(57)【要約】【課題】ガスタービン・エンジンの構成部品などの部品を、内部空間を有するように形成又は再生するための方法を提供する。【解決手段】部品を、内部空間を有するように形成又は再生するための方法。内部空間内に配置されることになる少なくとも１つの部分を有する耐火性金属のブロッキング要素を配置する。材料は、少なくともレーザークラッディングかあるいは拡散ろう付けのいずれか一方によって添加される。ブロッキング要素は、内部空間に材料が入るのを少なくとも部分的に遮断する。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部空間内に配置されることになる少なくとも１つの部分を有する耐火性金属ブロッキング要素を配置するステップと、
少なくともレーザークラッディングかあるいは拡散ろう付けのいずれか一方によって材料を添加するステップと、
ブロッキング要素を除去するステップ、
を含み、ブロッキング要素が、内部空間に材料が入るのを少なくとも部分的に遮断することを特徴とする、部品が内部空間を有するように形成又は再生する方法。
【請求項２】
前記部分が、既存の内部空間内に挿入される第１の部分と、第２の部分を含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記ブロッキング要素が、本質的に被覆されていない単一の耐火性金属であることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記ブロッキング要素が、本質的に、少なくともセラミック被覆かあるいはニッケルめっきのいずれか一方を有する単一の耐火性金属であることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項５】
前記部品が、前記方法に供する前に、前記内部空間に欠損があったことを特徴とする、請求項５記載の方法。
【請求項６】
前記添加するステップが、第１の成分粉末と第２の成分粉末からなり、第２の成分粉末が重量において主要成分であり、かつ、第１の成分粉末が第２の成分粉末の融点降下剤として機能するような粉末材料の拡散ろう付けを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項７】
前記第１の成分粉末が、その組成において、第２の成分粉末を超える量の融点降下剤を含むことを特徴とする、請求項６記載の方法。
【請求項８】
前記第１の成分粉末と第２の成分粉末が、１：１０から１：２の質量比で存在することを特徴とする、請求項６記載の方法。
【請求項９】
前記第１の成分粉末が、少なくとも２．５％のホウ素を含み、第２の成分粉末が０．５％未満のホウ素を含むことを特徴とする、請求項６記載の方法。
【請求項１０】
前記第１の成分粉末が、少なくとも２％のホウ素を含み、第２の成分粉末が１％未満のホウ素を含むことを特徴とする、請求項６記載の方法。
【請求項１１】
前記第１と第２の成分粉末が、ニッケル基又はコバルト基であることを特徴とする、請求項６記載の方法。
【請求項１２】
前記内部空間が、部品の第１の材料が欠損している損傷部位まで延在することを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項１３】
前記方法が、ベース面を形成するために、前記損傷部位から少なくとも部分的にその他の材料を除去ステップと、
少なくとも前記第１の材料と前記その他の材料に代わり、前記ベース面上に前記材料を添加するステップ、
をさらに含むことを特徴とする、請求項１２記載の方法。
【請求項１４】
前記材料の大部分が前記第１の材料を置き換えるものであることを特徴とする、請求項１２記載の方法。
【請求項１５】
前記ブロッキング要素が、前記部品の内部空間に接する内部面を再形成するのに有効な形状を有する第１の面部分を有し、
その第１の面部分を前記部品の損傷を受けていない部分から少なくとも部分的に突出させるように配置し、かつ、
前記材料を添加するステップが、前記第１の面部分上に前記材料を添加することを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項１６】
前記部品が、内部冷却されるガスタービン・エンジンのタービンセクションの構成部品であることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項１７】
前記材料が、ニッケル基超合金とコバルト基超合金からなる群から選択されることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項１８】
前記部品が、ニッケル基超合金とコバルト基超合金からなる群から選択される基体材料を含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項１９】
前記部品が、エアフォイルを有するブレードであり、かつ、前記材料がそのエアフォイルの先端に沿って添加されることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２０】
前記部品が、エアフォイルを有するブレードであり、かつ、前記材料がそのエアフォイルの後縁に沿って添加されることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２１】
前記材料が、少なくとも２．０ｍｍの深さに添加されることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２２】
前記方法が、前記エアフォイルの外郭を復元するよう、前記材料を機械加工することをさらに含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２３】
前記ブロッキング要素を配置するステップが、予成形されたインサート部材をトリミングすることを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２４】
前記除去するステップが、少なくとも化学的除去かあるいは機械的除去のいずれか一方を含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２５】
