EP2004346A2 - Method of producing a component - Google Patents

Method of producing a component

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EP2004346A2
EP2004346A2 EP07722168A EP07722168A EP2004346A2 EP 2004346 A2 EP2004346 A2 EP 2004346A2 EP 07722168 A EP07722168 A EP 07722168A EP 07722168 A EP07722168 A EP 07722168A EP 2004346 A2 EP2004346 A2 EP 2004346A2
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EP
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blade
transition
gas turbine
transition region
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Withdrawn
Application number
EP07722168A
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German (de)
French (fr)
Inventor
Thomas Dautl
Thomas Peschke
Alexander Winkler
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
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Publication date
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    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
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    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making

Definitions

  • the invention relates to a method for producing a component, in particular a gas turbine component.
  • Modern gas turbines in particular aircraft engines, must meet the highest demands in terms of reliability, weight, performance, economy and service life.
  • the most important materials used today for aircraft engines or other gas turbines are titanium alloys, nickel alloys and high-strength steels.
  • the high strength steels are used for shaft parts, gear parts, compressor casings and turbine casings.
  • Titanium alloys are typical materials for compressor parts.
  • Nickel alloys are suitable for the hot turbine parts of the aircraft engine.
  • Powder metallurgical injection molding represents an alternative for the manufacture or production of complex components. Powder metallurgical injection molding is related to plastic injection molding and is also referred to as metal mold injection molding or metal injection molding (MIM) processes.
  • MIM metal injection molding
  • gas turbine components are components with complex geometries or surface contours
  • gas turbine blades have transition areas between component surfaces, which are characterized by relatively small transition radii.
  • small transition radii between a suction side surface and a pressure side surface are desired in order to control the aerodynamic behavior of such blades. optimizing shovels.
  • small transition radii between a fir tree-like or dovetail-shaped surface and an end face are desirable so as to increase the aerofoil of paddle roots.
  • the present invention based on the problem to provide a novel method for producing a component.
  • This problem is solved by a method for manufacturing a component according to claim 1.
  • the method comprises at least the following steps: a) producing a component having a plurality of component surfaces, at least one transition region between two component surfaces having a transition radius which is greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm; b) solidifying the component at least at the or each transition region by ultrasonic shot peening.
  • Fig. 1 is a highly schematic flow diagram of the method according to the invention for producing a component.
  • the present invention relates to a method for producing a component, in particular a method for manufacturing a rotor blade of a gas turbine rotor.
  • a method for producing a component in particular a method for manufacturing a rotor blade of a gas turbine rotor.
  • a rotor blade of a gas turbine is produced.
  • Such a blade has a plurality of component surfaces, wherein transition areas between two component surfaces are characterized by a transition radius.
  • a rotor blade is provided in step 10, which has at least one transition region with a relatively small transition radius, which is greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm.
  • This transition region with the relatively small transition radius may be e.g. a transition region on a blade trailing edge of an airfoil of the blade act, ie, a transition region between a suction side surface and a pressure side surface of the airfoil.
  • a transition radius of 0.05 mm a thickness of the blade trailing edge of 0.10 mm can be provided.
  • the transition region with the relatively small transition radius may be a transition region on a blade root of the blade, namely a transition region between a fir tree-like or dovetail-shaped, extending substantially in the longitudinal direction of the blade airfoil and extending substantially in the transverse direction of the blade end face of the blade root.
  • step 10 the blade is made by forging or investment casting or by powder metallurgy injection molding.
  • the precision balls used as a jet body are not directed as with conventional shot peening with the aid of a directed compressed air jet to the radiating transition regions of the blade, but the precision balls are accelerated by means of a sonotrode vibrating in the ultrasonic range, whereby the precision balls in the sense of a stochastic distribution and therefore meet the or each transition region of the component to be solidified in an undirected manner.
