特許 7275252 タービン翼の金属ろう付けプリフォームを用いたセクション置換

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2023-05-09

(45)【発行日】2023-05-17

(54)【発明の名称】タービン翼の金属ろう付けプリフォームを用いたセクション置換

(51)【国際特許分類】

   B23K 1/00 20060101AFI20230510BHJP

   B23K 1/19 20060101ALI20230510BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20230510BHJP

   F01D 5/28 20060101ALI20230510BHJP

【ＦＩ】

B23K1/00 330P

B23K1/19 J

F02C7/00 D

F01D5/28

【請求項の数】 14

(21)【出願番号】P 2021507994

(86)(22)【出願日】2018-08-21

(65)【公表番号】

(43)【公表日】2022-01-12

(86)【国際出願番号】 US2018047137

(87)【国際公開番号】W WO2020040733

(87)【国際公開日】2020-02-27

【審査請求日】2021-08-16

(73)【特許権者】

【識別番号】599078705

【氏名又は名称】シーメンス エナジー インコーポレイテッド

(74)【代理人】

【識別番号】110003317

【氏名又は名称】弁理士法人山口・竹本知的財産事務所

(74)【代理人】

【識別番号】100075166

【弁理士】

【氏名又は名称】山口 巖

(74)【代理人】

【識別番号】100133167

【弁理士】

【氏名又は名称】山本 浩

(74)【代理人】

【識別番号】100169627

【弁理士】

【氏名又は名称】竹本 美奈

(72)【発明者】

【氏名】オツバイサル，カジム

(72)【発明者】

【氏名】カメル，アフメド

【審査官】黒石 孝志

(56)【参考文献】

【文献】米国特許第０５８２２８５２（ＵＳ，Ａ）

【文献】特表２０１５－５２２４１８（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２０１８－０５９４７０（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開平０５－０７０９７１（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ２３Ｋ １／００ － ３／０８

Ｆ０２Ｃ ７／００

Ｆ０１Ｄ ５／２８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

損傷セクション１４を有する翼１２を提供することと、
前記翼１２のセクションを機械加工または切断することによって前記損傷セクション１４を除去することと、
残っている機械加工または切断された翼の上面２０と嵌合するように構成された置換セクション２２を提供することと、
前記翼の上面２０と、前記置換セクションの下面２６と嵌合するように構成された予備焼結プリフォーム２４を提供することであって、前記予備焼結プリフォーム２４は、超合金粒子およびろう付け材料の粉末混合物を含む、予備焼結プリフォームを提供することと、
前記予備焼結プリフォーム２４を、前記翼の上面２０と前記置換セクション２２の下面２６との間に挿入し、当接する３つの嵌合セクションを含む積層された翼を形成することと、
前記予備焼結プリフォーム２４の前記ろう付け材料のみが溶融し、前記翼の上面および前記置換セクションの下面が、前記翼の材料の粒界溶融温度を下回るように、前記積層された翼を抵抗ろう付けすることであって、前記抵抗ろう付けにより、前記翼の上面２０は前記置換セクションの下面２６に接合され、前記ろう付け材料のろう付け温度は、前記粒界溶融温度よりも高い、ろう付けすることと、
を含む、翼１２を修理する方法。

【請求項2】

抵抗溶接が、
前記積層された翼を、抵抗溶接ユニット２８中に配置することと、
前記積層された翼を、選択された圧力で圧縮することと、
加熱領域３０だけを加熱するように、前記抵抗溶接ユニット２８に電流を通すことであって、前記加熱領域３０は、前記予備焼結プリフォーム２４、前記翼の上面２０および前記置換セクションの下面２６を備えている、通すことと、
を含む、請求項１に記載の方法。

【請求項3】

前記翼１２が、ＩＮ ６２０３、Ｒｅｎｅ ８０およびＩＮ ９３９からなる群から選択される超合金材料を含む、請求項１に記載の方法。

【請求項4】

前記置換セクション２２が、ＩＮ ６２０３を含む超合金を含む、請求項３に記載の方法。

【請求項5】

前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、前記翼１２の材料と同じ材料である、請求項３に記載の方法。

