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DE102009006229A1 - Turbine and compressor disks producing method for aircraft gas turbine, involves adjusting surface property for obtaining high or low amount heat transmission and residual stresses in specific surface regions of forging contour - Google Patents

Turbine and compressor disks producing method for aircraft gas turbine, involves adjusting surface property for obtaining high or low amount heat transmission and residual stresses in specific surface regions of forging contour Download PDF

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DE102009006229A1
DE102009006229A1 DE102009006229A DE102009006229A DE102009006229A1 DE 102009006229 A1 DE102009006229 A1 DE 102009006229A1 DE 102009006229 A DE102009006229 A DE 102009006229A DE 102009006229 A DE102009006229 A DE 102009006229A DE 102009006229 A1 DE102009006229 A1 DE 102009006229A1
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forging
residual stresses
stresses
distribution
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Marcel Springmann
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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Abstract

The method involves subjecting a forging blank including a specific forging contour to heating and cooling processes. The forging blank is formed for attaining specific temperature gradient during cooling process and for selectively influencing rate and distribution of pressure and internal tensile stress in a surface property. Rate and distribution of residual stresses existing in a structural contour are detected and evaluated. The surface property is adjusted for obtaining high or low amount heat transmission and residual stresses in specific surface regions of the forging contour.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung von Turbinen- oder Verdichterscheiben für Gasturbinen, insbesondere Fluggasturbinen, bei dem ein Schmiederohling mit bestimmter Schmiedekontur einem Wärmebehandlungs- und einem anschließenden Abkühlungsprozess unterworfen und danach auf die Endkontur abgedreht wird.The The invention relates to a process for the production of turbine or Compressor disks for gas turbines, in particular aircraft gas turbine, in which a forged blank with certain Forging contour of a heat treatment and a subsequent one cooling process subjected and then turned to the final contour.

Turbinen- und Verdichterscheiben von Gasturbinen sind während des Betriebs aufgrund der hohen Drehzahlen und Temperaturen erheblichen Belastungen unterworfen. Unabhängig von der äußeren Belastung sind in dem Scheibenkörper zudem durch plastische Verformung des Materials erzeugte Eigenspannungen vorhanden. Die mit der äußeren Belastung verbundenen Zugspannungen, die sich mit den unabhängig von den äußeren Kräften in der Scheibe vorliegenden Zugeigenspannungen überlagern können, führen zu einer Schädigung des Scheibenmaterials und – insbesondere in den hoch beanspruchten äußeren Bereichen der Scheiben – zur Rissbildung und damit zur Verringerung der Lebensdauer. Wenn die aus der äußeren Belastung resultierenden Zugspannungen im hoch belasteten Randbereich der Scheibe jedoch von dort vorhandenen Druckeigenspannungen überlagert werden, verringert sich die Zugspannung und damit die Beanspruchung in diesen Gebieten, so dass die Lebensdauer der Scheiben erhöht wird bzw. das Gewicht der Scheiben verringert werden kann.turbine and compressor disks of gas turbines are due during operation subjected to high speeds and temperatures considerable stress. Independently from the external load are in the disk body In addition, generated by plastic deformation of the material residual stresses available. The with the external burden connected tensile stresses, which are independent of the external forces in Overlap the existing tensile residual stresses can lead to damage to the Disc material and - in particular in the highly stressed outer areas the discs - to Cracking and thus reducing the life. If the from the external load resulting tensile stresses in the highly loaded edge region of the disc but superimposed there existing residual compressive stresses be reduced, the tensile stress and thus the stress in these areas, so that the life of the discs is increased or the weight of the discs can be reduced.

