(57)【要約】      （修正有）【課題】特に航空機エンジンのようなピストンエンジン及びガスタービン用の高負荷容量部品を生成するため、未加工材を鍛造することでα＋γチタンアルミ合金からプリフォームを生成する改良したプリフォーム生成方法を提供する。【解決手段】マニピュレーター２内に保持され、マニピュレーターによって移動される未加工材１は、オープンダイ鍛造器具５によって、β相領域で実施されるオープンダイ鍛造により部分的にのみ成形される。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ピストンエンジン及びガスタービン用の高負荷容量部品を生成するため、未加工材を鍛造することでα＋γチタンアルミ合金からプリフォームを生成する方法であって、マニピュレーター（２）内に保持され、前記マニピュレーター（２）によって移動される未加工材（１）は、オープンダイ鍛造器具（５）によって、オープンダイ鍛造により部分的にのみ成形されることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記オープンダイ鍛造は、β相領域で実施されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記未加工材（１）は、前記オープンダイ鍛造中に１０７０から１３００℃の範囲の温度となることを特徴とする、請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
セラミック製のオープンダイ鍛造器具（５）が使用されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項５】
繊維強化セラミック材料製のオープンダイ鍛造器具（５）が使用されることを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
モリブデン製のオープンダイ鍛造器具（５）が使用され、前記オープンダイ鍛造は、保護ガス雰囲気又は減圧下で実施されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
前記オープンダイ鍛造中に前記未加工材（１）と前記オープンダイ鍛造器具（５）は放射加熱部（８）により加熱されるか、前記未加工材（１）は前記未加工材（１）に流れる電流により加熱されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項８】
前記オープンダイ鍛造器具（５）内に導入される前に、前記未加工材（１）は加熱部（３）、特に放射加熱部により加熱されるか、前記未加工材に流れる電流又は誘導的手段により加熱されることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
【請求項９】
前記未加工材（１）は、横方向よりも長手方向に延伸するように、前記オープンダイ鍛造で加工されることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１０】
前記オープンダイ鍛造により５０％から１００％の長手方向の延伸が得られることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
前記未加工材（１）は、中間領域（１１）のみがオープンダイ鍛造で加工されることで、当該オープンダイ鍛造領域（１１）と異なる形状又は直径となる、第１自由端部（９）と、前記マニピュレーター（２）内に保持される第２端部（１０）とが残ることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１２】
前記オープンダイ鍛造動作中に、前記中間領域（１１）よりも低い度合いで前記第１自由端部（９）も前記オープンダイ鍛造により成形されることを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記未加工材（１）は、ダイブロック（６，７）が前行程にて鍛造された部分を、好ましくは半分更に鍛造するように、前記マニピュレーター（２）により前記オープンダイ鍛造器具（５）を通過して移動されることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１４】
前記マニピュレーター（２）によって、前記未加工材（１）はその長手方向軸周りに回転されることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１５】