  • step 10 after finishing in the sense of step 10 and before solidification in the sense of step 11 in the sense of step 12, it can be checked whether, due to the manufacturing tolerance of step 10, prior to solidification of the or each transition region, rounding thereof is required , If necessary, branching is made to step 13 and rounding of the or each transition region is performed by means of a brush-type tool.
  • step 10 the manufacturing quality of step 10 is sufficiently good, then the rounding according to step 13 can be dispensed with and the solidification in the sense of step 11 can take place directly on the production of the component in the sense of step 10.
  • the method according to the invention it becomes possible for the first time to provide transition regions with transition radii of less than 0.30 mm on rotor blades of a gas turbine rotor and to strengthen them without the risk of damage.

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Abstract

The invention relates to a method of producing a component, in particular a gas turbine component, comprising at least the following steps: a) producing a component having a plurality of component surfaces, wherein at least one transition region between two component surfaces has a transition radius which is greater than 0,05 mm and less than 0,3 mm; b) strengthening the component by ultrasonic shot peening at least at the or each transition region.

Description

Verfahren zum Herstellen eines Bauteils Method for producing a component
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Bauteils, insbesondere eines Gasturbinenbauteils .The invention relates to a method for producing a component, in particular a gas turbine component.
Moderne Gasturbinen, insbesondere Flugtriebwerke, müssen höchsten Ansprüchen im Hinblick auf Zuverlässigkeit, Gewicht, Leistung, Wirtschaftlichkeit und Lebensdauer gerecht werden. Bei der Entwicklung von Gasturbinen spielt die Werkstoffauswahl, die Suche nach neuen, geeigneten Werkstoffen sowie die Suche nach neuen Fertigungsverfahren eine entscheidende Rolle. Die wichtigsten, heutzutage für Flugtriebwerke oder sonstige Gasturbinen verwendeten Werkstoffe sind Titanlegierungen, Nickellegierungen und hochfeste Stähle. Die hochfesten Stähle werden für Wellenteile, Getriebeteile, Verdichtergehäuse und Turbinengehäuse verwendet. Titanlegierungen sind typische Werkstoffe für Verdichterteile. Nickellegierungen sind für die heißen Turbinenteile des Flugtriebwerks geeignet.Modern gas turbines, in particular aircraft engines, must meet the highest demands in terms of reliability, weight, performance, economy and service life. In the development of gas turbines, the selection of materials, the search for new, suitable materials and the search for new production processes play a decisive role. The most important materials used today for aircraft engines or other gas turbines are titanium alloys, nickel alloys and high-strength steels. The high strength steels are used for shaft parts, gear parts, compressor casings and turbine casings. Titanium alloys are typical materials for compressor parts. Nickel alloys are suitable for the hot turbine parts of the aircraft engine.
Als Fertigungsverfahren für Gasturbinenbauteile aus Titanlegierungen, Nickellegierung oder sonstigen Legierungen sind aus dem Stand der Technik in erster Linie das Feingießen sowie Schmieden bekannt. Alle hochbeanspruchten Gasturbinenbauteile sind Schmiedeteile. Bauteile für eine Turbine werden hingegen in der Regel als Feingussteile ausgeführt. Für die Fertigung bzw. Herstellung von komplexen Bauteilen stellt das pulvermetallurgische Spritzgießen eine Alternative dar. Das pulvermetallurgische Spritzgießen ist mit dem Kunststoffspritzguss verwandt und wird auch als Metallform-Spritzen oder Metal Injection Moulding- Verfahren (MIM- Verfahren) bezeichnet.As a manufacturing method for gas turbine components made of titanium alloys, nickel alloy or other alloys are known from the prior art primarily investment casting and forging. All highly stressed gas turbine components are forgings. Components for a turbine, however, are usually designed as precision castings. Powder metallurgical injection molding represents an alternative for the manufacture or production of complex components. Powder metallurgical injection molding is related to plastic injection molding and is also referred to as metal mold injection molding or metal injection molding (MIM) processes.
