照すると、図１は、ガスタービンエンジン１０を示している。エンジン１０は、長手方向軸１１を有し、ファン１２と、低圧圧縮機すなわち「ブースタ」１４と、低圧タービン（「ＬＰＴ」）１６と、を含み、これらは、「低圧システム」と総称される。ＬＰＴ１６は、「ＬＰシャフト」と呼ばれる内側シャフト１８を介して、ファン１２およびブースタ１４を駆動する。エンジン１０は、また、高圧圧縮機（「ＨＰＣ」）２０と、燃焼器２２と、高圧タービン（「ＨＰＴ」）２４と、を含み、これらは「ガス発生器」または「コア」と総称される。ＨＰＴ２４は、「ＨＰシャフト」とも呼ばれる外側シャフト２６を介してＨＰＣ２０を駆動する。ファン流またはバイパス流とだけでなく主ガス流あるいはコアガス流を生成するために、同時に、高圧システムおよび低圧のシステムは、既知の方法で動作可能である。図示したエンジン１０は、高バイパスターボファンエンジンであるが、本明細書に記載する原理は、ターボプロップ、ターボジェットおよびターボシャフトエンジンにも同様に適用可能であり、他の乗り物、または定置用途で使用されるタービンエンジンにも同様に適用可能である。
【００１３】
エンジン１０は、固定具を受け入れるため、またはその他の目的のために、ボアおよび／または穴が形成された多数の金属部品を含む。このような部品の非限定的な例には、ファンフレーム２８およびストラット３０、圧縮機ケーシング３２、燃焼器ケーシング３４、ＬＰＴケーシング３８、タービン後部フレーム４０、ならびにＨＰロータ（すなわち、外側シャフト２６および外側シャフト２６と共に回転する部品）が含まれる。これらの部品は、鋼、コバルト、チタン合金、および「超合金」を含むニッケル基合金などの公知の航空宇宙材料で製造されてもよい。上述した部品のうちのいくつかが製造される具体的な合金の例は、インコネル７１８（ＩＮ７１８）または直接時効した合金（ｄｉｒｅｃｔ  ａｇｅｄ）７１８（ＤＡ７１８）として商業的に知られるニッケルベースの析出硬化合金である。本発明は、一般的な部品「Ｃ」に関して、以下でさらに説明する。ここで、部品「Ｃ」は、ボアまたは穴が形成されている、上に挙げた部品、またはその他の任意の金属部品の代表であるということを理解されたい。
【００１４】
１つまたは複数の穴が部品Ｃに形成され、続いて以下の処理が施される。最初に、（図２Ａおよび図２Ｂ参照）穴５０が、部品Ｃに形成される。図示された例では、穴５０を形成しているツイストドリル５２が示されている。他の適切な穴あけプロセスの非限定的な例として、ボーリング、レーザ穴あけ、放電加工（「ＥＤＭ」）、または電解加工（「ＥＣＭ」）が挙げられる。図３Ａおよび図３Ｂに示すように、穴５０は、リーマ５４または他の適当な工具を用いて機械加工仕上げをすることができる。これらのプロセスの後、穴５０は、最終的に必要とされる直径に比べて小さい直径「Ｄ１」を有する。
【００１５】
次に、（図４Ａ、４Ｂ参照）、穴５０は、低温膨張（「ＣＥ」）を用いて処理される。図示されている具体的な例では、このプロセスは、割スリーブ低温膨張（「ＳＳＣＥ」）である。これは、単一の縦スリットを持つほぼ円筒形のスリーブ５６が、穴５０に挿入される既知のプロセスである。より大きな断面を有するヘッド６０を含むマンドレル５８が、その後スリーブ５６を介して押し引きされる。マンドレル５８は、スリーブ５６を半径外側方向拡大し、穴５０のボアに押し付けられる。
【００１６】
ＳＳＣＥプロセスにより、穴５０をより大きな直径「Ｄ２」にまで膨張させ、穴の中に残留圧縮応力を誘導するために、穴５０の周囲の材料を冷間加工する。Ｄ１からＤ２への穴径の典型的な増加は、約４％である。本明細書中で使用される場合、用語「ＣＥ」は、穴５０を冷間加工し、２以上のスリットを有するスリーブ、スリットのない形状記憶性スリーブ、または調整可能な膨張マンドレルを用いたプロセスを包含するであろう任意の機械的プロセスを指すものとする。このステップは、穴５０のクラック伝播寿命を大幅に改善する。
【００１７】