平坦な鍛造表面を有するダイブロック（６，７）を有するオープンダイ鍛造器具（５）が使用されることを特徴とする、請求項１から１４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１６】
凹状円形鍛造表面を有するダイブロック（６，７）を有するオープンダイ鍛造器具（５）が使用されることを特徴とする、請求項１から１４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１７】
三次元ねじれ鍛造表面を有するダイブロック（６，７）を有するオープンダイ鍛造器具（５）が使用されることを特徴とする、請求項１から１４又は１６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１８】
使用される前記合金は、以下の組成（原子％）
４０％から４８％  Ａｌ
２％から８％  Ｎｂ
０．１％から９％  Ｍｏ、Ｖ、Ｔａ、Ｃｒ、Ｍｎ、Ｎｉ、Ｃｕ、Ｆｅ、Ｓｉから選択される、β相を安定化させる少なくとも１種の元素
０％から０．５％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
のチタンアルミ合金であることを特徴とする、請求項１から１７のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１９】
β相を安定化させる前記合金中に存在する前記元素は、Ｍｏ、Ｖ、又はＴａの単体又はこれらの混合物であることを特徴とする、請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
β相を安定化させる前記元素の含有量は、０．１％から２％であることを特徴とする、請求項１８又は１９に記載の方法。
【請求項２１】
β相を安定化させる前記元素の含有量は、０．８％から１．２％であることを特徴とする、請求項２０に記載の方法。
【請求項２２】
以下の組成
４１％から４７％  Ａｌ
１．５％から７％  Ｎｂ
０．２％から８％  Ｍｏ、Ｖ、Ｔａ、Ｃｒ、Ｍｎ、Ｎｉ、Ｃｕ、Ｆｅ、Ｓｉから選択される、β相を安定化させる少なくとも１種の元素
０％から０．３％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
のチタンアルミ合金が使用されることを特徴とする、請求項１８から２１のいずれか一項に記載の方法。
【請求項２３】
以下の組成
４２％から４６％  Ａｌ
２％から６．５％  Ｎｂ
０．４％から５％  Ｍｏ、Ｖ、Ｔａ、Ｃｒ、Ｍｎ、Ｎｉ、Ｃｕ、Ｆｅ、Ｓｉから選択される、β相を安定化させる少なくとも１種の元素
０％から０．２％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
のチタンアルミ合金が使用されることを特徴とする、請求項１８から２２のいずれか一項に記載の方法。
【請求項２４】
以下の組成
４２．８％から４４．２％  Ａｌ
３．７％から４．３％  Ｎｂ
０．８％から１．２％  Ｍｏ
０．０７％から０．１３％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
の合金が使用されることを特徴とする、請求項１８から２３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項２５】
請求項１から２４のいずれか一項に記載の方法で生成されるプリフォーム。
【請求項２６】
ピストンエンジン及びガスタービン用の高負荷容量部品をα＋γチタンアルミ合金から生成する方法であって、請求項１から２４のいずれか一項に記載の方法で生成されるプリフォーム（１２）は、一段成形ステップにより所定の形状に成形され、当該ステップでは前記プリフォームをβ相領域において対数成形速度０．０１から０．５（１／ｓ）で等温形成することを特徴とする方法。
【請求項２７】
前記β相領域の成形温度は、１０７０から１２５０℃であることを特徴とする、請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
高耐熱性材料製の器具（１４，１５）により成形が行われることを特徴とする、請求項２６又は２７に記載の方法。
【請求項２９】
モリブデン合金製の器具（１４，１５）が使用されることを特徴とする、請求項２８に記載の方法。