Bei Gasturbinenbauteilen handelt es sich um Bauteile mit komplexen Geometrien bzw. Oberflächenkonturen, wobei insbesondere Gasturbinenschaufeln Übergangsbereiche zwischen Bauteiloberflächen aufweisen, die durch relativ kleine Übergangsradien gekennzeichnet sind. So sind insbesondere im Bereich einer Schaufelhinterkante eines Schaufelblatts einer Laufschaufel kleine Übergangsradien zwischen einer Saugseitenoberfläche und einer Druckseitenoberfläche gewünscht, um das aerodynamische Verhalten solcher Lauf- schaufeln zu optimieren. Ebenso sind im Bereich eines Schaufelrußes kleine Übergangsradien zwischen einer tannenbaumartig oder schwalbenschwanzartig profilierten Oberfläche und einer Stirnfläche wünschenswert, um so die Tragfläche von Schaufelfüßen zu erhöhen.In gas turbine components are components with complex geometries or surface contours, in particular gas turbine blades have transition areas between component surfaces, which are characterized by relatively small transition radii. Thus, in particular in the region of a blade trailing edge of a blade of a blade, small transition radii between a suction side surface and a pressure side surface are desired in order to control the aerodynamic behavior of such blades. optimizing shovels. Likewise, in the area of a bucket soot, small transition radii between a fir tree-like or dovetail-shaped surface and an end face are desirable so as to increase the aerofoil of paddle roots.
Um die Lebensdauer solcher Bauteile zu erhöhen, werden dieselben im Bereich ihrer Oberflächen, also auch in den Übergangsbereichen mit den relativ kleinen Übergangsradien, durch Strahlen verfestigt. Dabei findet nach dem Stand der Technik das konventionelle Kugelstrahlen Verwendung, bei welchem als Kugeln ausgebildete Strahlkörper mit Hilfe von Druckluft auf das zu verfestigende Bauteil gerichtet werden. Um hierbei unerwünschte Verformungen des Bauteils an den durch einen geringen Übergangsradius gekennzeichneten Übergangsbereichen zwischen Bauteiloberflächen des Bauteil zu vermeiden, müssen nach dem Stand der Technik minimale Übergangsradien von 0,3 mm eingehalten werden. Hieraus folgt, dass z.B. im Bereich einer Schaufelhinterkante eines Schaufelblatts nach dem Stand der Technik eine minimale Dicke von 0,6 mm eingestellt werden kann. Es besteht ein Bedarf an einem Verfahren zur Herstellung eines Bauteils, mit welchem an Übergangsbereichen zwischen zwei Bauteiloberflächen des herzustellenden Bauteils geringere Übergangsradien gewährleistet werden können.In order to increase the life of such components, they are solidified by rays in the region of their surfaces, including in the transition regions with the relatively small transition radii. In this case, according to the state of the art, conventional shot peening is used, in which jet bodies designed as balls are directed onto the component to be consolidated by means of compressed air. In order to avoid unwanted deformations of the component at the marked by a small transition radius transition regions between component surfaces of the component, minimum transition radii of 0.3 mm must be maintained in the prior art. It follows that e.g. a minimum thickness of 0.6 mm can be set in the area of a blade trailing edge of a blade according to the prior art. There is a need for a method for producing a component with which lower transition radii can be ensured at transition areas between two component surfaces of the component to be produced.
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, ein neuartiges Verfahren zum Herstellen eines Bauteils zu schaffen. Dieses Problem wird durch ein Verfahren zum Herstellen eines Bauteils gemäß Anspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß um- fasst das Verfahren zumindest die folgenden Schritte: a) Fertigen eines Bauteils mit mehreren Bauteiloberflächen, wobei mindestens ein Übergangsbereich zwischen zwei Bauteil- oberflächen einen Übergangsradius aufweist, der größer 0,05 mm und kleiner 0,30 mm ist; b) Verfestigen des Bauteils zumindest an dem oder jedem Übergangsbereichs durch Ultra- schall-Kugelstrahlen.On this basis, the present invention based on the problem to provide a novel method for producing a component. This problem is solved by a method for manufacturing a component according to claim 1. According to the invention, the method comprises at least the following steps: a) producing a component having a plurality of component surfaces, at least one transition region between two component surfaces having a transition radius which is greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm; b) solidifying the component at least at the or each transition region by ultrasonic shot peening.
