(57)【要約】【課題】金属ボンディングコート（２２）及びセラミックトップコート（２４）を備えた断熱皮膜システムを含む金属タービン構成部品を補修する方法を提供する。【解決手段】本方法は、（ａ）機械的プロセスを使用してトップコート（２４）を除去するステップと、（ｂ）構成部品の材料が実質的に全く除去されないように、該構成部品から金属ボンディングコート（２２）を部分的に剥取るステップと、（ｃ）タービン構成部品内の少なくとも１つの欠陥を補修するステップと、（ｄ）タービン構成部品に新しい金属ボンディングコート（２６’、２８’）を施工するステップと、（ｅ）金属ボンディングコート（２６’、２８’）を覆って新しいセラミックトップコート（２４’）を施工するステップとを含む。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
金属ボンディングコート（２２）及びセラミックトップコート（２４）を備えた断熱皮膜システムを含む金属タービン構成部品（１２）を補修する方法であって、
（ａ）機械的プロセスを使用して前記トップコート（２４）を除去するステップと、
（ｂ）前記構成部品の材料が実質的に全く除去されないように、該構成部品から前記金属ボンディングコート（２２）を部分的に剥取るステップと、
（ｃ）前記タービン構成部品（１２）内の少なくとも１つの欠陥を補修するステップと、
（ｄ）前記タービン構成部品（１２）に新しい金属ボンディングコート（２６’、２８’）を施工するステップと、
（ｅ）前記金属ボンディングコート（２６’、２８’）を覆って新しいセラミックトップコート（２４’）を施工するステップと、を含む、
方法。
【請求項２】
前記トップコート（２４）が、グリットブラスト法によって除去される、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記ボンディングコート（２２）が、フッ化物イオンクリーニング法によって部分的に除去される、請求項１または２記載の方法。
【請求項４】
前記新しい金属ボンディングコート（２６’、２８’）が、金属層（２６’）及びその上に位置したアルミナイド層（２８’）を含む、請求項１乃至３のいずれか１項記載の方法。
【請求項５】
前記金属層（２６’）が、約３ミル〜約５ミルの厚さに施工される、請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
【請求項６】
前記金属層（２６’）が、ＭＣｒＡｌＸ皮膜であり、ここで、Ｍが、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｃｏ及びそれらの組合せから成る群から選択され、またＸが、イットリウム又は希土類元素である、請求項１乃至５のいずれか１項記載の方法。
【請求項７】
前記金属層（２６’）が、重量で約１８％のクロム、１０％のコバルト、６．５％のアルミニウム、２％のレニウム、６％のタンタル、０．５％のハフニウム、０．３％のイットリウム、１％のシリコン、０．０１５％のジルコニウム、０．０６％の炭素及び０．０１５％の硼素から本質的に成り、残部がニッケルである、請求項１乃至６のいずれか１項記載の方法。
【請求項８】
前記金属タービン構成部品（１２）が、ニッケル基超合金で形成される、請求項１記載の方法。
【請求項９】
前記少なくとも１つの欠陥が、ロウ付け法又は溶接法によって補修される、請求項１乃至８のいずれか１項記載の方法。
【請求項１０】
（ａ）金属本体と、
（ｂ）前記金属本体に施工されたボンディングコートと、
（ｃ）前記ボンディングコートの上に位置したセラミックトップコート（２４’）と、
を含み、前記ボンディングコートが、
（ｉ）ニッケル基合金の第１の金属層（２６）と、
（ｉｉ）前記第１の層の上に位置するニッケル基合金の第２の金属層（２６’）と、を含む
補修金属タービン構成部品（１２）。
【請求項１１】
前記ボンディングコートが、前記第１及び第２の金属層の上に位置した状態で配置されたアルミナイド層（２８’）をさらに含む、請求項１０記載の補修金属タービン構成部品（１２）。
【請求項１２】
前記第２の金属層（２６’）が、約３ミル〜約５ミルの厚さである、請求項１０または１１記載の補修金属タービン構成部品（１２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジン構成部品の補修に関し、より具体的には、セラミック断熱皮膜を組入れたタービン構成部品の補修に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、燃焼器及び１つ又はそれ以上の下流タービンを備えた「高温セクション」を含む。高温セクション内の構成部品は、運転時に高温腐食ガスストリームに曝され、この高温腐食ガスストリームによりそれら構成部品の有効寿命が制限される。従って、これらの構成部品は一般的に、耐熱コバルト又はニッケル基「超合金」で製作され、かつ多くの場合に耐食性及び／又は耐熱性材料、具体的にはセラミック断熱皮膜（ＴＢＣ）で被覆される。