【請求項３０】
前記形成動作中に、前記器具（１４，１５）は不活性雰囲気下で保護されるか、減圧が行われることを特徴とする、請求項２８又は２９に記載の方法。
【請求項３１】
成形に使用される前記器具（１４，１５）は積極的に加熱されることを特徴とする、請求項２６から３０のいずれか一項に記載の方法。
【請求項３２】
前記器具（１４，１５）は誘導的に加熱されることを特徴とする、請求項３１に記載の方法。
【請求項３３】
前記プリフォーム（１２）は、成形前にオーブン、誘導的手段、又は抵抗加熱により加熱されることを特徴とする、請求項２６から３２のいずれか一項に記載の方法。
【請求項３４】
成形後、鍛造成形された部品（１３）を熱処理することを特徴とする、請求項２６から３３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項３５】
前記熱処理は、１２３０から１２７０℃の温度での再結晶焼鈍を含むことを特徴とする、請求項３４に記載の方法。
【請求項３６】
前記再結晶焼鈍中の保持期間は、５０から１００分であることを特徴とする、請求項３５に記載の方法。
【請求項３７】
前記再結晶焼鈍後に、前記部品（１３）を１２０秒以内に９００から９５０℃の温度まで冷却することを特徴とする、請求項３６に記載の方法。
【請求項３８】
その後、前記部品（１３）は室温まで冷却され、８５０から９５０℃の安定化及び緩和温度まで加熱されるか、前記冷却を経ずに前記部品（１３）は８５０から９５０℃の安定化及び緩和温度に保たれることを特徴とする、請求項３７に記載の方法。
【請求項３９】
前記安定化及び緩和温度での保持期間は、３００から３６０分であることを特徴とする、請求項３８に記載の方法。
【請求項４０】
その後、前記部品（１３）は、３００℃未満の温度まで冷却速度毎分０．５から２Ｋで冷却されることを特徴とする、請求項３８又は３９に記載の方法。
【請求項４１】
前記冷却速度は、毎分１．５Ｋであることを特徴とする、請求項４０に記載の方法。
【請求項４２】
請求項２６から４１のいずれか一項に記載の方法によって、α＋γチタンアルミ合金から生成される、ピストンエンジン、航空機エンジン、又はガスタービン用の部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特に航空機エンジンのようなピストンエンジン及びガスタービン用の高負荷容量部品を生成するため、未加工材を鍛造することでα＋γチタンアルミ合金からプリフォームを生成する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
チタンアルミ合金は、超合金の使用温度範囲における用途のために開発された、金属間化合物材料の１つである。当該材料は密度が約４ｇ／ｃｍ３と低いため、例えばガスタービンの翼やディスク又はピストンエンジン部品のような移動部品の、約７００℃程度までの温度での応力軽減や軽量化の点において非常に有望である。現状の用途としては、例えば航空機エンジン用のタービン翼の精密鋳造が挙げられる。ただし、例えば新型ギア付きターボファン航空機エンジン用高速タービンのようなより応力が高い用途では、鋳造構造の性質では不十分である。所定の度合いの塑性加工からの熱処理による熱機械処理を施せば、チタンアルミ合金の静的及び動的特性を所望の値まで引き上げることができる。しかし、チタンアルミ合金は成形抵抗が高いため、従前の方法では鍛造できない。そのため、成形処理としては、モリブデン製器具を使用し、保護雰囲気下で、非常に緩やかな成形速度にて、α＋γ又はα相領域のような高温領域にて実施される必要がある。鍛造部分の最終的に所望の形状とするには、一連のいくつかの鍛造ステップが求められる。
【０００３】
特許文献１に、そのようなα＋γチタンアルミ合金から高負荷容量部品を生成する公知の方法の一例が記載されている。特に航空機エンジン又は固定ガスタービン用部品は、当該特許文献１では２段階方法で生成されている。第１方法ステップでは、α＋γチタンアルミ合金からなる未加工材からプリフォームが生成される。このため、球形構造のカプセル型チタンアルミ未加工材が、鍛造又は押出により、１０００から１３４０℃の温度範囲のα＋γ相領域又は１３４０から１３６０℃の温度範囲のα相領域内での等温成形で成形される。第２のステップでは、同様に１０００から１３４０℃の温度範囲内のα＋γ又はα相領域における同時動的再結晶による等温第２鍛造処理で、部品が鍛造により所定の形状に成形され、その後部品はα相領域で微細構造が形成されるように溶液焼鈍が施され、そして急速に冷却される。このように、当該方法では等温第１鍛造でプリフォームが生成され、第２方法ステップで等温最終鍛造が行われる。プリフォーム成形は、ここで説明される部品に求められる体積配分のために必要である。当該部品は例えばタービン翼やピストンロッドであり、長手方向断面の差異が非常に大きい。