Mit der hier vorliegenden Erfindung wird eine Prozesskette zur Herstellung eines Bauteils vorgeschlagen, mit Hilfe dessen an Übergangsbereichen zwischen zwei Bauteiloberflächen Übergangsradien zwischen 0,05 mm und 0,30 mm eingehalten werden können, ohne das die Gefahr bestellt, dass beim Verfestigen des Bauteils durch relativ kleine Übergangsradien gekennzeichnete Übergangsbereiche beschädigt werden.With the present invention, a process chain for the production of a component is proposed, with the help of which at transition regions between two component surfaces transition radii between 0.05 mm and 0.30 mm can be maintained without the ordered the danger that when solidifying the component by relatively small transition radii marked transition areas are damaged.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:Preferred embodiments of the invention will become apparent from the dependent claims and the description below. Embodiments of the invention will be described, without being limited thereto, with reference to the drawings. Showing:
Fig. 1 ein stark schematisiertes Ablaufdiagramm des erfindungsgemäßen Verfahrens zum Herstellen eines Bauteils.Fig. 1 is a highly schematic flow diagram of the method according to the invention for producing a component.
Die hier vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Bauteils, insbesondere ein Verfahren zum Herstellen einer Laufschaufel eines Gasturbinenrotors. Unter Bezugnahme auf Fig. 1 wird nachfolgend die Erfindung für das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Herstellung einer Laufschaufel beschrieben. Die Erfindung ist jedoch nicht auf diesen konkreten Anwendungsfall beschränkt.The present invention relates to a method for producing a component, in particular a method for manufacturing a rotor blade of a gas turbine rotor. With reference to Figure 1, the invention will now be described for the preferred embodiment of making a blade. However, the invention is not limited to this specific application.
In einem ersten Schritt 10 des erfindungsgemäßen Verfahrens wird eine Laufschaufel einer Gasturbine gefertigt. Eine solche Laufschaufel verfügt über mehrere Bauteiloberflächen, wobei Übergangsbereiche zwischen zwei Bauteiloberflächen durch einen Übergangsradius gekennzeichnet sind. Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird in Schritt 10 eine Laufschaufel bereitgestellt, die mindestens einen Übergangsbereich mit einem relativ kleinen Übergangsradius aufweist, der größer 0,05 mm und kleiner 0,30 mm ist.In a first step 10 of the method according to the invention, a rotor blade of a gas turbine is produced. Such a blade has a plurality of component surfaces, wherein transition areas between two component surfaces are characterized by a transition radius. For the purposes of the present invention, a rotor blade is provided in step 10, which has at least one transition region with a relatively small transition radius, which is greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm.
Bei diesem Übergangsbereich mit dem relativ kleinen Übergangsradius kann es sich z.B. um einen Übergangsbereich an einer Schaufelhinterkante eines Schaufelblatts der Laufschaufel handeln, also um einen Übergangsbereich zwischen einer Saugseitenoberfläche und einer Druckseitenoberfläche des Schaufelblatts. Bei einem Übergangsradius von 0,05 mm kann so eine Dicke der Schaufelhinterkante von 0,10 mm bereitgestellt werden.This transition region with the relatively small transition radius may be e.g. a transition region on a blade trailing edge of an airfoil of the blade act, ie, a transition region between a suction side surface and a pressure side surface of the airfoil. With a transition radius of 0.05 mm, a thickness of the blade trailing edge of 0.10 mm can be provided.