【請求項6】

前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、翼１２のガンマプライム含有量よりも高いガンマプライム含有量を含む、請求項３に記載の方法。

【請求項7】

前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、Ａｌｌｏｙ ２４７であり、前記翼の前記超合金材料がＩＮ ６２０３およびＲｅｎｅ ８０のいずれか一方である、請求項６に記載の方法。

【請求項8】

前記抵抗ろう付けが、前記予備焼結プリフォーム２４を約１２５０℃の温度に加熱する、請求項４に記載の方法。

【請求項9】

前記抵抗ろう付けの前に、前記翼１２および前記置換セクション２２を予熱処理することをさらに含む、請求項１に記載の方法。

【請求項10】

前記予熱処理することが、二重溶体化熱処理を含む、請求項９に記載の方法。

【請求項11】

前記抵抗ろう付けの前に、前記翼の上面２０および前記置換セクションの下面２６をニッケル電気めっきすることをさらに含む、請求項１に記載の方法。

【請求項12】

前記ろう付け材料の要素を拡散させるために、ろう付け材料の溶融温度を下回る温度で、前記抵抗ろう付け後の前記接合された翼を拡散熱処理することをさらに含む、請求項１に記載の方法。

【請求項13】

前記予備焼結プリフォーム２４が、ろう付け材料粒子および超合金粒子を含む粉末混合物から形成され、かつ、
前記ろう付け材料粒子が、Ｎｉ－Ｃｒ－Ｘ（式中、Ｘは、Ｂ、Ｓｉ、Ｔｉ、Ｚｒ、およびＨｆ、およびそれらの混合物からなる群から選択される。）の組成を有する、請求項１に記載の方法。

【請求項14】

第１の表面２０を有する第１の超合金部品１２と、前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０と嵌合するように構成された第２の表面２６を有する第２の超合金部品２２を提供することと、
前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０と嵌合するように構成された第３の表面、および前記第２の超合金部品２２の前記第２の表面２６と嵌合するように構成された第４の表面を有する、超合金粒子とろう付け材料の粉末混合物を含む予備焼結プレフォーム２４を提供することと、
前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０と、前記第２の超合金部品２２の前記第２の表面２６との間に前記予備焼結プレフォーム２４を挿入することによって、当接時に３つの嵌合セクションを含む積層された構造を形成することと、
予備焼結プリフォーム２４のろう付け材料だけが溶融するように、前記積層された構造を抵抗ろう付けし、前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０を前記第２の超合金部品２２の前記第２の表面２６に接合することと、を含み、
前記ろう付け材料のろう付け温度が、前記第１および第２の超合金部品の粒界溶融温度を超え、前記第１の表面と第２の表面の温度が前記粒界溶融温度を下回る、方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、一般に、材料技術の分野に関し、より詳細には、予備焼結プリフォームを用いたタービンブレード等の超合金部品における構造的欠陥の修理に関する。

【背景技術】

【0002】

ガスタービンエンジン高温ガス経路部品は、典型的には、エンジンの動作中にそれらが曝される高温、高応力環境に耐えるために超合金材料で形成される。「超合金」という語は、本明細書において、当該技術分野で一般的に使用されているように使用される、すなわち、高温で優れた機械的強度およびクリープに対する耐性を示す高度に耐腐食性および耐酸化性の合金である。超合金は、典型的には、高いニッケルまたはコバルト含有量を含む。超合金の例としては、商標およびブランド名Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ、Ｉｎｃｏｎｅｌ ａｌｌｏｙｓ（例えば、ＩＮ ６２０３、ＩＮ ７３８、ＩＮ ７９２、ＩＮ ９３９）、Ｒｅｎｅ ａｌｌｏｙｓ（例えば、Ｒｅｎｅ Ｎ５、Ｒｅｎｅ ８０、Ｒｅｎｅ １４２）、Ｈａｙｎｅｓ ａｌｌｏｙｓ、Ｍａｒ Ｍ、ＣＭ ２４７、ＣＭ ２４７ ＬＣ、Ｃ２６３、７１８、Ｘ－７５０、ＥＣＹ ７６８、２８２、Ｘ４５、ＰＷＡ １４８３ およびＣＭＳＸ （例えば、ＣＭＳＸ－４）単結晶合金が挙げられる。このような構成要素は製造コストが非常に高く、それらの優れた材料特性にもかかわらず、エンジン運転中に様々な形態の劣化を起こしやすい。劣化した構成要素はエンジンから取り外して交換される。劣化の種類や程度によっては、新品部品のコストよりもより低いコストで、使用済みの部品を修理し、再利用する場合がある。

