(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン翼形部（１８）に材料を堆積させる方法であって、該タービン翼形部（１８）が先端キャップ（３６）を越えて延在する先端壁（３４）を有していて、該先端壁（３４）が単結晶ミクロ組織を有する第１の合金を含んでおり、当該方法が、
修復構造を形成するため、前記先端壁（３４）に第１の合金の耐高温酸化性よりも耐高温酸化性が大きい第２の合金をレーザによる溶融により堆積させるステップと、
前記レーザのパルス周波数を５Ｈｚに制御し、該レーザのデューティサイクルを制御し、該レーザの出力を５０Ｗ〜１２００Ｗの間で制御し、該レーザの波長を０．０１〜１００マイクロメートルの間で制御し、該レーザの平行移動速度を０．０１ｃｍ／秒〜１００ｃｍ／秒の間で制御し、前記第２の合金の粉末供給量を０．１ｇ／分〜１０ｇ／分の間で制御して、前記修復構造を前記先端壁（３４）の単結晶ミクロ組織と実質的に同じ単結晶ミクロ組織を有するようにするステップと
を含む方法。
【請求項２】
前記第２の合金を堆積させるステップを実施する前に、先端壁（３４）に対して表面前処理プロセスを行なうステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記第２の合金を堆積させるステップを実施する前に、先端壁（３４）の一部分を除去するステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記先端壁（３４）の一部分を除去するステップが、先端壁（３４）内に空隙を形成し、前記第２の合金を堆積させるステップが、空隙内に第２の合金を堆積させて前記修復構造を形成する、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記先端壁（３４）の一部分を除去するステップが、先端壁（３４）内に存在する少なくとも１つの欠損部を除去する機械加工を行うステップを含む、請求項３記載の方法。
【請求項６】
前記第２の合金を堆積させるステップが、先端壁（３４）に該第２の合金の粉末を塗工するステップと、粉末にエネルギー源を加えて該粉末を硬化させて修復構造を形成するステ
ップとを含む、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の方法。
【請求項７】
先端壁（３４）の一部分を除去して該先端壁（３４）内に空隙を形成するステップをさらに含み、
前記第２の合金を堆積させるステップが、
空隙内に粉末を導入するステップと、
レーザを使用して粉末の露出層を焼結するステップと、
前記修復構造が完成するまで導入するステップ及び焼結するステップを反復するステップと
を含む、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
先端壁（３４）の一部分を除去して該先端壁（３４）内に空隙を形成するステップをさらに含み、
前記第２の合金を堆積させるステップが、
レーザを使用して粉末を溶融させるステップと、
溶融粉末を空隙内に堆積させるステップと、
溶融粉末を冷却かつ凝固させて修復構造を形成せしめるステップと
を含む、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項９】
先端壁（３４）の一部分を除去して該先端壁（３４）内に空隙を形成するステップをさらに含み、
前記第２の合金を堆積させるステップが、先端壁（３４）のそれぞれの部分の近傍に第２の合金を含むフィラーワイヤを供給するステップと、フィラーワイヤに前記レーザを適用して、先端壁（３４）に対して該フィラーワイヤを被覆接合させるステップと
を含む、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法。
【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部品の補修に関し、より具体的には、タービン翼形部用の先端部構造の補修に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン用のタービンブレードは一般に、高温強度及び耐高温疲労性ための単結晶ミクロ組織を有するニッケル基又はコバルト基「超合金」の中空鋳造品で製作される。鋳造タービンブレードは、「スキーラチップ」として公知の構造を含むことが多い。スキーラチップは、タービンブレードの断面形状に一致した断面形状を有しかつタービンブレードの半径方向外側端部と一体形であるか又は該半径方向外側端部に取付けられているかいずれかの比較的小さい延長部である。タービンブレード上でスキーラチップを利用することにより、該タービンブレードとシュラウドとの間の摩擦の悪影響を効果的に減少させることができる。
【０００３】
タービンブレードは、酸化性ガス環境中で高い作動温度を受ける。実働使用中に、それらタービンブレード先端部は、酸化及び熱的機械疲労のために破損することが多い。このような破損が発生した時には、先端部は、多くの場合、整備間隔の間にブレード全体を交換するのではなく補修される。タービンブレード先端部の公知の補修には、高い延性を有し、それによって溶接割れが最小になるフィラー材料を使用して、プラズマアーク又はガスタングステンアーク（ＧＴＡ）溶接プロセスで高温において溶接する方法が含まれる。しかしながら、このプロセスで形成した溶接補修部は、実際には多結晶であり、単結晶ではない。従って、このような溶接補修部は、元のタービンブレードと同一の耐熱疲労性を有していない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