Weiterhin kann es sich bei dem Übergangsbereich mit dem relativ kleinen Übergangsradius um einen Übergangsbereich an einem Schaufelfuß der Laufschaufel handeln, nämlich um einen Übergangsbereich zwischen einer tannenbaumartig oder schwalbenschwanzartig profilierten, im Wesentlichen in Längsrichtung der Laufschaufel verlaufenden Tragfläche und einer im Wesentlichen in Querrichtung der Laufschaufel verlaufenden Stirnfläche des Schaufelfußes.Furthermore, the transition region with the relatively small transition radius may be a transition region on a blade root of the blade, namely a transition region between a fir tree-like or dovetail-shaped, extending substantially in the longitudinal direction of the blade airfoil and extending substantially in the transverse direction of the blade end face of the blade root.
In Schritt 10 wird die Laufschaufel durch Schmieden oder durch Feingießen oder auch durch pulvermetallurgisches Spritzgießen gefertigt.In step 10, the blade is made by forging or investment casting or by powder metallurgy injection molding.
Nach dem Fertigen der Laufschaufel im Sinne des Schritts 10 erfolgt vorzugsweise unmittelbar anschließend im Sinne eines Schritts 11 ein Verfestigen des Bauteil zumindest an dem oder jedem Übergangsbereich durch Ultraschall-Kugelstrahlen. Dabei werden als Strahlkörper Präzisionskugeln mit einer glatten Oberfläche verwendet.After the rotor blade has been manufactured in the sense of step 10, solidification of the component at least at the or each transitional area by ultrasound shot peening preferably takes place immediately afterwards in the sense of a step 11. Precision balls with a smooth surface are used as the jet body.
Beim Ultraschall-Kugelstrahlen werden die als Strahlkörper verwendeten Präzisionskugeln nicht wie beim konventionellen Kugelstrahlen mit Hilfe eines gerichteten Druckluftstrahls auf die zu strahlenden Übergangsbereiche der Laufschaufel gerichtet, vielmehr werden die Präzisionskugeln mit Hilfe einer im Ultraschallbereich vibrierenden Sonotrode beschleunigt, wodurch die Präzisionskugeln im Sinne einer stochastischen Verteilung und demnach ungerichtet auf den oder jeden Übergangsbereich des zu verfestigenden Bauteils treffen.In ultrasonic shot peening, the precision balls used as a jet body are not directed as with conventional shot peening with the aid of a directed compressed air jet to the radiating transition regions of the blade, but the precision balls are accelerated by means of a sonotrode vibrating in the ultrasonic range, whereby the precision balls in the sense of a stochastic distribution and therefore meet the or each transition region of the component to be solidified in an undirected manner.
Gegebenenfalls kann nach dem Fertigen im Sinne des Schritts 10 und vor dem Verfestigen im Sinne des Schritts 11 im Sinne des Schritts 12 überprüft werden, ob bedingt durch die Fertigungstoleranz des Schritts 10 vor dem Verfestigen des oder jedes Übergangsbereichs ein Verrunden desselben bzw. derselben erforderlich ist. Ist dies erforderlich, so wird auf Schritt 13 verzweigt und ein Verrunden des oder jeden Übergangsbereichs mit Hilfe eines bürstenartigen Werkzeugs durchgeführt.Optionally, after finishing in the sense of step 10 and before solidification in the sense of step 11 in the sense of step 12, it can be checked whether, due to the manufacturing tolerance of step 10, prior to solidification of the or each transition region, rounding thereof is required , If necessary, branching is made to step 13 and rounding of the or each transition region is performed by means of a brush-type tool.