Die Herstellung der Verdichter- oder Turbinenscheiben erfolgt bekanntermaßen in einem ersten Verfahrensschritt durch Schmieden eines zugeschnittenen Rohlings zu einem Schmiedeteil mit bestimmter Schmiedekontur. Infolge der plastischen Verformung während des Schmiedens wird in der Schmiedekontur ein Eigenspannungszustand mit in der Höhe und Verteilung undefinierten Zugeigenspannungen und Druckeigenspannungen erzeugt. In den darauf folgenden Verfahrensschritten wird die Schmiedekontur zum Abbau der Eigenspannungen zunächst einer Wärmebehandlung und anschließend einem Abkühlprozess in einem Öl- oder Wasserbad unterworfen. Während des Kühlvorgangs durchläuft die wärmebehandelte Schmiedekontur in dem Kühlmedium drei aufeinander folgende, als Filmsieden, als Übergangssieden und als Blasensieden des Kühlmediums bezeichnete Abkühlphasen. Die letzte Abkühlphase, das sogenannte Blasensieden, bewirkt einen hohen Wärmeübergang von der Schmiedekontur auf das Kühlmedium und führt zu einem entsprechend großen, mit der Entstehung hoher Spannungen verbundenen Temperaturgradienten in der Schmiedekontur. Aufgrund der Spannungen und daraus resultierender Dehnungen infolge Plastifizierung entstehen auf der Außenseite der Schmiedekontur Druckspannungen und in deren Innerem Zugspannungen, die miteinander im Gleichgewicht stehen.The Production of the compressor or turbine disks is known to take place in one first process step by forging a cut blank to a forging with a certain forging contour. As a result of plastic deformation during forging becomes a residual stress state in the forging contour with in height and distribution of undefined residual stresses and compressive stresses generated. In the following process steps the forging contour becomes to reduce the residual stresses of a heat treatment and then one cooling process in an oil or water bath. While the cooling process go through the heat-treated Forging contour in the cooling medium three consecutive, as film boiling, as transition boiling, and as nucleate boiling of the cooling medium designated cooling phases. The last cooling phase, the so-called nucleate boiling, causes a high heat transfer from the forging contour to the cooling medium and leads to a correspondingly large, associated with the emergence of high voltages temperature gradients in the blacksmiths contour. Due to the tensions and resulting Strains due to plasticization occur on the outside the forging contour compressive stresses and in their interior tensile stresses, who are in balance with each other.

In dem nachfolgenden Verfahrensschritt, in dem die Schmiedekontur auf die Endkontur abgedreht wird, wird der bei der Wärmebehandlung und Abkühlung in die Schmiedekontur eingeprägte Eigenspannungszustand infolge der Materialentfernung wieder geändert, da sich die Eigenspannungen zur Aufrechterhaltung des Kräftegleichgewichts im Innern der fertig bearbeiteten Scheibe (Endkontur) umlagern. Infolge dieser Umlagerung der im Abkühlungsprozess eingeprägten Eigenspannungsverteilung können daher in oberflächennahen Bereichen der Scheibe Zugspannungen entstehen, die zu der eingangs erwähnten Verringerung der Lebensdauer von Turbinen- und Verdichterscheiben führen können.In the subsequent process step in which the forging contour on the final contour is turned off, which is used in the heat treatment and cooling in embossed the forging contour Residual stress state as a result of material removal changed again because the residual stresses to maintain the balance of power relocate inside the finished disc (final contour). As a result of this rearrangement of the impressed in the cooling process residual stress distribution can therefore in near-surface Areas of the disc tensile stresses arise, leading to the entrance mentioned Reduction of the service life of turbine and compressor disks to lead can.

Durch verschiedene Kühlparameter kann zwar der Eigenspannungszustand geändert werden, jedoch ist eine gezielte Einflussnahme auf die Eigenspannungsverteilung über den Querschnitt der Scheibenkontur mittels der bekannten Kühlprozessparameter wie Anströmgeschwindigkeit oder Strömungsführung des Kühlmediums an der Werkstückoberfläche und die Art oder die Anfangstemperatur des Kühlmittels nicht möglich, so dass durch die in Randbereichen auftretenden Zugspannungen Materialschädigungen auftreten können bzw. das tatsächliche Festigkeitspotential der Scheibe nicht genutzt werden kann.By different cooling parameters although the residual stress state can be changed, but is one targeted influence on the residual stress distribution over the Cross section of the disc contour using the known cooling process parameters like flow velocity or flow guidance of the cooling medium on the workpiece surface and the type or initial temperature of the coolant is not possible, so that due to the tensile stresses occurring in edge areas material damage may occur or the actual Strength potential of the disc can not be used.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs erwähnten Art zur Herstellung von Turbinen- und Verdichterscheiben anzugeben, dass eine lange Lebensdauer der Scheibe und die Nutzung des Festigkeitspotentials der Scheibe in vollem Umfang gewährleistet.Of the Invention is based on the object, a method of the initially mentioned Type of production of turbine and Specify compressor discs that have a long life of the disc and the use of the strength potential of the disc in full guaranteed.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe mit einem Verfahren gemäß den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.According to the invention Task with a method according to the features of claim 1. Advantageous developments of the invention are the subject of the dependent claims.