【0003】

タービン構成要素のセクション置換は、典型的に、ブレード翼の損傷部分を除去し、構造的に類似する置換セクション、すなわち、同じ超合金材料と置換することを含む。２つのセクション、つまり、残っている翼および置換セクションは、溶接プロセスを介して接合されてもよい。しかしながら、使用する材料によっては、従来の溶接プロセスで材料にクラックが発生する場合がある。ニッケル基超合金は粒界溶融が起こりやすく、部品のクラッキングの原因となることがあるため、これらを使用する部品には、ろう付けなどの低温で作用する溶接補修方法が最良である。それゆえ、タービンブレードのような超合金部品のセクション置換には、ろう付け処理を利用することが提案されている。

【0004】

簡単に説明すると、本開示の態様は、翼を修復する方法および超合金部品を接合する方法に関する。

【0005】

第１の態様は、翼を修理する方法を提供する。該方法は、損傷セクションを有する翼を提供することと、次いで、その翼の上方セクションを機械加工または切断することによって該損傷部を除去することとを含む。残っている、機械加工または切断された翼の上面と嵌合するように構成された置換セクションが提供される。抵抗ろう付け法によってを翼と置換セクションとを接合するために予備焼結プリフォームが提供される。予備焼結プリフォームは、翼の上面と置換セクションの下面とが嵌合するように構成されており、予備焼結プリフォームは、超合金粒子およびろう付け材料の粉末混合物を含む。予備焼結プリフォームは、翼の上面と置換セクションの下面との間に挿入され、当接する３つの嵌合セクションを備える積層された翼を形成する。予備焼結プリフォームのろう付け材料のみが溶融し、翼の上面および置換セクションの下面が翼の材料の粒界溶融温度を下回るように、積層された翼が抵抗ろう付けされる。ろう付け材料の溶融温度は粒界溶融温度を超える。