Ist die Fertigungsqualität des Schritts 10 jedoch ausreichend gut, so kann auf das Verrunden gemäß Schritt 13 verzichtet werden und unmittelbar an die Fertigung des Bauteils im Sinne des Schritts 10 die Verfestigung im Sinne des Schritts 11 erfolgen. Mit dem erfindungsgemäßen Verfahren wird es erstmals möglich, an Laufschaufeln eines Gasturbinenrotors Übergangsbereiche mit Übergangsradien von weniger als 0,30 mm bereitzustellen und dieselben ohne die Gefahr von Beschädigungen zu verfestigen.However, if the manufacturing quality of step 10 is sufficiently good, then the rounding according to step 13 can be dispensed with and the solidification in the sense of step 11 can take place directly on the production of the component in the sense of step 10. With the method according to the invention, it becomes possible for the first time to provide transition regions with transition radii of less than 0.30 mm on rotor blades of a gas turbine rotor and to strengthen them without the risk of damage.
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Claims

Patentansprüche claims
1. Verfahren zum Herstellen eines Bauteils, insbesondere eines Gasturbinenbauteils, mit folgenden Schritten: a) Fertigen eines Bauteils mit mehreren Bauteiloberflächen, wobei mindestens ein Übergangsbereich zwischen zwei Bauteiloberflächen einen Übergangsradius aufweist, der größer 0,05 mm und kleiner 0,30 mm ist, b) Verfestigen des Bauteils zumindest an dem oder jedem Übergangsbereichs durch Ultraschall-Kugelstrahlen.1. A method for producing a component, in particular a gas turbine component, comprising the following steps: a) producing a component having a plurality of component surfaces, at least one transition region between two component surfaces having a transition radius which is greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm, b) solidifying the component at least at the or each transition region by ultrasonic shot peening.
2. Verfahren nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil durch Schmieden oder durch Feingießen oder durch pulvermetallurgisches Spritzgießen gefertigt wird.2. The method according to claim 1, characterized in that the component is manufactured by forging or by investment casting or by powder metallurgical injection molding.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass als Bauteil eine Gasturbinenschaufel, insbesondere eine Laufschaufel, hergestellt wird, die zumindest an einer Schaufelhinterkante eines Schaufelblatts einen Übergangsbereich zwischen einer Saugseitenoberfläche und einer Druckseitenoberfläche mit einem Übergangsradius aufweist, der größer 0,05 mm und kleiner 0,30 mm ist.3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that as a component, a gas turbine blade, in particular a blade is produced, which has at least at one blade trailing edge of a blade a transition region between a suction side surface and a pressure side surface having a transition radius greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm.
4. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass als Bauteil eine Gasturbinenschaufel, insbesondere eine Laufschaufel, hergestellt wird, die zumindest an einem Schaufelfuß einen Übergangsbereich zwischen einer tannenbaumartig oder schwalbenschwanzartig profilierten, im wesentlichen in Längsrichtung der Gasturbinenschaufel verlaufenden Oberfläche und einer im wesentlichen in Querrichtung der Gasturbinenschaufel verlaufenden Stirnfläche mit einem Übergangsradius aufweist, der größer 0,05 mm und kleiner 0,30 mm ist. 4. The method according to claim 1 or 2, characterized in that a gas turbine blade, in particular a blade, is produced, the at least on a blade root a transition region between a fir-tree-like or dovetail profiled, extending substantially in the longitudinal direction of the gas turbine blade surface and a in having substantially in the transverse direction of the gas turbine blade end face having a transition radius which is greater than 0.05 mm and less than 0.30 mm.
5. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Ultraschall-Kugelstrahlen mit eine glatte Oberfläche aufweisenden Präzisionskugeln durchgeführt wird.5. The method according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that the ultrasonic shot peening is carried out with a smooth surface having precision balls.
6. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Verfestigen mittels Ultraschall-Kugelstrahlen eine Verrundung des oder jedes Übergangsbereichs mit Hilfe eines bürstenartigen Werkzeugs durchgeführt wird.6. The method according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that prior to solidification by means of ultrasonic shot peening a rounding of the or each transition region is carried out with the aid of a brush-like tool.
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