Ausgehend von einem gattungsgemäßen Verfahren zur Herstellung von Turbinen- oder Verdichterscheiben besteht der Grundgedanke der Erfindung darin, dass bestimmte Oberflächenbereiche des Schmiederohlings zur Erzielung bestimmter Temperaturgradienten während des Abkühlprozesses und damit zur gezielten Beeinflussung der Höhe und Verteilung der Druck- und Zugeigenspannungen in der Schmiedekontur in einer bestimmten Oberflächenbeschaffenheit ausgebildet werden. Auf der Grundlage des jeweiligen Temperaturgradienten und der daraus resultierenden plastischen Deformation werden die in der Einbaukontur vorhandenen Druck- und Zugeigenspannungen so beeinflusst, dass die Lebensdauer und Sicherheit erhöht wird. Darüber hin aus kann das Festigkeitspotential der Scheibe besser genutzt und dadurch das Scheibengewicht reduziert werden. Erfindungsgemäß wird zunächst die in der aus einer herkömmlichen Schmiedekontur abgedrehten Einbaukontur vorhandene Höhe und Verteilung der Eigenspannungen ermittelt und bewertet und auf dieser Basis in bestimmten Oberflächenbereichen der Schmiedekontur die Oberflächenbeschaffenheit zur Erzielung eines an die angestrebte Eigenspannungsverteilung angepassten, mehr oder weniger großen Wärmeübergangs eingestellt.Starting from a generic method for the production of turbine or compressor discs, the basic idea of the invention is that certain surface areas of the forging blank to achieve certain temperature gradients during the cooling process and thus for selectively influencing the height and distribution of compressive and tensile residual stresses in the forging contour in a be formed certain surface texture. On the basis of the respective temperature gradient and the resulting plastic deformation, the compressive and tensile residual stresses present in the installation contour are influenced in such a way that the service life and safety are increased. In addition, the strength potential of the disc bes used and thereby the wheel weight can be reduced. According to the present invention, the height and distribution of the residual stresses present in the fitting contour turned off from a conventional forging contour is first of all determined and evaluated, and the surface finish is adjusted on this basis in certain surface areas of the forging contour to achieve a more or less large heat transfer adapted to the desired residual stress distribution.

Die lokale Änderung der Oberflächenbeschaffenheit einschließlich der Ermittlung und Bewertung der entsprechenden Eigenspannungen wird so oft wiederholt, bis der in der jeweils zugehörigen Einbaukontur ermittelte Eigenspannungsverlauf den Anforderungen an ein geringes Schädigungsverhalten genügt.The local change the surface texture including the determination and evaluation of the corresponding residual stresses is repeated until the in the respective associated installation contour determined residual stress curve the requirements for a low Damage behavior is sufficient.

Die Oberflächenbeschaffenheit der Schmiedekontur ist in Druckspannungsrandbereichen der entsprechenden Einbaukontur glatt und glänzend und in Zugeigenspannungsrandbereichen der entsprechenden Einbaukontur zur Erzielung eines hohen Wärmeübergangs und dementsprechend großen Temperaturgradienten rau und dunkel ausgebildet.The surface finish the forging contour is in compressive edge areas of the corresponding Installation contour smooth and shiny and in tensile residual stress areas of the corresponding installation contour to achieve a high heat transfer and accordingly large Temperature gradient formed rough and dark.

In weiterer Ausbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens werden – ausgehend von einer Schmiedekontur mit üblicher Oberflächenausbildung – auf der Grundlage einer numerischen Simulation der realen Wärmebehandlungs- und Abkühlungsbedingungen mit CFD-Methoden zunächst die Temperaturfelder der Schmiedekontur ermittelt.In Further embodiment of the method according to the invention are - starting from a blacksmith contour with usual Surface training - on the Basis of a numerical simulation of the real heat treatment and cooling conditions with CFD methods first the temperature fields of the forging contour determined.