【0006】

第２の態様は、超合金成分を接合する方法を提供する。この方法は、第１の表面を有する第１の超合金部品と、第１の超合金部品の第１の表面と嵌合するように構成された第２の表面を有する第２の超合金部品とを提供することを含む。第３の表面を有する予備焼結プリフォームは、機械加工された翼の第１の表面と、置換セクションの下面とに嵌合するように構成されており、予備焼結プリフォームは、超合金粒子とろう付け材料との粉末混合物を含む。予備焼結プリフォームは、第１超合金部品の第１の表面と第２の超合金部品の第２の表面と嵌合するように構成された第４の面との間に挿入される。予備焼結プリフォームは、超合金粒子とろう付け材料の粉末混合物を含む。予備焼結プリフォームを第１の超合金部品の第１の表面と第２の超合金部品の第２の表面との間に挿入し、当接する３つの嵌合部を備える積層構造体を形成する。積層構造体は、予備焼結プリフォームのろう付け材料のみが溶融するように抵抗ろう付けされ、第１の超合金部品の第１の表面を第２の超合金部品の第２の表面に接合する。
本発明のその他の非限定的な態様は次の通りである。
１．損傷セクション１４を有する翼１２を提供することと、
前記翼１２の上方セクションを機械加工または切断することによって前記損傷セクション１４を除去することと、
残っている機械加工または切断された翼の上面２０と嵌合するように構成された置換セクション２２を提供することと、
前記翼の上面２０と、前記置換セクションの下面２６と嵌合するように構成された予備焼結プリフォーム２４を提供することであって、前記予備焼結プリフォーム２４は、超合金粒子およびろう付け材料の粉末混合物を含む、予備焼結プリフォームを提供することと、
前記予備焼結プリフォーム２４を、前記翼の上面２０と前記置セクション２２の下面２６との間に挿入し、当接する３つの嵌合セクションを含む積層された翼を形成することと、
前記予備焼結プリフォーム２４の前記ろう付け材料のみが溶融し、前記翼の上面および前記置換セクションの下面が、前記翼の材料の粒界温度を下回りるように、前記積層された翼を抵抗ろう付けすることであって、前記抵抗ろう付けにより、前記翼の上面２０は前記置換セクションの下面２６に接合され、前記ろう付け材料のろう付け温度は、粒界溶融温度よりも高い、ろう付けすることと、
を含む、翼１２を修理する方法。
２．抵抗溶接が、
前記積層された翼を、抵抗溶接ユニット２８中に配置することと、
前記積層された翼を、選択された圧力で圧縮することと、
加熱領域３０だけを加熱するように、前記抵抗溶接ユニット２８に電流を通すことであって、前記加熱領域３０は、前記予備焼結プリフォーム２４、前記翼の上面２０および前記配置セクションの下面２６を備えている、通すことと、
を含む、上記の１の態様に記載の方法。
３．前記翼１２が、ＩＮ ６２０３、Ｒｅｎｅ ８０およびＩＮ ９３９からなる群から選択される超合金材料を含む、上記の１の態様に記載の方法。
４．前記置換セクション２２が、ＩＮ ６２０３を含む超合金を含む、上記の３の態様に記載の方法。
５．前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、前記翼１２の材料と同じ材料である、上記の３の態様に記載の方法。
６．前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、翼１２のガンマプライム含有量よりも高いガンマプライム含有量を含む、上記の３の態様に記載の方法。
７．前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、Ａｌｌｏｙ ２４７であり、前記翼の前記超合金がＩＮ ６２０３およびＲｅｎｅ ８０のいずれか一方である、上記の６の態様に記載の方法。
８．前記予備焼結プリフォーム２４の前記超合金粒子が、Ａｌｌｏｙ ２４７であり、前記翼の前記超合金がＲｅｎｅ ８０である、上記の６の態様に記載の方法。
９．前記抵抗ろう付けが、前記予備焼結プリフォーム２４を約１２５０℃の温度に加熱する、上記の４の態様に記載の方法。
１０．前記抵抗ろう付けの前に、前記翼１２および前記置換セクション２２を予熱処理することをさらに含む、上記の１の態様に記載の方法。
１１．前記予熱することが、二重溶体化熱処理を含む、上記の１０の態様に記載の方法。
１２．前記抵抗ろう付けの前に、前記翼の上面２０および前記置換セクションの下面２６をニッケル電気めっきすることをさらに含む、上記の１の態様に記載の方法。
１３．前記ろう付け材料の要素を拡散させるために、ろう付け材料の溶融温度を下回る温度で、前記抵抗ろう付け後の前記接合された翼を拡散熱処理することをさらに含む、上記の１の態様に記載の方法。
１４．前記置換セクション２２が、インベストメント鋳造によって製造される、上記の１の態様に記載の方法。
１５．前記置換セクション２２が、積層造形によって製造される、上記の１の態様に記載の方法。
１６．前記予備焼結プレフォーム２４が、ろう付け材料粒子および超合金粒子を含む粉末混合物から形成される、かつ、前記ろう付け材料粒子が、Ｎｉ－Ｃｒ－Ｘ（式中、Ｘは、Ｂ、Ｓｉ、Ｔｉ、Ｚｒ、およびＨｆ、およびそれらの混合物からなる群から選択される。）の組成を有する、上記の１の態様に記載の方法。
１７．前記予備焼結プリフォーム２４が、重量パーセントで７０％超合金粒子から３０％ろう付け材料粒子を含む粉末混合物から形成される、上記の１の態様に記載の方法。
１８．前記翼１２が、タービンブレードおよびタービン翼の群から選択される、上記の１の態様に記載の方法。
１９．第１の表面２０を有する第１の超合金部品１２と、前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０と嵌合するように構成された第２の表面２６を有する第２の超合金部品２２を提供することと、
前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０と嵌合するように構成された第３の表面、および前記第２の超合金部品２２の前記第２の表面２６と嵌合するように構成された第４の表面を有する、超合金粒子とろう付け材料の粉末混合物を含む予備焼結プレフォーム２４を提供することと、
前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０と、前記第２の超合金部品２２の前記第２の表面２６との間に前記予備焼結プレフォーム２４を挿入することによって、当接時に３つの嵌合セクションを含む積層された構造を形成することと、
予備焼結プリフォーム２４のろう付け材料だけが溶融するように、前記積層された構造を抵抗ろう付けし、前記第１の超合金部品１２の前記第１の表面２０を前記第２の超合金部品２２の前記第２の表面２６に接合することと、
を含む、超合金部品を接合する方法。
２０．前記ろう付け材料のろう付け温度が、前記第１および第２の超合金部品の粒界融解温度を超え、前記第１の表面と第２の表面の温度が粒界融解温度を超える、上記の１９の態様に記載の方法。