【０００４】
しかし、等温第１成形処理による前記プリフォームの成形は非常に複雑である。成形は非常に緩やかな成形速度で実施され、実質的には押出である。そのため、前記未加工材に４００から５００ｔの圧力をかけられる非常に大きなプレスを使用する必要がある。さらに、成形はモリブデン製器具を使用して行われるため、成形は保護ガス下又は減圧下のような不活性雰囲気で行われる必要がある。最後に、十分な体積とするためにはビレットと呼ばれる比較的大型の未加工材を使用する必要がある。しかし、この場合、前記プリフォームの端にバリや残材が残ってしまい、これらは後に除去、廃棄する必要がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】独国特許発明第１０１５０６７４号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
したがって、本発明の目的は、改良したプリフォーム生成方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
このため、従来の種類のプリフォーム生成方法に対し、本発明においては、マニピュレーター内に保持され、マニピュレーターによって移動される未加工材は、オープンダイ鍛造器具によって、オープンダイ鍛造により部分的にのみ成形されるものとする。
【０００８】
本発明では、プリフォームが未加工材をオープンダイ鍛造することで生成されるものとする。オープンダイ鍛造では、一般的器具を使用して、ワークに反復作動を行うインクリメント方式により、所望の形状が得られる。当該成形は部分的に行われる。したがって、未加工材はオープンダイ鍛造器具によって局地的にのみ加工される。このように複数回鍛造動作を行うことで、鍛造動作の最終部品となった際に最も断面積が大きくなる部分は、部分的に最終部品の対応箇所での断面積となるよう縮小される。成形はダイと呼ばれる、出発物質の長手軸に対して直角に所定の幅で複数回行程を行う駆動式器具で実施される。その際、プログラム制御マニピュレーターにより、未加工材はワークの長手方向に沿った所望の経路で行程間に移動される。ワークは、オープンダイ鍛造器具を通過する方向に少なくとも一度マニピュレーターにより移動され、その間に対応する回数の行程で加工される。必要に応じて、対応する回数の行程、任意で行程幅を変えて、逆方向移動や、当該サイクルの繰り返しを実行してもよい。
【０００９】
従来技術として引用され、現状実行されているプリフォーム生成方法に比して、オープンダイ鍛造には多数の利点が認められる。まず、等温成形で使用される鍛造用プレスと比して、大幅に小さいオープンダイ鍛造装置を使用できる。これは、オープンダイ鍛造では、成形対象の体積がより小さく、鍛造動作即ち行程毎に要求される力が低いためである。したがって、成形を実施するのに、例えば１０ｔの鍛造力を出せるオープンダイ鍛造装置であれば十分である。現状使用されるような、等温押出が可能な装置では、例えば４００から５００ｔのような数百トンの押圧力を出す必要がある。それと比較すれば、約１０ｔの鍛造力のオープンダイ鍛造装置は非常に小さく簡素に設計できる。
【００１０】
また、特に大きな利点として、鍛造動作が、大気中で実行できる、即ち保護ガス下で実施する必要がない。これは、鍛造力が非常に低くなることから、例えばセラミック材製、好ましくは繊維強化セラミック材製のオープンダイ鍛造器具が原則的に使用可能であるためである。
【００１１】
最後に、使用する未加工材又はビレットもより小さいものでよい。オープンダイ鍛造であれば、プリフォームから除去しなければならない端のバリやその他残材が形成されることなく部分的、選択的、局地的成形が可能であるためである。
【００１２】
オープンダイ鍛造そのものは、β相領域で実施されることが好ましい。オープンダイ鍛造中には、未加工材を１０７０から１３００℃の温度範囲に保つことが適切である。
【００１３】