【０００３】
そのような構成部品の実施例には、それに限定されないが高圧タービンブレード及びノズル、並びにタービンブレードシュラウドが含まれる。保護皮膜の使用にも拘らず、そのような構成部品は一般に、実働使用時において割れ、損傷又は材料損失のような欠陥を生じる。
【０００４】
エンジン運転後におけるこれらの構成部品は一般に、活性拡散修復（「ＡＤＨ」）のようなロウ付け法（プロセス）、又は高温での超合金溶接（「ＳＷＥＴ」）のような溶接法（プロセス）によって補修される。補修を成功させるためには、構成部品は、清浄にしかつ欠陥の界面には酸化物がないようにしなければならない。
【０００５】
実働使用で割れが生じたＴＢＣ被覆構成部品を補修するために使用する１つの従来型の方法（プロセス）は、グリットブラスト法及び化学的ストリッピング法の組合せによって、セラミックトップコート及び金属ボンディングコートを含むＴＢＣ皮膜を完全に剥取る（ストリッピングする）ことである。これらの２つのプロセスは、これらプロセスが本来的に人手によるものであることによる低労働コスト生産性、プロセスのバラツキ及び作業のやり直しを含む幾つかのマイナス面を有し、またそれらマイナス面にはさらに、高いスクラップ発生率を引き起こす、化学的ストリッピング法の間における構成部品壁損失が含まれる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
先行技術のこれらの及びその他の欠点は、本発明によって対処され、本発明は、被覆タービン構成部品の材料厚さを維持しながら、該構成部品を補修する方法を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の態様によると、金属ボンディングコート及びセラミックトップコートを備えた断熱皮膜システムを含む金属タービン構成部品を補修する方法を提供する。本方法は、（ａ）機械的プロセスを使用してトップコートを除去するステップと、（ｂ）構成部品の材料が実質的に全く除去されないように、該構成部品から金属ボンディングコートを部分的に剥取るステップと、（ｃ）タービン構成部品内の少なくとも１つの欠陥を補修するステップと、（ｄ）タービン構成部品に新しい金属ボンディングコートを施工するステップと、（ｅ）金属ボンディングコートを覆って新しいセラミックトップコートを施工するステップとを含む。
【０００８】
本発明の別の態様によると、補修金属タービン構成部品は、（ａ）金属本体と、（ｂ）金属本体に施工されたボンディングコートと、（ｃ）ボンディングコートの上に位置したセラミックトップコートとを含み、ボンディングコートは、（ｉ）ニッケル基合金の第１の金属層と、（ｉｉ）第１の層の上に位置するニッケル基合金の第２の金属層とを含む。
【０００９】
添付図面の図と関連させてなした以下の説明を参照することによって、本発明は、最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】その中に１つ又はそれ以上の欠陥を有する実働運転タービンノズルの斜視図。
【図２】その中の欠陥を示す、図１のタービンノズルのベーンの一部分の拡大断面図。
【図３】ＴＢＣトップコートの除去後における、図２のベーンの図。
【図４】ＴＢＣボンディングコートの部分的剥取り後における、図３のベーンの図。
【図５】割れ補修後における、図４のベーンの図。
【図６】ボンディングコート施工後における、図５のベーンの図。
【図７】アルミナイド皮膜の再施工後における、図６のベーンの図。
【図８】新しいＴＢＣトップコートの施工後における、図７のベーンの図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
様々な図全体を通して同じ参照符号が同様の要素を表している図面を参照すると、図１は、例示的なタービンノズルセグメント１０を示している。ガスタービンエンジンは、環状アレイの形態で配置された複数のそのようなセグメント１０を含むことになる。タービンノズルセグメント１０は、被覆金属タービン構成部品の単なる実施例にすぎず、本明細書で説明する補修方法は、その他の構成部品に対しても同様に適用可能であり、それらその他の構成部品の非限定的な実施例には、燃焼ライナ、回転タービンブレード及びタービンシュラウドが含まれる。
【００１２】