Auf der Basis der zuvor ermittelten zeitabhängigen Temperaturverteilung werden anschließend die in die Schmiedekontur eingeprägten Zug- und Druckeigenspannungen nach der „Finite-Elemente-Methode” berechnet. Danach wird in einer numerischen Simulation durch Entfernen der entsprechenden finiten Elemente die Schmiedekontur zur Einbaukontur abgedreht und die sich in dieser einstellende Eigenspannungsverteilung nach der „Finite-Elemente-Methode” berechnet. Schließlich wird die ermittelte Eigenspannungsverteilung auf der Basis der Scheibenbelastung im Betrieb hinsichtlich des zu erwartenden Schädigungsverhaltens bewertet und gegebenenfalls eine geänderte Oberflächenbeschaffenheit der Schmiedekontur eingestellt.On the basis of the previously determined time-dependent temperature distribution will be afterwards the tensile and compressive stresses impressed on the forging contour calculated according to the "finite element method". After that, in a numerical simulation by removing the corresponding finite elements the forging contour to the installation contour turned off and in this adjusting residual stress distribution calculated according to the "finite element method". After all becomes the determined residual stress distribution based on the disk load evaluated in terms of expected damage behavior during operation and if necessary, an amended one surface finish set the blacksmith contour.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird in Verbindung mit der zugehörigen Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:One embodiment The invention will be explained in more detail in conjunction with the accompanying drawings. It demonstrate:

1 ein Ablaufschema zur Ermittlung der Oberflächenbeschaffenheit mit optimaler Eigenspannungsverteilung in der Endkontur einer Verdichterscheibe; 1 a flow chart for determining the surface condition with optimal residual stress distribution in the final contour of a compressor disk;

2 eine übliche erste Schmiedekontur eines Schmiederohlings mit der Verteilung der Zug- und Druckeigenspannungen über der Querschnittsfläche; 2 a typical first forging contour of a forging blank with the distribution of tensile and compressive stresses over the cross-sectional area;

3 die Endkontur einer Verdichterscheibe nach dem Abdrehen des Schmiederohlings gemäß 2 mit über deren Querschnittsfläche dargestellter Eigenspannungsverteilung; 3 the final contour of a compressor disk after turning off the forging blank according to 2 with residual stress distribution represented over its cross-sectional area;

4 die Endkontur der Verdichterscheibe mit einer durch Änderung der Oberflächenbeschaffenheit der Schmiedekontur erzielten optimalen Eigenspannungsverteilung; und 4 the final contour of the compressor disk with an optimum residual stress distribution achieved by changing the surface condition of the forging contour; and

5 eine schematische Darstellung des Wärmeübergangs bei glatt oder rau ausgebildeten Oberflächenbereichen einer Schmiedekontur. 5 a schematic representation of the heat transfer in smooth or rough trained surface areas of a forging contour.

Gemäß dem in 1 dargestellten Ablaufschema wird in Schritt I für einen Schmiederohling mit bestimmter Schmiedekontur 1 (2) und entsprechender – unbehandelter – Oberflächenbeschaffenheit der temperaturabhängige Wärmeübergangskoeffizient experimentell ermittelt.According to the in 1 The flow chart shown in step I is for a forging blank with a specific forging contour 1 ( 2 ) and corresponding - untreated - surface condition of the temperature-dependent heat transfer coefficient determined experimentally.

Für diese Schmiedekontur 1 wird in Schritt II mit CFD-Methoden (Computational Fluid Dynamics/computergestützte numerische Strömungssimulation) auf der Grundlage der jeweiligen, den realen Verhältnissen entsprechenden Kühlmittel- und Scheibenparameter eine numerische Simulation der Wärmebehandlung der Schmiedekontur 1 des Schmiederohlings durchgeführt. Das heißt, nach der Wärmebehandlung in einem Ofen werden in Schritt II die Temperaturfelder der Schmiedekontur 1 während der Luftabkühlung des Schmiederohlings bei dessen Überführung in Luft vom Ofen in ein Kühlbad sowie beim Abkühlen des Schmiederohlings in dem in das Kühlbad eingetauchten Zustand rechnerisch ermittelt.For this blacksmith contour 1 In step II, computational fluid dynamics (CFD) methods are used to numerically simulate the forging contour heat treatment based on the respective real-world coolant and disk parameters 1 of the forging blank. That is, after the heat treatment in an oven, in step II, the temperature fields of the forging contour become 1 determined during the air cooling of the forging blank during its transfer in air from the furnace into a cooling bath and during cooling of the forging blank in the immersed in the cooling bath state.