上記その他の従来技術の欠点は、本発明によって解決され、本発明は、増強した耐高温酸化性並びに耐高温疲労性を有する補修領域を形成する、翼形部の先端部を補修する方法を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の１つの態様では、先端キャップを越えて延在する先端壁を有するタービン翼形部に材料を体積させる方法を提供するが、該先端壁は単結晶ミクロ組織を有する第１の合金を含む。本方法は、先端壁の少なくとも一部分に、第１の合金の耐高温酸化性よりも耐高温酸化性が大きい第２の合金を堆積させて、該先端壁の結晶方位と実質的に同じ結晶方位を有する修復構造を形成するステップを含む。
【０００６】
本発明の別の態様では、先端キャップを越えて延びる先端壁を有するタービン翼形部の先端壁を交換する方法を提供するが、該タービン翼形部は単結晶ミクロ組織を有する第１の合金を含む。本方法は、タービン翼形部から先端壁を除去するステップと、先端キャップに、第１の合金の耐高温酸化性よりも耐高温酸化性が大きい第２の合金を堆積させて、翼形部の結晶方位と実質的に同じ結晶方位を有する交換先端壁を形成するステップとを含む。
【０００７】
本発明の別の態様では、先端キャップを有するタービン翼形部に先端壁を設ける方法であって、タービン翼形部が単結晶ミクロ組織を有する第１の合金を含んでおり、当該方法が、先端キャップに、第１の合金の耐高温酸化性よりも耐高温酸化性が大きい第２の合金を堆積させて、翼形部の結晶方位と実質的に同じ結晶方位を有する先端壁を形成するステップを含む方法を提供する。
【０００８】
本発明は、添付図面の図と関連させて行った以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】例示的なタービンブレードの斜視図。
【図２】補修前における図１のタービンブレードの一部分の概略側面図。
【図３】洗浄及び前処理ステップ後における図１のタービンブレードの一部分の概略側面図。
【図４】レーザ溶接装置の概略図。
【図５】溶接堆積ステップ後における図１のタービンブレードの一部分の概略側面図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
様々な図全体を通して同じ符号が同様の要素を表している図面を参照すると、図１及び図２は、例示的なタービンブレード１０を示す。タービンブレード１０は、従来通りのダブテール１２を含み、ダブテール１２は、ロータディスク（図示せず）内のダブテールスロットの相補形タングと係合して、運転時にディスクが回転する時に該ディスクに対してブレード１０を半径方向に保持するタングを備えたあらゆる好適な形態を有することができる。ブレードシャンク１４が、ダブテール１２から半径方向外向きに延びかつプラットフォーム１６で終端しており、プラットフォーム１６は、シャンク１４から横方向外向きに突出しかつ該シャンク１４を囲んでいる。中空翼形部１８が、プラットフォーム１６から半径方向外向きに延びる。翼形部１８は、前縁２４及び後縁２６において互いに接合された凹面形の正圧側面外側壁２０及び凸面形の負圧側面外側壁２２を含む外側壁を有する。後縁２６は、図示した孔２８のような後縁冷却通路を組入れることができる。翼形部１８は、根元部３０及び先端部３２を有する。翼形部１８の半径方向最外側部分は、「スキーラチップ」とも呼ばれる周辺先端壁３４を形成する。先端キャップ３６が、翼形部１８の内部を閉鎖しかつ先端部３２から半径方向内側に僅かな距離だけ凹設した状態で位置している。翼形部１８は、高温ガスストリームからエネルギーを取出しかつロータディスクの回転を生じさせるのに適したあらゆる構成を取ることができる。ブレード１０は、ガスタービンエンジン内の高い作動温度において許容可能な強度を有するニッケル基超合金（例えば、Ｒｅｎｅ８０、Ｒｅｎｅ１４２、Ｒｅｎｅ  Ｎ４、Ｒｅｎｅ  Ｎ５）のような公知のタイプの好適な「超合金」で一体形鋳造品として形成されるのが好ましい。ブレード１０は、単結晶（「ＳＸ」）のような選択した結晶ミクロ組織で形成されることになる。
【００１１】
タービンブレード１０の内部は、大部分が中空であり、かつサーペンタイン通路を形成した壁、リブ、乱流促進器（「タービュレータ」）などのような幾つかの公知のタイプの内部冷却機構を含む。このタービンブレード１０は高圧タービンブレードであるが、本発明の原理は、あらゆるタイプのタービン翼形部に適用可能である。
【００１２】
運転中に、タービンブレード１０は、酸化環境を構成する高温燃焼ガスの流れに曝される。実働使用の期間の後に、タービンブレード１０には、例えば符号「Ｃ」で示す疲労割れ及び例えば符号「Ｏ」（図２参照）で示す酸化による材料喪失のような欠損部が生じる。
【００１３】
そのような欠損部を補修する先端部補修方法の最初のステップは、存在する可能性があるあらゆる皮膜材料（耐腐食性又は耐熱性皮膜）を先端部３２から剥取ることである。皮膜材料は、グリットブラスト、化学薬品浴などのようなあらゆる好適な方法を使用して或いはそのような方法の組合せによって剥取ることができる。剥取るステップの後に、先端部３２は、必要に応じてフッ化物イオン洗浄のようなプロセスを使用して清浄化することができる。