タービンノズル１０は、アーチ形外側バンド１４とアーチ形内側バンド１６との間に配置された第１及び第２のノズルベーン１２を含む。ベーン１２は、その下流に設置されたタービンロータ（図示せず）に対して燃焼ガスを最適に導くように構成された翼形部を形成する。外側及び内側バンド１４及び１６は、それぞれノズルセグメント１０を通るガス流の外側及び内側半径方向境界を形成する。ベーン１２の内部は、主として中空であり、かつ蛇行通路、リブ、乱流プロモータ（「タービュレータ」）などを形成した壁のような公知のタイプの幾つかの内部冷却機構を含むことができる。ベーン１２は、その中に形成された複数の従来型の冷却孔１８及び後縁スロット２０を有することができる。ベーン１２並びにバンド１４及び１６内に少なくとも指定の最少量の材料（すなわち、最低壁厚さ）を存在させることは、タービンノズルベーンセグメント１０の構造的完全性及び空気力学的性能を維持するために重要である。
【００１３】
そのようなノズルセグメント１０及び他の高温セクション構成部品は一般に、ガスタービンエンジン内での高い運転温度において許容可能な強度を有するコバルト又はニッケル基超合金（例えば、ＲＥＮＥ８０、ＲＥＮＥ１４２、ＲＥＮＥ  Ｎ４、ＲＥＮＥ  Ｎ５、ＲＥＮＥ  Ｎ６）で１つ又はそれ以上のセクションとして鋳造される。
【００１４】
ＲＥＮＥ  Ｎ５は、特に普通に使用される１つの合金であり、重量％で、約７．５％のコバルト、約７．０％のクロム、約１．５％のモリブデン、約５％のタングステン、約３％のレニウム、約６．５％のタンタル、約６．２％のアルミニウム、約０．１５％のハフニウム、約０．０５％の炭素、約０．００４％の硼素、約０．０１％のイットリウム、残部のニッケル及び微量元素の基準組成を有する。
【００１５】
タービンノズルセグメント１０は、公知のタイプのＴＢＣ皮膜システムで被覆される。図２は、ベーン１２の１つの一部分を示している。皮膜システムは、ボンディングコート２２及びセラミック材料のトップコート２４を含む。ＴＢＣ皮膜の様々な層の厚さは、明確にするために誇張している。
【００１６】
広く使用されている金属ＴＢＣボンディングコートの実施例には、ＭＣｒＡｌＸオーバレイ皮膜（ここで、Ｍは、鉄、コバルト及び／又はニッケルであり、またＸは、イットリウム又は希土類元素である）、並びにアルミニウム金属間化合物、卓越ベータ層ニッケルアルミナイド及びプラチナ修飾ニッケルアルミナイド（ＰｔＡｌ）を含む拡散皮膜のような合金が含まれる。
【００１７】
ＭＣｒＡｌＸ皮膜の実施例は、商業的にはＢＣ５２として知られており、重量で、約１８％のクロム、１０％のコバルト、６．５％のアルミニウム、２％のレニウム、６％のタンタル、０．５％のハフニウム、０．３％のイットリウム、１％のシリコン、０．０１５％のジルコニウム、０．０６％の炭素及び０．０１５％の硼素、並びに残部がニッケルの基準組成を有する。ＢＣ５２及び他のボンディングコートは、物理蒸着（ＰＴＤ）法、特に電子ビーム物理蒸着（ＥＢＰＶＤ）法、並びに熱溶射法、特にプラズマ溶射（空気、低圧（真空）又は不活性ガス）法及び高速酸素燃料溶射（ＨＶＯＦ）法のようなプロセスによって施工することができる。
【００１８】
ボンディングコート２２の外側部分は、アルミナイディング法（プロセス）によってオーバコートして、Ａｌ含有量を増大させて環境耐性を高めるようにしながら、トップコート２４を固定するのに適切な表面粗さを維持しかつ該ボンディングコート２２内の空隙を密封するようにする。従って、完全なボンディングコート２２は、金属層２６及びアルミナイド層２８を含む。例えばパック浸炭法、蒸気雰囲気法、局所粉末塗布法などの様々なアルミナイディングプロセスが知られている。
【００１９】
セラミックトップコート２４は、あらゆる好適なセラミック材料を単独で又は他の材料と組合せて含むことができる。例えば、セラミックトップコート２４は、完全又は部分安定化したイットリア安定化ジルコニア及び同様のもの並びに当技術分野では公知の他の低伝導性酸化物皮膜材料を含むことができる。被着のための１つの好適な方法は、電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）法によるものであるが、空気プラズマ溶射（ＡＰＳ）法のようなプラズマ溶射被着プロセスも用いることができる。
【００２０】
エンジン運転時には、ベーン１２は、局所的ガスストリーム過剰温度又は該ベーン１２上に衝突する異物により生じる可能性があるような損傷を受けるおそれがある。一例として、図１及び図２には、割れ「Ｃ」のような欠陥を有するものとしてベーン１２を示している。図２に示すように、割れは、ＴＢＣトップコート２４、ボンディングコート２２及びベーン１２の壁に貫入している。
【００２１】