In dem darauffolgenden Schritt III werden nun auf der Basis der in Schritt II ermittelten zeitabhängigen Temperaturverteilung – hier nach der „Finite-Elemente-Methode” (FEM) – die Eigenspannungen berechnet, die aufgrund plastischer Verformungen bei der Abkühlung infolge des hohen Temperaturgradienten und der damit verbundenen Ausdehnungen und Spannungen in die Schmiedekontur eingeprägt werden. Die Verteilung der Zug- und Druckeigenspannungen in der Schmiedekontur 1 ist in 2, in der dunkle Bereiche Druckeigenspannungen und helle Bereiche Zugeigenspannungen darstellen, beispielhaft wiedergegeben. Aus dieser Darstellung ist erkennbar, dass aufgrund der bei der Abkühlung auftretenden örtlichen Plastifizierung bzw. bleibenden Dehnungen am Rand der Schmiedekontur Druckeigen spannungen (dunkel) und im Innern der Schmiedekontur Zugeigenspannungen eingeprägt werden.In the following step III, based on the time-dependent temperature distribution determined in step II - here according to the "finite element method" (FEM) - the internal stresses are calculated, which due to plastic deformation during cooling due to the high temperature gradient and thus Associated expansions and stresses are imprinted in the forging contour. The distribution of tensile and compressive stresses in the forging contour 1 is in 2 , in which dark areas represent residual compressive stresses and bright areas indicate residual tensile stresses, reproduced by way of example. From this representation, it can be seen that, due to the local plasticization or permanent strains occurring during the cooling process, compressive stresses (dark) at the edge of the forging contour and internal tensile stresses in the interior of the forging contour are introduced be imprinted.

Im anschließenden Schritt IV wird die wärmebehandelte Schmiedekontur 1 durch numerische Simulation zu einer Einbaukontur 2 der Verdichterscheibe abgedreht, indem die nicht zur Einbaukontur 2 gehörenden finiten Elemente der Schmiedekontur 1 entfernt werden. Die sich dabei ändernde Eigenspannungsverteilung in der Einbaukontur 2, das heißt, der abgedrehten Schmiedekontur bzw. der Endkontur der Verdichterscheibe, wird ebenfalls nach der oben erwähnten „Finite-Elemente-Methode” berechnet.In the subsequent step IV, the heat-treated forging contour becomes 1 by numerical simulation to an installation contour 2 the compressor disk turned off by the not to the installation contour 2 belonging finite elements of the blacksmith contour 1 be removed. The thereby changing residual stress distribution in the installation contour 2 , that is, the wrought forging contour and the final contour of the compressor disk, is also calculated according to the above-mentioned "finite element method".