【図面の簡単な説明】

【0007】

【図1】図1は、提案するような修理方法の除去工程を経るタービンブレードの斜視図を示す。

【図2】図２は、提案するような修理方法で使用される新しい置換セクションおよび予備焼結プリフォームの斜視図を示す。

【図3】図３は、提案するような方法の抵抗ろう付け工程を経るタービンブレードの斜視図を示す。

【発明を実施するための形態】

【0008】

本開示の実施形態、原理、および特徴の理解を容易にするために、以下に、例示的実施形態における実施を参照してそれらを説明する。しかしながら、本開示の実施形態は、記載されたシステムまたは方法での使用に限定されない。

【0009】

様々な実施形態を構成するものとして記載されている部品および材料は、例示的であり、限定的ではないことを意図している。
本明細書に記載の材料と同じまたは同様の機能を実行するであろう多くの適切な部品および材料は、本開示の実施形態の範囲内で包含されることを意図している。

【0010】

概して、本発明者は、翼を修理する方法を提案する。該方法は、予備焼結プリフォームを利用するセクションの置換によって翼を修理する。予備焼結プリフォームは、典型的に、粒子が冶金結合を確立するように予備収縮したベース合金粒子およびろう付け合金粒子の粉末混合物を含有する。また、予備焼結プリフォームは、空隙を形成するバインダー材料を含まない。予備焼結材料は、提案するような修理方法においてプリフォームとして使用するためにネット形状に形成されるか、または、再成形される。提案する方法のために、予備焼結プリフォームを、翼の上面と置換セクションの下面との間に挿入し、３つの嵌合部分を含む積層翼を作成する。積層翼は、予備焼結プリフォームのろう付け材料だけが溶融して、翼の上面を置換セクションの下面に接合するように抵抗ろう付けされる。ろう付け材料の溶融温度は、翼の材料の粒界溶融温度を超える。

【0011】

ここで、示されている図面を参照すると、本願明細書の主題の実施形態を説明するためだけのものであり、これを限定するものではなく、図１～図３は、抵抗ろう付けを利用する金属ろう付け予備焼結プリフォームを用いたセクション置換プロセスを受けているターボ機械エンジン部品、例えば、ガスタービンエンジン部品１０の斜視図を示す。

【0012】

図１に見られるように、ルートセクション１８、プラットフォームセクション１６、および翼形部１２を有するタービンブレード１０が示されている。タービンブレード１０は、ブレード翼１２の損傷したセクション１４を最初に除去することによって、修理プロセスのために準備される。損傷したセクション１４を除去することは、損傷したセクション１４を構成するブレード翼１２の少なくとも上部を機械加工および／または切断することを伴う。損傷は、例えばガスタービンエンジンの運転中の酸化または侵食によって生じた可能性がある。さらに、残りのブレード翼の上面２０は、例えば、除去された損傷したセクション１４を置き換えるセクション置換の表面と嵌合させるために、滑らかで平坦な表面を生成するように機械加工され得る。

【0013】

図２は、ブレード翼１２を修理するために使用される置換セクション２２および予備焼結プリフォーム２４を示している。一実施形態では、置換セクション２２は、ブレード翼の上面２０と嵌合するように構成される。置換セクション２２は、例えば、インベストメント鋳造または積層造形によって製造することができる。当業者であれば、他の方法もまた、置換セクション２２の製造に使用され得ることを理解するであろう。一実施形態では、置換セクション２２および機械加工された翼１２は、材料特性が一致するように同じ材料を含む。