上述のように、好ましくは繊維強化セラミック材料製のオープンダイ鍛造器具を使用することが好ましく、これは大気中でも問題なく使用できる。当然、モリブデン製鍛造器具も原則的には使用可能だが、その場合には鍛造を保護ガス雰囲気下で実施する必要がある。
【００１４】
未加工材及び前記オープンダイ鍛造器具そのものは、オープンダイ鍛造中に放射加熱部好ましくは赤外線ラジエーターにより加熱される。或いは、未加工材はその内部に流れる電流で加熱されてもよい。この場合、鍛造動作中に加熱を制御できる。
【００１５】
さらに、未加工材をオープンダイ鍛造器具内に導入する前に、放射加熱部、誘導的加熱、又は未加工材を流れる電流により加熱することも、目的を鑑みれば適切である。この場合、鍛造動作は未加工材が加熱済みとなる。これは、未加工材を把持するマニピュレーターで実施されてもよい。例えば、マニピュレーターは未加工材を、オープンダイ鍛造装置に隣接する適切な加熱部に移動してそこで加熱されるようにしてもよい。鍛造温度に達した未加工材は、マニピュレーターによりオープンダイ鍛造装置に送られ、オープンダイ鍛造器具間を移動しつつ鍛造される。
【００１６】
このチタンアルミ合金から生成される、ピストンエンジン及びガスタービン用部品の典型的な形状は通常翼状であるが、そのために、未加工材はオープンダイ鍛造により好ましくは横方向よりも長手方向に大きく延伸するように加工される。上述のように、オープンダイ鍛造により未加工材は部分的にのみ成形される。ダイ間で鍛造された未加工材は、行程毎に成形される。未加工材の現状の幅に対する、「ダイ幅」と呼ばれる器具又はダイの長手方向長さの比により、未加工材に対する成形が、その幅（横方向延伸）以上に長さ方向（長手方向延伸）に行われるべきかが判断される。例えば、翼プリフォームの成形には、例えば円筒形未加工材のような比較的短い未加工材が使用される。オープンダイ鍛造により例えば中間領域が最終形状で翼が有するべき最小幅が少なくとも実質的に得られるまで若干広げられる。そして未加工材は、オープンダイ鍛造成形部分が翼の長さとなるように長手方向延伸が施される。鍛造中、困難なく適切な横方向及び長手方向延伸が可能となるよう材料は適切に成形即ち変位される。オープンダイ鍛造により、５０％から１００％、少なくとも７０％の長手方向延伸が生じるべきである。
【００１７】
本発明のさらなる態様としては、未加工材はオープンダイ鍛造により中間領域のみ加工され、当該オープンダイ鍛造領域と異なる形状又は直径となる、第１自由端部と、前記マニピュレーター内に保持される第２端部とが残る。最終部品でシュラウドバンド及び付け根部となるこれら２つの端部は、オープンダイ鍛造即ち第２鍛造動作の後に最終形状に鍛造される。また、マニピュレーター内に収容されない第１自由端部を、オープンダイ鍛造中に中間領域よりも低い度合いで成形し、例えば平ら等にしてもよい。
【００１８】
未加工材を、ダイブロックが前行程にて鍛造された部分を、例えば半分更に鍛造するように、マニピュレーターによりオープンダイ鍛造器具を通過して移動されることが特に適切である。即ち、未加工材は、各行程後にマニピュレーターによりダイ幅の半分だけ移動される。これにより、後続の行程では鍛造済み領域の半分に更に２度目の鍛造が行われる。この所謂「バイトオフセット」により、部品の断面での成形度を調整可能となり、均一な分布が得られる。
【００１９】
この場合、必要であれば未加工材はマニピュレーターによってその長手軸周りに回転させてもよい。これにより、円形断面を形成でき、又はねじれ等をつけることができる。
【００２０】
オープンダイ鍛造器具は異なる形状であってもよい。平坦鍛造表面を有するダイブロックを有するオープンダイ鍛造器具を使用することが考えられる。或いは、凹状円形鍛造表面を有するダイブロックを使用することも可能である。このようなダイブロックであれば、翼の断面に近い湾曲形を鍛造領域に付けることができる。
【００２１】
最後に、三次元ねじれ鍛造表面を有するダイブロックを有するオープンダイ鍛造器具を使用してもよい。そのようなダイブロックであれば、プリフォームの長手軸周りに所定のねじれを鍛造することができる。もし鍛造済み翼を、付け根部からシュラウドバンドにかけて例えば３０°ねじる場合、三次元ねじれ鍛造表面は例えば３°のねじれを有してもよい。鍛造工程が長手方向に１０度行われる場合、鍛造器具によるこの３°の成形動作が加算され、シュラウドバンドは最終的に付け根部に対して３０°ずれることになる。このようにして、界面での材料の流れにより、未加工材又はワークの繰り返し鍛造領域にて所定のねじれを生じさせることができる。