Im nächsten Schritt V werden unter Einbeziehung der spezifischen Belastung der Verdichterscheibe im Betrieb die Höhe und der Verlauf der – in 3 dargestellten – Zugeigenspannungen und Druckeigenspannungen in der Einbaukontur 2 mit Blick auf die Lebensdauer, die Sicherheit oder mögliche Gewichtseinsparungen bewertet. Im vorliegenden Beispiel (Eigenspannungsverteilung gemäß 3) liegen Zugeigenspannungen (helle Bereiche) teilweise am Rand der Einbaukontur 2. Bei Belastung der Verdichterscheibe im Betrieb werden die äußeren Zugspannungen und die in den betreffenden Randbereichen vorhandenen Zugeigenspannungen überlagert. Dadurch kann es zu einer Schädigung der Scheibe kommen, so dass deren Lebensdauer begrenzt und die erforderliche Sicherheit nicht gewährleistet ist oder Gewichtseinsparungen nicht möglich sind. Die Bewertung der Eigenspannungen gemäß Schritt V wird in diesem Fall im Schritt VI mit „nein” beantwortet, so dass nun in Schritt VII eine auf der Basis der in Schritt V ermittelten Eigenspannungsverteilung gezielte lokale Anderung der Oberflächenbeschaffenheit der Schmiedekontur 1 erfolgt. Wie 5 zeigt, können bestimmte Oberflächenbereiche glatt und glänzend oder rau und dunkel ausgeführt sein. In rauen, dunklen Bereichen ist aufgrund des großen Wärmeübergangs und des hohen Temperaturgradienten (TK << TW, wobei TK die Temperatur des Kühlmediums und TW die Temperatur des Werkstücks ist) von großen plastischen Deformationen und demzufolge hohen Eigenspannungen auszugehen, während glatte bis glänzende Oberflächen bei entsprechend kleinerem Wärmeübergang und Temperaturgradienten geringere plastische Deformationen und dementsprechend geringere Eigenspannungen zur Folge haben.In the next step V, taking into account the specific load on the compressor disk during operation, the height and the course of the - in 3 shown - tensile residual stresses and internal compressive stresses in the installation contour 2 in terms of life, safety or possible weight savings. In the present example (residual stress distribution according to 3 ) tensile residual stresses (bright areas) are partly at the edge of the installation contour 2 , When the compressor disk is loaded during operation, the external tensile stresses and the residual tensile stresses present in the respective edge regions are superimposed. This can lead to damage to the disc, so that their life is limited and the required safety is not guaranteed or weight savings are not possible. The evaluation of the residual stresses according to step V is answered in this case in step VI with "no", so that now in step VII targeted on the basis of the determined in step V residual stress distribution local change of the surface texture of the forging contour 1 he follows. As 5 shows, certain surface areas may be smooth and shiny or rough and dark. In rough, dark areas due to the large heat transfer and the high temperature gradient (T K << T W , where T K is the temperature of the cooling medium and T W is the temperature of the workpiece) of large plastic deformation and consequently high residual stresses, while smooth until shiny surfaces with correspondingly smaller heat transfer and temperature gradients have lower plastic deformations and correspondingly lower residual stresses.

Die anhand der in 1 beschriebenen Verfahrensschritte II bis VI werden daher mit einer Schmiedekontur 1, die eine auf der Basis der zuvor ermittelten Eigenspannungsverteilung örtlich geänderte Oberflächenbeschaffenheit aufweist, wiederholt, und zwar so oft, bis die in der Einbaukontur 2 ermittelten Eigenspannungen beispielsweise gemäß der Darstellung in 4 verteilt sind und die Lebensdaueranalyse in Schritt VI mit „ja” beantwortet wird. Das heißt, es wurde für eine bestimmte Schmiedekontur 1 eine bestimmte Oberflächenbeschaffenheit gefunden, die nach der Wärmebehandlung des Schmiederohlings in der abgedrehten Einbaukontur eine optimale Eigenspannungsverteilung mit im Innern liegenden Zugeigenspannungen (helle Bereiche) und im Randbereich der Einbaukontur 2 liegenden Druckeigenspannungen aufweist. Die in dieser Form vorliegenden Druckeigenspannungen werden den an der Scheibe im Betrieb angreifenden äußeren Zugspannungen überlagert und mindern diese, so dass das Scheibenmaterial in geringerem Umfang belastet wird. Aufgrund der durch die spezifische Oberflächenausbildung der Schmiedekontur bedingten Abkühlungsbedingungen und dementsprechend optimal eingestellten Eigenspannungen kann somit eine Verdichterscheibe bereitgestellt werden, die eine lange Lebensdauer aufweist, eine hohe Sicherheit gewährleistet und aufgrund einer verbesserten Ausnutzung des Festigkeitspotentials eine Gewichtsreduzierung zulässt.The basis of the in 1 described method steps II to VI are therefore with a blacksmithing contour 1 , which has a spatially changed on the basis of the previously determined residual stress distribution surface texture, repeatedly, and that often, to those in the installation contour 2 determined residual stresses, for example, as shown in FIG 4 are distributed and the lifetime analysis in step VI is answered with "yes". That is, it was for a certain blacksmithing contour 1 found a certain surface finish, which after the heat treatment of the forging blank in the wacky installation contour an optimal residual stress distribution with internal tensile residual stresses (bright areas) and in the edge region of the installation contour 2 having residual compressive stresses. The compressive residual stresses present in this form are superimposed on and reduce the external tensile stresses acting on the disk during operation, so that the disk material is loaded to a lesser extent. Due to the cooling conditions due to the specific surface formation of the forging contour and correspondingly optimally adjusted residual stresses, it is therefore possible to provide a compressor disk which has a long service life, ensures high safety and permits weight reduction due to improved utilization of the strength potential.