割スリーブを用いたＳＳＣＥプロセスの塑性歪みは、図４Ｃに示されているように、スリーブのスリットの位置で穴５０に「膨隆材料」の小さい押出隆起６２を作成する。部品Ｃの材料特性は、スリーブのスリット線で異なっている場合があり、穴５０以外の部分の周囲の材料特性より劣る場合がある。動作時に、穴５０は、線「Ｐ」に沿った、直径方向に対向する２つの位置、および、線「Ｐ」に対して９０度の方向の線「Ａ」に沿った、直径方向に対向する２つの位置においてピーク応力を経験する。線「Ｐ」および線「Ａ」の位置は、予測運転荷重に基づいて、部品Ｃの製造時に分かるだろう（例えば、穴５０は、回転盤の、同様の複数の穴の列に沿っている）。図４Ｃに示すように、スリットをピーク応力位置から約４５度の位置に配置すると、部品疲労寿命に不利な影響を与えない。図５Ａおよび図５Ｂに見られるように、押出隆起は、従来のリーマ６４、または他の適切な方法を用いて除去することができる。穴５０を取り囲む部品Ｃの外面「Ｆ」は、平坦に機械加工されてもよいし、穴５０の両端に面取りを施してもよい。
【００１８】
次に、図６Ａおよび図６Ｂに示すように、穴５０にショットピーニング処理を施す。ショットピーニングは、表面を小さくし、クラックの発生を抑止するために、穴５０の内面において圧力下で、小球（例えば、鋼、ガラス、またはセラミックショット）の流れを導きく既知のプロセスである。例示的なピーニングプロセスは、被覆率１００％で９Ｎのアルメン強度で実施される。図示の例では、偏向器ランス６６が、ピーニング媒体を供給するために使用される。穴のボアをピーニングするための他の技術も知られている。
【００１９】
ピーニングの後、図７Ａおよび図７Ｂに示すように、穴５０に、最終機械加工工程が施される。材料の最小量が、このステップ中に除去され、穴５０の仕上がり直径を「Ｄ３」にする。図示の例では、機械加工は、既知のタイプのボールフレックス砥石６８を用いて実行される。材料の除去の程度は、ショットピーニングステップによる表面を小さくする効果をなくさないまま、任意の機械加工跡や砕けた炭化物等の望ましくない構造を除去するのに十分である。表面からの材料の除去の程度は、例えば、約０．００７６ｍｍ（０．０００３インチ）である。
【００２０】
上述したプロセスの特定の組み合わせを施した後、完成した穴５０は、クラック発生およびクラック伝播の双方を考慮した上で、著しく改良された低サイクル疲労寿命を有する。試験は、本明細書に記載した方法が、処理されていない穴を有する部品に比べて、クラック発生開始寿命を２倍改善することができ、クラック伝播寿命を５倍改善することができることを示している。これは、部品重量を追加したり、部品材料を変更したりすることなく、可能である。
【００２１】
以上、金属部品に穴を形成し、処理する方法を説明した。本発明の具体的な実施形態について説明したが、実施形態に対する種々の変更が、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなくなされ得ることは、当業者には明らかであろう。したがって、本発明の好ましい実施形態および本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、単なる例示目的のためであり、発明を限定するものではない。
【符号の説明】
【００２２】
１０  エンジン
１１  長手方向軸
１２  ファン
１４  ブースタ
１８  内側シャフト
２２  燃焼器
２６  外側シャフト
２８  ファンフレーム
３０  ストラット
３２  圧縮機ケーシング
３４  燃焼器ケーシング
３８  ＬＰＴケーシング
４０  タービン後部フレーム
５０  穴
５２  ツイストドリル
５４  リーマ
５６  スリーブ
５８  マンドレル
６０  ヘッド
６２  押出隆起
６４  リーマ
６６  偏向器ランス
６８  ボールフレックス砥石
Ｃ  部品
【図１】
2015519208.tif 000003
【図２Ａ】
2015519208.tif 000004
【図２Ｂ】
2015519208.tif 000005
【図３Ａ】
2015519208.tif 000006
【図３Ｂ】
2015519208.tif 000007
【図４Ａ】
2015519208.tif 000008
【図４Ｂ】
2015519208.tif 000009
【図４Ｃ】
2015519208.tif 000010
【図５Ａ】
2015519208.tif 000011
【図５Ｂ】
2015519208.tif 000012
【図６Ａ】
2015519208.tif 000013
【図６Ｂ】
2015519208.tif 000014
【図７Ａ】
2015519208.tif 000015
【図７Ｂ】
2015519208.tif 000016
【国際調査報告】
2015519208.tif 000017
2015519208.tif 000018
2015519208.tif 000019