【００１４】
次に、あらゆる損傷部分は、必要に応じて切断するか又は手当して欠損部からあらゆる異物を除去し、かつ清浄接合表面を備えまたその後の補修のための適切なアクセスを有する空隙「Ｖ」を各欠損部位内に設けるようにする。これは、それに限定されないが研削又は切削のような機械加工法を含む様々な方法を使用して達成することができる。一部の用途では、先端壁から、１以上の層を除去することができる。他の用途では、先端壁から、１以上の選択領域を除去することができる。図３には、このステップの結果を示す。
【００１５】
次に、空隙Ｖは、レーザ溶接を使用して充填することができる。レーザ溶接用の好適な装置の実施例は、本出願と同一の出願人による、Ｓｃｈｅｌｌ他の米国特許第５６２２６３８号に開示されており、かつ図４に概略的に示す。この装置は、レーザ３８、密閉形ビーム送給導管４０、レーザ集束光学装置４２、部品位置決めシステム４４、部品位置及びレーザ経路制御用のビジョンシステム４６、オプションの予熱ボックス（図示せず）、並びに粉末チューブ５０を備えた粉末供給システム４８を含む。装置の個々の部品の作動及び協調は、コンピュータシステム制御装置５２により制御される。
【００１６】
図４に示す装置を使用して、１回又はそれ以上のパス（通過）で空隙Ｖ内に溶融合金粉末を堆積させる。それに代えて、粉末は、堆積させ、次に加熱して、該粉末を溶融させかつ先端壁３４に対して融着させることができ、或いはフィラー合金は、ワイヤの形態で供給することができる。粉末合金組成物は、翼形部１８の基体合金よりも良好な高温における耐酸化性を有する材料であるのが好ましい。好適な粉末組成物の１つの非限定的な実施例は、重量％で以下の、つまり０．０１〜０．０３％のＣ、７．４〜７．８％のＣｒ、２．９〜３．３％のＣｏ、５．３〜５．６％のＴａ、７．６〜８．０％のＡｌ、３．７〜４．０％のＷ、０．０１〜０．０２％のＢ、０．１２〜０．１８％のＨｆ、１．５〜１．８％のＲｅ、０．５〜０．６％のＳｉ、残部Ｎｉ及び不可避不純物の近似組成を有するニッケル基合金である。
【００１７】
正確なプロセスパラメータは、特定の用途に合せて変化させることができる。例えば、レーザビームは、任意の周波数で連続して又はパルスとして作動させることができ、またレーザデューティサイクルは、０〜１００％とすることができる。レーザ出力は、約５０Ｗ〜約１２００Ｗとすることができる。レーザ波長は、約０．０１〜１００ミクロンとすることができる。平行移動速度は、約０．０１ｃｍ／秒〜約１００ｃｍ／秒とすることができる。粉末供給量は、約０．１ｇ／分〜約１０ｇ／分とすることができる。この図示した実施例では、パルスレーザビームは、２００Ｗのピーク出力、５Ｈｚのパルス周波数及び５０％デューティサイクルの状態で使用している。平行移動速度は、およそ０．５７ｃｍ／秒（０．２２５インチ／秒）である。
【００１８】
図５に示すように、レーザ溶接プロセスにより、各欠損部の位置において先端壁３４に冶金学的結合した凝固溶接充填体「Ｆ」が形成される。プロセスパラメータの適正な制御により、このプロセスは、翼形部１８の残部の結晶方位と同一の結晶方位（例えば、単結晶）を溶接充填体Ｆ内に生成する。レーザ溶接プロセスが終了すると、機械加工、研削、被覆などの公知のプロセスによって、溶接充填体Ｆをさらに成形して、先端壁３４を元の寸法及び状態に戻すことができる。
【００１９】
上記した方法は、組成変更により先端部の耐酸化性を高めることによって補修先端部の実働使用寿命を増大させる。言い換えると、レーザ堆積させた新規な先端部材料は、基体金属の耐酸化性よりも優れた耐酸化性を有する。このことは、実働使用中に補修先端部構造を「焼損」に対して耐性があるものにする。さらに、その単結晶ミクロ組織を備えたレーザ溶接補修先端部は、従来技術のアーク溶接プロセスで生成した多結晶溶接ミクロ組織と比較した時に、より良好な耐熱疲労割れ性を備えることになる。
【００２０】
以上の説明は、ガスタービンエンジン翼形部及びその先端部構造を補修する方法を説明している。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せずにそれらの実施形態に対して様々な修正を加えることができることは、当業者には明らかであろう。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ついての上記の説明は、例示の目的で示すものであって、限定を目的とするものではない。
【符号の説明】
【００２１】
Ｃ  割れ
Ｏ  酸化
Ｖ  空隙
Ｆ  凝固溶接充填体
１０  タービンブレード
１２  ダブテール
１４  ブレードシャンク
１６  プラットフォーム
１８  中空翼形部
２０  正圧側面外壁
２２  負圧側面外壁
２４  前縁
２６  後縁
２８  孔
３０  根元部
３２  先端部
３４  先端壁
３６  先端キャップ
３８  レーザ
４０  ビーム送給導管
４２  レーザ集束光学装置
４４  部品位置決めシステム
４６  ビジョンシステム
４８  粉末供給システム
５０  粉末チューブ
５２  コンピュータシステム制御装置
【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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