Claims (4)

Verfahren zur Herstellung von Turbinen- oder Verdichterscheiben für Gasturbinen, insbesondere Fluggasturbinen, bei dem ein Schmiederohling mit bestimmter Schmiedekontur (1) einem Wärmebehandlungs- und einem anschließenden Abkühlungsprozess unterworfen und danach auf die Einbaukontur (2) abgedreht wird, dadurch gekennzeichnet, dass der Schmiederohling zur Erzielung bestimmter Temperaturgradienten während des Abkühlprozesses und damit zur gezielten Beeinflussung der Höhe und Verteilung der Druck- und Zugeigenspannungen in der Einbaukontur (2) in einer bestimmten Oberflächenbeschaffenheit ausgebildet wird, indem zunächst die in der aus einer herkömmlichen Schmiedekontur abgedrehten Einbaukontur vorhandene Höhe und Verteilung der Eigenspannungen ermittelt und bewertet wird und auf dieser Basis in bestimmten Oberflächenbereichen der Schmiedekontur die Oberflächenbeschaffenheit zur Erzielung eines mehr oder weniger großen Wärmeübergangs und Einprägung bestimmter Eigenspannungen eingestellt wird.Process for the production of turbine or compressor disks for gas turbines, in particular aircraft gas turbines, in which a forging blank with a specific forging contour ( 1 ) subjected to a heat treatment and a subsequent cooling process and then to the installation contour ( 2 ), characterized in that the forging blank to achieve certain temperature gradients during the cooling process and thus for selectively influencing the height and distribution of the compressive and tensile residual stresses in the installation contour ( 2 ) is formed in a specific surface texture by first determining and evaluating the height and distribution of the residual stresses present in the fitting contour cut from a conventional forging contour and on this basis in certain surface areas of the forging contour the surface finish to achieve a more or less large heat transfer and embossing certain residual stresses is set. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die lokale Änderung der Oberflächenbeschaffenheit einschließlich der Ermittlung und Bewertung der entsprechenden Eigenspannungen so oft wiederholt wird, bis der in der jeweils zugehörigen Einbaukontur ermittelte Eigenspannungsverlauf den Anforderungen an ein geringes Schädigungsverhalten genügt.Method according to claim 1, characterized in that that local change the surface texture including the determination and evaluation of the corresponding residual stresses is repeated until the in the respective associated installation contour determined residual stress curve the requirements for a low damage behavior enough. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Oberflächenbeschaffenheit der Schmiedekontur in Druckspannungsrandbereichen der entsprechenden Einbaukontur glatt und glänzend und in Zugeigen spannungsrandbereichen der entsprechenden Einbaukontur zur Erzielung eines hohen Wärmeübergangs und dementsprechend großen Temperaturgradienten rau und dunkel ausgebildet ist.A method according to claim 1, characterized in that the surface texture of the forging contour in pressure voltage edge regions of the corresponding installation contour smooth and shiny and in zugigen tension edge areas of ent speaking concave contour to achieve a high heat transfer and accordingly large temperature gradient is rough and dark. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass – ausgehend von einer Schmiedekontur mit üblicher Oberflächenausbildung und zuvor bestimmtem Wärmeübertragungskoeffizienten (Schritt I); – auf der Grundlage einer numerischen Simulation der realen Wärmebehandlungs- und Abkühlungsbedingungen mit CFD-Methoden die Temperaturfelder der Schmiedekontur ermittelt werden (Schritt II); – auf der Basis der in Schritt II ermittelten zeitabhängigen Temperaturverteilung die in die Schmiedekontur eingeprägten Zug- und Druckeigenspannungen nach der „Finite-Elemente-Methode” berechnet werden (Schritt III); – danach in einer numerischen Simulation durch Entfernen der entsprechenden finiten Elemente die Schmiedekontur zur Einbaukontur abgedreht und die sich in dieser einstellende Eigenspannungsverteilung nach der „Finite-Elemente-Methode” berechnet wird (Schritt IV); – die ermittelte Eigenspannungsverteilung auf der Basis der Scheibenbelastung im Betrieb hinsichtlich des zu erwartenden Schädigungsverhaltens bewertet wird (Schritt V/VI); und – gegebenenfalls eine geänderte Oberflächenbeschaffenheit der Schmiedekontur eingestellt wird (Schritt VII) und die Schritte II bis VI wiederholt werden.Method according to claim 1, characterized in that that - outgoing from a blacksmithing contour with usual surface education and previously determined heat transfer coefficient (Step I); - on the basis of a numerical simulation of the real heat treatment and cooling conditions determined the temperature fields of the forging contour with CFD methods become (step II); - on the basis of the time-dependent temperature distribution determined in step II the tensile and compressive stresses impressed on the forging contour calculated using the "finite element method" become (step III); - after that in a numerical simulation by removing the corresponding ones Finished elements turned off the forging contour to the installation contour and which is calculated in this adjusting residual stress distribution according to the "finite element method" becomes (step IV); - the determined residual stress distribution on the basis of the disk load evaluated in the company with regard to the expected damage behavior becomes (step V / VI); and - possibly a changed one surface finish the forging contour is adjusted (step VII) and the steps II to VI are repeated.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111974919A (en) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航发北京航空材料研究院 Forging method for improving anisotropy of 7XXX aluminum alloy forging
CN112016223A (en) * 2020-07-20 2020-12-01 浙江海骆航空科技有限公司 Test device and method for eliminating residual stress by pre-rotating turbine blank disc