【0014】

修理プロセスに使用される予備焼結プリフォーム２４もまた図２に示されている。予備焼結プリフォーム２４は、ろう付け材料および超合金粒子を含み、機械加工された翼の上面２０および置換セクション２２の下面と嵌合するように構成された翼形状に形成された粉末混合物を含み得る。予備焼結プリフォーム２４は、約０．００１０インチ（約０．００２５４ｃｍ）の厚さを含み得る。一実施形態では、予焼結プリフォーム２４は、ブレード翼の上面２０と置換セクション２２の下面との間に挿入されて、隣接して接触する３つの嵌合セクションを含む積層された翼を作成することができる。

【0015】

従来のろう付け修理方法下では、部品の粒界溶融温度よりも高い温度でろう付け操作を行うと、望ましくない粒界共晶溶融が生じることを理解されたい。したがって、前述のように、用途の目的はタービンブレードの超合金材料の粒界溶融を防止することであるため、ろう付け材料のみが溶融するろう付け方法が好ましい。予備焼結ろう付けプリフォーム２４のみを溶融し、抵抗加熱中にろう付け接合部の接合面を加熱しないことにより、Ｎｉ－Ｃｒ－ＢやＮｉ－Ｃｒ－Ｓｉなどの低融点ろう付け材料に代えて、Ｎｉ－Ｃｒ－Ｔｉ、Ｎｉ－Ｃｒ－Ｚｒ、およびＮｉ－Ｃｒ－Ｈｆなどの高融点ろう付け材料を使用することができる。

【0016】

一実施形態では、修理プロセスの加熱部分中の粒界溶融を低減するために、修理プロセスの加熱部分の前に、機械加工されたタービンブレード翼１２と置換セクション２２の両方に対して予熱処理が行われる。代替の実施形態においても、修理プロセスの加熱部分中の粒界溶融を防止するために、残りのブレード翼の上面２０および置換セクションの下面２６は、ニッケルコーティングすることができ、好ましくは電気めっきされ得る。

【0017】

上述した予熱処理の実施形態では、熱処理は、二重液体化熱処理を含み得る。２つの構成要素、すなわち、機械加工された翼１２および置換セクション２２は、粒界溶融温度を上昇させるために、二重液体化熱処理に、粒界溶融温度を上げ、各成分の有害相を溶解するために、第１の熱処理の温度よりも高い温度での第２の熱処理に供される。一実施形態では、二重液体化予熱処理は、Ｎｉ基超合金の主要な粒界溶融成分である共晶ガンマプライム相の約９５～９９％を除去することができる。一実施形態では、予熱処理のための加熱は、各構成要素を取り囲む加熱コイルを利用して達成することができる。

【0018】

上記の代替実施形態では、粒界溶融を低減するために、２つの構成要素の接合面が電気めっきされ、好ましくはニッケルめっきされる。この実施形態では、電気めっきプロセスによって表面に堆積されたニッケルの薄層のみが、修理プロセスの加熱部分の間に加熱される。ニッケル層のみが加熱されるため、２つの構成要素１２、２２の粒界溶融が低減／防止される。

【0019】

前に述べたように、予備焼結プリフォーム２４は、ろう付け材料粒子および超合金粒子を含む粉末混合物から形成され得る。一実施形態では、ろう付け材料粒子は、Ｎｉ－Ｃｌ－Ｘ（式中、Ｘは、Ｂ、Ｓｉ、Ｔｉ、Ｚｒ、およびＨｆ、ならびにそれらの組み合わせからなる群から選択される。）の粉末組成物を含む。

【0020】

ろう付け材の超合金粒子組成は、機械加工された翼１２の母材の組成に対応し得る。例えば、ガスタービンブレードなどの部品は、卑金属ＩＮ６２０３、Ｒｅｎｅ８０、またはＩＮ９３９を含み得る。ろう付け材料粒子と超合金粒子との粉末混合物は、ろう付け材料粒子に対する超合金粒子の比が８０／２０重量％、７０／３０重量％、または６０／４０重量％であり得る。予備焼結されたプリフォーム２４のように、ろう材粒子よりも超合金粒子の割合が高い粉末混合物は、修理される超合金成分の組成に近いことが好ましいため、修理された部分の特性が可能な限り超合金部品の特性に近くなるようにする。一実施形態では、超合金粉末は、翼１２の組成よりも高いガンマプライム合金である。例えば、約６５％のガンマプライムである合金２４７は、接合部でより良いクリープおよび熱疲労特性を達成するために、６５％未満のガンマプライムを有するＲｅｎｅ ８０またはＩＮ ６２０３で構成される翼の接合面に適用される予備焼結プリフォーム２４において利用できる。