【００２２】
使用される合金は、以下の組成（原子％）
４０％から４８％  Ａｌ
２％から８％  Ｎｂ
０．１％から９％  Ｍｏ、Ｖ、Ｔａ、Ｃｒ、Ｍｎ、Ｎｉ、Ｃｕ、Ｆｅ、Ｓｉから選択される、β相を安定化させる少なくとも１種の元素
０％から０．５％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
のチタンアルミ合金であることが好ましい。
【００２３】
β相を安定化させる導入された元素は、β相領域を確実に鍛造温度域内に安定化させる。
【００２４】
β相を安定化させる元素としては、Ｍｏ、Ｖ、又はＴａ、又はこれらの混合物が特に好ましい。
【００２５】
β相を安定化させる元素の含有量は、０．１％から２％であり、特に０．８％から１．２％であるべきである。これは、特に高い安定化容量を有し、したがってその含有量が比較的低く保たれるＭｏ、Ｖ、及び／又はＴａが使用されている場合は特にそうである。
【００２６】
以下の組成
４１％から４７％  Ａｌ
１．５％から７％  Ｎｂ
０．２％から８％  Ｍｏ、Ｖ、Ｔａ、Ｃｒ、Ｍｎ、Ｎｉ、Ｃｕ、Ｆｅ、Ｓｉから選択される、β相を安定化させる少なくとも１種の元素
０％から０．３％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
の合金が使用されることが好ましい。
【００２７】
以下の組成
４２％から４６％  Ａｌ
２％から６．５％  Ｎｂ
０．４％から５％  Ｍｏ、Ｖ、Ｔａ、Ｃｒ、Ｍｎ、Ｎｉ、Ｃｕ、Ｆｅ、Ｓｉから選択される、β相を安定化させる少なくとも１種の元素
０％から０．２％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
の合金が使用されることがさらに好ましい。
【００２８】
以下の組成
４２．８％から４４．２％  Ａｌ
３．７％から４．３％  Ｎｂ
０．８％から１．２％  Ｍｏ
０．０７％から０．１３％  Ｂ
残部  Ｔｉ及び溶融に関する不純物
の合金が使用されることが特に好ましい。
【００２９】
本発明は上述の方法と共に、当該方法により生成されるプリフォームにも関する。
【００３０】
本発明は、プリフォームを生成する方法に加えて、ピストンエンジン及びガスタービン、特に航空機エンジン用の高負荷容量部品をα＋γチタンアルミ合金から生成する方法にも関する。その特徴として、上述の種類の方法にて生成されたプリフォームは、１段階成形ステップにより、β相領域の等温成形を対数成形速度０．０１から０．５（１／ｓ）で所定の形状に形成される。
【００３１】
本発明においてあらかじめ生成されるプリフォームは、非常に緩やかな成形速度の漸次的等温成形動作にて成形される。この成形もβ相領域内の適切な温度で実施される。成形中、体心立法晶のβ相内の１２の滑り面が作動して、動的再結晶化が引き起こされる。さらに成形エネルギーを常時供給することで、これは成形経路全体で維持される。これにより、比較的低い流動応力の微粒子微細構造が得られる。オープンダイ鍛造によってプリフォームは比較的ニアネットシェイプまで鍛造されているため、成形速度は１０−３ｓ−１から１０−１ｓ−１と緩やかでも、この第２鍛造動作は比較的迅速に実施できる。
【００３２】
β相領域の成形温度は好ましくは１０７０から１２５０℃である。この等温成形動作では、耐熱性に優れた素材でできた器具が使用される。好ましくはモリブデン合金製である。その場合、器具は成形動作中不活性雰囲気で保護される。即ち保護ガスが使用される。或いは、減圧下での作業とすることでも酸化を防止可能である。
【００３３】
さらに、成形に使用する器具を積極的に加熱することが好ましく、当該加熱は好ましくは誘導的手段で行われる。
【００３４】
プリフォームも成形前にオーブン、誘導的手段又は抵抗加熱にて加熱済みであることが好ましい。
【００３５】
この第２等温鍛造動作を実行後、所望の使用特性が得られるよう成形された部品を熱処理することが適切である。即ち、成形に適したβ相を、適切な熱処理でα＋γ微細層構造に変換する。このため、熱処理は１２３０から１２７０℃の温度での再結晶焼鈍を含んでもよい。再結晶焼鈍中の保持期間は、好ましくは５０から１００分である。再結晶焼鈍は、γ−α遷移温度領域にて実施される。本発明ではさらに、１２０秒内に再結晶焼鈍の後に部品が９００から９５０℃の温度まで冷却されることが想定される。この場合、α＋γ相内の相間間隔が比較的小さくなる。