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3708507A1 (en) * 1987-03-16 1988-09-29 Siemens Ag METHOD FOR PRODUCING TURBINE WHEEL DISCS WITH LOCAL HIGH PRESSURE TENSIONS IN THE HUB HOLE
DE19511882B4 (en) * 1995-03-31 2005-01-05 Audi Ag Method for solidifying workpiece surfaces
DE10355756A1 (en) * 2003-11-28 2005-06-30 Mtu Aero Engines Gmbh Component e.g. compressor blade, for gas turbine of aircraft, has blade sheet and blade base whose titanium aluminum alloy coated surfaces are thermo-mechanically treated so that surfaces have optimized inherent compressive stress
EP1801243A1 (en) * 2005-12-20 2007-06-27 Siemens Aktiengesellschaft Process for inducing deep compressive stresses in the root portion of turbine blades by controlled cooling

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3708507A1 (en) * 1987-03-16 1988-09-29 Siemens Ag METHOD FOR PRODUCING TURBINE WHEEL DISCS WITH LOCAL HIGH PRESSURE TENSIONS IN THE HUB HOLE
DE19511882B4 (en) * 1995-03-31 2005-01-05 Audi Ag Method for solidifying workpiece surfaces
DE10355756A1 (en) * 2003-11-28 2005-06-30 Mtu Aero Engines Gmbh Component e.g. compressor blade, for gas turbine of aircraft, has blade sheet and blade base whose titanium aluminum alloy coated surfaces are thermo-mechanically treated so that surfaces have optimized inherent compressive stress
EP1801243A1 (en) * 2005-12-20 2007-06-27 Siemens Aktiengesellschaft Process for inducing deep compressive stresses in the root portion of turbine blades by controlled cooling

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112016223A (en) * 2020-07-20 2020-12-01 浙江海骆航空科技有限公司 Test device and method for eliminating residual stress by pre-rotating turbine blank disc
CN112016223B (en) * 2020-07-20 2024-04-19 浙江海骆航空科技有限公司 Test device and method for eliminating residual stress by pre-rotation of turbine blank disc
CN111974919A (en) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航发北京航空材料研究院 Forging method for improving anisotropy of 7XXX aluminum alloy forging
CN111974919B (en) * 2020-07-24 2022-09-20 中国航发北京航空材料研究院 A forging method for improving anisotropy of 7XXX aluminum alloy forgings

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