【0021】

一実施形態では、積層された翼は、抵抗溶接ユニット２８内に配置され、選択された圧力で接触面に沿って一緒に圧縮される。抵抗溶接ユニット２８の選択された圧力および電流は、局所的な溶融を引き起こすのに十分であるべきであるが、接合された翼１２の特性を著しく変化させてはならない。抵抗溶接ユニット２８は、積層された翼が銅空洞内に運ばれるように銅空洞を備えることができる。抵抗溶接ユニット２８の概略図を図３に見ることができる。その後、圧縮中に、表面が接触するとすぐに、電流が銅空洞を通過し、溶融が始まる接触表面で局所的な加熱が発生する。したがって、予備焼結プリフォーム２４および加熱領域３０を画定する接合面２０、２６のみが加熱される。機械加工された翼１２と置換セクション２２とが互いに結合されるとすぐに、電流の流れを停止する。

【0022】

一実施形態では、使用されるろう付け材料が上記のようにＮｉ－Ｃｌ－Ｘである場合、抵抗ろう付けは、約１２５０℃で予備焼結プリフォーム２４内のろう付けを溶融する。翼１２の接合面２０、２６および置換セクション２２もこの温度に達するが、表面２０、２６が上記のように予熱処理またはニッケル電気めっきされた場合、これらの表面２０、２６は、粒界溶融を経験しないであろう。

【0023】

翼の構造に影響を与えることなく、短期間でろう付けプリフォーム２４を溶融して接合面に接合することは有用である。このプロセスにより、ＸがＴｉ、Ｚｒ、およびＨｆであるＮｉ－Ｃｒ－Ｘを含む高温ろう付け材料を使用して、卑金属に近い疲労特性を達成することが可能となる。対照的に、ＢおよびＳｉを含むろう付け材料は、脆いホウ化物およびケイ化物を形成し、翼の動作に必要な疲労能力は達成されない。

【0024】

抵抗ろう付けプロセスでの加熱が停止した後、接合された翼１２は、抵抗溶接ユニット２８からのその後の除去のために冷却することができる。一実施形態では、接合された翼に対して修理後の拡散熱処理を実施して、ろう付け材料を均質化および拡散させることができる。一実施形態では、拡散熱処理は、接合された翼を、拡散熱処理がろう付け材料の溶融温度未満で行われる真空炉内に配置することを含み得る。

【0025】

提案される方法では、接合する翼の表面は溶融すため、抵抗溶接ではなく抵抗ろう付けという用語が使用される。この方法は抵抗溶接ユニットで実行されるが、接合面の温度は母材の溶融温度をはるかに下回るため、粒界溶融には達しない。したがって、この方法は溶接法ではない。

【0026】

したがって、本開示は、より低い温度で機械加工された翼に置換セクションを接合することができる修理方法を提供し、それにより、翼の粒界溶融を防止または低減することができる。粒界溶融は超合金材料に亀裂を引き起こす可能性があるため、提案される方法は、方法が完了して接合された部品が固化した後、亀裂を防止するか、最小限の亀裂だけが生成する可能性がある。タービンブレードの修理に向けられた実施形態を説明してきたが、提案される方法は、他の超合金部品の修理に拡張することができる。さらに、提案される方法の利点は、接触面に沿った局所的な加熱が、修理された翼の構造材料特性に悪影響を及ぼさないことである。

【0027】

本開示の実施形態は、例示的な形態で開示されているが、当業者には、次の特許請求の範囲に記載されるように、本発明の趣旨および範囲ならびにその同等物を逸脱することなく、その中で多くの修正、追加、および削除を行うことができることが明らかである。

【図1】

【図2】

【図3】