【００３６】
好ましくは、その後に第２熱処理ステップが実施される。当該ステップでは、部品はまず室温まで冷却され、８５０から９５０℃の安定化又は緩和温度まで加熱される。或いは、再結晶焼鈍後に急速に得られる９００から９５０℃の温度（上述の内容参照）から直接８５０から９５０℃の安定化又は緩和温度に遷移してもよい。安定化及び緩和温度での保持期間は、当該温度へどのように遷移したかに関わらず、３００から３６０分であることが好ましい。
【００３７】
保持期間が経過すると、部品温度を３００℃未満の温度に、所定の冷却速度にて低下させることが好ましい。冷却速度は、好ましくは毎分０．５から２Ｋである。これは比較的緩やかに冷却が行われることを示す。これにより、構造が安定及び緩和する。冷却速度は、好ましくは毎分１．５Ｋである。
【００３８】
それぞれの冷却は、例えばオイル内のように液体内、空気中、又は不活性ガス内で実施される。
【００３９】
本発明は部品を生成する方法に加えて、さらに特にピストンエンジン、航空機エンジン又はガスタービン用の、上述の種類の方法で生成されるα＋γチタンアルミ合金製部品に関する。このような部品は、例えばガスタービン等の翼又はディスクであり得る。
【００４０】
本発明の効果や特徴は、以下に示す実施形態及び図面から明らかになろう。図面は以下の通りである。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明に係るプリフォームを生成する方法と、本発明に係る完成部品を生成する方法を示す概略図である。
【図２】オープンダイ鍛造前、鍛造中の未加工材、プリフォーム、及び鍛造済み部品を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００４２】
図１は、本発明に係るプリフォームと完成部品を生成する方法を示すフロー図である。円筒状の未加工材１が示されている。未加工材１は、上述の組成のα＋γチタンアルミ合金から成る。具体的には、チタンアルミ合金は好ましくはＭｏ、Ｖ、又はＴａのようなβ相安定化用の元素を含む。後続の成形動作がチタンアルミ合金のβ相領域で実施されるためである。
【００４３】
未加工材１は、プログラム制御マニピュレーター２又はロボット内に固定される（ステップａ）参照）。ステップａ）において、未加工材１は最初に第１加熱部３に送られる。第１加熱部３は赤外線ラジエーター、オーブン、又は電熱器であってもよい。この加熱部３において、未加工材１は１０７０から１３３０℃の範囲の温度、即ち合金構造においてβ相が形成される温度まで加熱される。
【００４４】
このような温度まで加熱された未加工材１は、マニピュレーター２により、加熱部３に隣接して設けられたオープンダイ鍛造装置４内へと移動される（ステップｂ）参照）。オープンダイ鍛造装置４は、可動ダイブロック６と固定ダイブロック７とを有する鍛造器具５を備える。オープンダイ鍛造が大気下で可能となるように、ダイブロック６，７は、好ましくはセラミック、特に繊維強化材料で生成されることが好ましい。オープンダイ鍛造装置４は、例えば鍛造力１０ｔに設計される。
【００４５】
オープンダイ鍛造装置４は専用の加熱部８を有する。加熱部８は好ましくは赤外線ラジエーターであって、鍛造動作中に、特に未加工材が適切な鍛造温度に維持されるように、ダイブロック６，７間に存在する未加工材１、ひいてはダイブロック６，７そのものを加熱可能とする。
【００４６】
横に延びる両矢印で示すように、鍛造動作中に未加工材１は鍛造器具５を通して断続的に移動される。その際、ダイブロック６は行程毎に上昇し、未加工材１へと下降して鍛造が行われ、未加工材がダイブロック６，７の間で成形される。行程間で、マニピュレーター２により未加工材１がインクリメント方式で移動される。移動量は例えば、同じ幅に設計されたダイブロック６，７の幅の半分である。これにより、各行程で、未加工材１は既に鍛造された領域の半分で、更に鍛造される。
【００４７】
マニピュレーター２により、未加工材１は、少なくとも一度オープンダイ鍛造装置４を通過する方向に移動される。必要であれば、未加工材１は逆方向に移動され、さらに鍛造サイクルが実行されてもよい。当該動作中、さらに必要であれば、未加工材１はその長手方向軸周りに回転されてもよく、これによりねじれや湾曲等が生じるよう鍛造される。
【００４８】