作業の実施例としてベーン１２を使用して、ＴＢＣ被覆構成部品を図３〜図７を参照して次の通りに補修することができる。最初に、グリットブラストプロセスのような機械的ストリッピング方法を使用してトップコート２４を除去する。機械的ストリッピングプロセスパラメータは、トップコート２４及び場合によってはボンディングコート２２の一部を除去するが、ベーン１２の如何なるベース材料にも貫入しないように選択される。好適なストリッピングプロセスの実施例は、１２０〜２４０グリットアルミニウム酸化物粒子を用いて約１３８ｋＰａ（２０ｐｓｉ）〜約４１４ｋＰａ（６０ｐｓｉ）の空気圧を使用した軽グリットブラストである。図３に、その結果を示している。
【００２２】
次に、ボンディングコート２２は、フッ化水素及び水素ガスを使用したノズルセグメント１０の高温気相処理である公知のフッ化イオンクリーニング（ＦＩＣ）法により清浄化される。ＦＩＣプロセスパラメータは、ボンディングコート２２のアルミナイド層２８を除去するが、ベーン１２の表面３０まで金属層２６に貫入しないように選択される。好適なＦＩＣプロセスの実施例は、作業温度における約２〜８時間の浸漬時間で約２〜９％のフッ化水素／水素のガス雰囲気中において、約１０３８°Ｃ（１９００°Ｆ）〜約１０９３°Ｃ（２０００°Ｆ）の作業温度まで部品を加熱することから成ることができる。言い換えれば、ＦＩＣプロセスは、ボンディングコートの幾らかを残存した状態で残すようにする。このことは、ベース金属浸食が、実質的に全く生じないことを保証する。これと対照的に、先行技術のストリッピングプロセスは、ボンディングコート２２の完全な除去に焦点を当てており、そのことは、不可避的にベーン１２における壁厚さ損失を生じさせる。図４は、ＦＩＣプロセス後におけるベーン１２を示している。ボンディングコート２２の最低量、例えば約０．０３ｍｍ（０．００１ｉｎ）のボンディングコート厚さは、ＦＩＣプロセス後において部品表面に無傷の状態で残さなければならない。初期ボンディングコート厚さの約半分が、無傷の状態で残るのが好ましい。
【００２３】
次に、上記のＡＤＨ又はＳＷＥＴプロセスのような従来型のロウ付け又は溶接プロセスを使用して、必要な箇所で割れ補修が行われる。図５は、ベーン１２における割れＣを埋めたロウ付け被着物「Ｗ」を示している。通常の予想に反して、ボンディングコート２２の一部が依然として所定の位置に存在している場合でさえも、満足なロウ付け及び溶接補修を行うことができることが判った。この特有の結果は、ボンディングコート２２からアルミニウムを除去するＦＩＣプロセスを使用することによって達成される。
【００２４】
補修が完了すると、ＴＢＣシステムを再施工することができる。最初に、金属フラッシュコートを施工する。例えば、その厚さが約０．０８ｍｍ（３ミル）〜約０．１３ｍｍ（５ミル）の上述のＢＣ５２材料の層２６’を施工することができる。次に、図７に示すように、アルミナイド皮膜２８’を再施工する。最後に、図８で分かるように、セラミックＴＢＣトップコート２４’を施工する。このようにして、完成したベーン１２は、実働使用に戻すための準備が整った状態になる。
【００２５】
上述のプロセスによって補修した構成部品の高温、例えば１０９３°Ｃ（２０００°Ｆ）での加熱炉サイクル試験では、取換えたＴＢＣ皮膜システムは、ガスタービンエンジンにおける実働使用に戻すのに満足すべきものであることを示した。実際に、試験によると、補修ＴＢＣシステムは、ＯＥＭＴＢＣ皮膜システムよりも高温においてより多くのサイクルに耐えることができることを示している。
【００２６】
前述のものは、ガスタービンエンジン被覆高温セクション構成部品を補修する方法について説明している。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、それらの実施形態に対する様々な変更を加えることができることが当業者には分かるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態に関する前述の説明は、限定のためではなく、例示のためのみに提示している。
【符号の説明】
【００２７】
１０  タービンノズルセグメント
１２  第１及び第２のノズルベーン
１４  アーチ形外側バンド
１６  アーチ形内側バンド
１８  冷却孔
２０  後縁スロット
２２  ボンディングコート
２４  トップコート
２４’  新しいセラミックトップコート
２６  金属層
２６’  新しい金属層
２８  アルミナイド層
２８’  新しいアルミナイド層
３０  ベーンの表面
Ｃ  割れ
Ｗ  ロウ付け被着物
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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