ダイブロック６，７は、制御された表面を鍛造するために平坦な鍛造表面や、例えば凹状鍛造表面や三次元的にねじれた鍛造表面のような三次元形状鍛造表面を有してもよい。
【００４９】
ステップｃ）は、鍛造動作中の状況を示す。未加工材１は２つのダイブロック６，７間に収まるが、見やすさのため、ダイブロックを閉じた設計で示している。未加工材１は部分的にのみ成形されていることが明確に示されている。即ち、第１自由端部９と、マニピュレーター２、より具体的にはマニピュレーター顎部により保持された第２端部１０とは未処理で、その間にオープンダイ鍛造領域１１が延在する。これら端部９，１０は、後述するように、後段にて生成される翼のシュラウドバンドと付け根部の形成に使用される。
【００５０】
ステップｃ）の次図では、鍛造済み未加工材、即ちオープンダイ鍛造済みプリフォーム１２が、見やすさのため拡大して示される。当該図では、２つの端部９，１０と、平坦鍛造中間領域１１が示され、ここから後続の第２成形ステップで翼領域が形成される。オープンダイ鍛造により、領域１１の機械的特性は変更済みである。即ち、鍛造が複数回行われているため、超微細構造となり、あらゆる孔が確実に閉じられる。これは機械的特性、ひいては完成部品生成のための成形動作に対して適切である。
【００５１】
当該プリフォーム１２は第２等温成形ステップでさらに処理されて、タービン翼状の完成部品１３が生成される。これをステップｄ）に示す。当該ステップに先立って任意で再度鍛造温度にまで加熱部（不図示）で加熱されたプリフォーム１２は、上部１４及び下部１５を有する形成用の第２鍛造装置１９に導入される。ここでは上部１４及び下部１５が熱せられて、等温鍛造動作が行われる。ここでも、鍛造温度は１０７０から１２５０℃であり、β相領域で成形が実施される。
【００５２】
ただし、ここでの成形は、非常に緩やかな成形速度で等温的に実施される。０．０１から０．５（１／ｓ）の範囲内の対数成形速度で、押出が効果的に行われる。ここで使用されるのは、モリブデン合金製の器具又は成形品１４，１５であるため、保護ガス雰囲気において成形が実施される。成形器具は、好ましくは誘導的手段で積極的に加熱される。
【００５３】
あくまで概略図であるステップｅ）に、完成部品を示す。この部品１３はタービン翼であり、公知のようにシュラウドバンド１６と付け根部１７とを有する。中間領域１８、即ち実際の翼領域は、既知の方法で適宜湾曲又はねじれている。
【００５４】
ステップｄ）に示す第２成形動作の後、成形された部品１３に熱処理が施される。例えば、再結晶焼鈍を１２３０から１２７０℃の温度、保持期間５０から１００分で行われる。その後、部品は比較的急速に９００から９５０℃の範囲の温度まで冷却される。そして、８５０から９５０℃の範囲の温度で安定化及び緩和焼鈍動作が行われる。これにより、部品を再度加熱してもよいし、或いは冷却を経ずに本温度範囲に遷移したりしてもよい。ここで、保持期間は約３００から３６０分で、その後、部品は最終的に３００℃未満の温度まで、毎分０．５から２Ｋの範囲の冷却速度で冷却される。
【００５５】
図２は、未加工材、プリフォーム、及び鍛造済み部品の概略拡大図を示す。同図のパートａ）は、オープンダイ鍛造装置内に円筒状未加工材が導入された直後の状態を示す。この状態から、２つのダイブロックが成形作業を開始する。
【００５６】
同図のパートｂ）は、部分的に成形済みの未加工材を示す。図示のように、未加工材の幅に対するダイの幅（未加工材の長手方向から見た場合）の比率は、長手方向に主に延伸が生じ、横方向には些細な延伸しか生じないように選択される。
【００５７】
同図のパートｃ）は、端部９，１０と成形済み領域１１とを有するオープンダイ鍛造済みプリフォーム１２を示す。プリフォームは明らかに初期の未加工材よりも遥かに長い。
【００５８】
その後、プリフォームは第２鍛造装置１９内で鍛造され、押出により等温的に正味形状となる。領域１１から鍛造されたタービン翼が図示され、タービン翼はそれぞれ端部９，１０から鍛造されたシュラウドバンド１６と付け根部１７とを有する。後は縁部にのみ残るバリをとるのみである。
【図１】
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【図２】
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【外国語明細書】
2017094392000001.pdf