前記除去するステップが、引き抜くことを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２６】
前記方法が、前記部品の再設計工程及び再生工程の一部であり、前記部品は、前記内部空間を有することなく稼働していたものであり、かつ、前記内部空間は、少なくとも熱機械疲労によるクリープあるいは酸化のいずれか一方に対する耐性を増大するよう機能することを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項２７】
拡散修復において、耐火性の犠牲金属体を融点降下剤のシンクとして使用する方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ニッケル基又はコバルト基超合金部品の製造、再生及び修復に関する。より詳細には、本発明は、欠陥を有する、摩耗した及び／又は損傷した、タービンと、圧縮機ブレード並びにベーンと、ブレードのアウターエアシールと、移送ダクトセグメントを包含するガスタービン・エンジン部品の修復及び／又は再生に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン・エンジンの部品は、摩耗したり損傷したりする。部品の中程度の摩耗及び損傷でさえも、エンジンの最適な動作の障害となり得る。特に重要な領域には、シールなど、ガス経路と相互作用する種々のブレードとベーンのエアフォイルなどの部品が包含される。摩耗並びに損傷は、それら部品の空力的効果に害を及ぼし、動的力の不均衡を生じさせ、さらに、極端な場合には摩耗／損傷した部品を構造的な危険にさらす場合さえある。
【０００３】
ガスタービン・エンジンの摩耗又は損傷した部品のより多彩な修復法に関する様々な技術が提案されている。米国特許第４，８２２，２４８号公報には、ニッケル基又はコバルト基超合金材料を堆積するのにプラズマトーチを用いることが開示されている。米国特許第５，７３２，４６７号公報には、そのようなタービンの構成要素における亀裂を補修するための、高速フレーム（ＨＶＯＦ）溶射技術と低圧プラズマ溶射（ＬＰＰＳ）技術を開示している。また、米国特許第５，７８３，３１８号公報においても、レーザー溶接とプラズマ転写アーク溶接に加えてＬＰＰＳ技術が開示されている。米国特許第６，０４９，９７８号公報は、ＨＶＯＦ技術のさらに進んだ使用法を開示している。そのような技術は、元の断面、あるいはほぼ元の断面を復元するために、補修材料を堆積させる制限された機能を提供するのである。しかしながら、補修材料の構造的特性は、ベース材料の構造的特性に対応して、実質的に制限される場合がある。米国特許第４，００８，８４４号公報及び第６，５０３，３４９号公報には、液相拡散ろう付けによる修復方法並びに修復材料が開示されている。そのような修復材料は、商品名ターボフィックス（ＴＵＲＢＯＦＩＸ（登録商標））で市販されているものから入手可能である。
【０００４】
亀裂（クラック）は、どちらかといえば細長い（例えば、０．２５ｍｍ以下）である場合が多いが、エンジンが風雨にさらされる状況や酸化の影響によっては、もっと幅が広がる場合がある。細い亀裂に関しては、拡散接合の形成によるクラック補修（即ち、広くするような機械処理をクラックに施すことのない）が好ましい。これは又、金属基体において亀裂の「ヒーリング」とされる。ヒーリングの利点とは、クラックを横切るごくわずかな移動距離により、十分な拡散が可能であり、それにより、クラック内で融点降下剤を材料から放散させて、かつ、ベース材料の組成に非常に近い組成を残しておくことができることである。通常のニッケル基超合金の場合、それにより、ベース材料の機械特性に近い、等温凝固構造体が得られる。
【０００５】
もっと大きな欠陥（例えば、大きな欠損、摩耗領域、あるいはベース材料表面を清浄化にするのにルータ加工（ｒｏｕｔｉｎｇ  ｏｕｔ）を要する汚染されたクラック）の場合、「堆積」補修が必要である（例えば、補修材料部分が、最も近い基体のベース材料から約１ｍｍ以上である場合）。ほとんどの場合、クラック補修と堆積補修の両方に同じ合金混合物を使用することができるが、反復堆積（ビルドアップ）修復に関しては、特別に設計された「予成形品」（即ち、人工物（プロテーゼ））を開発することができる。ビルドアップ修復に関して、必要な拡散距離に相対した拡散時間における制限のために、通常、部分的な等温構造しか得られない。そのため、クラック修復の場合、決まった粒状組織を有するベース合金に非常に似てしまう傾向があるが、ビルドアップ修復では、粗く、球形を有する、微細構造となる。
【０００６】
冷却通路を有する部品に対して、通路が損傷部位又は摩耗部位を横切る場合に、それらの通路を保護するための種々の技術が提案されている。米国特許第６，７４２，６９８号公報は、エアフォイルの後縁領域に沿った溶接修復に使用する耐火性金属のインサート部材を開示している。また、米国特許第５，９３５，７１８号公報には、ろう付け修復並びにはんだ付け修復に用いるインサート部材が開示されている。
【特許文献１】米国特許第４，８２２，２４８号明細書
【特許文献２】米国特許第５，７３２，４６７号明細書
【特許文献３】米国特許第５，７８３，３１８号明細書
【特許文献４】米国特許第６，０４９，９７８号明細書
【特許文献５】米国特許第６，７４２，６９８号明細書
【特許文献６】米国特許第５，９３５，７１８号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、本発明は、内部空間を有するように、ガスタービン・エンジンの構成部品などの部品を形成又は再生する方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の一態様は、内部空間を有するように部品を形成又は再生する方法に関する。耐火性金属のブロッキング要素が、少なくとも空間内の一部に配置される。レーザー被覆加工（クラッディング）あるいは拡散ろう付けの少なくとも一方によって材料を添加することにより、ブロッキング要素が、内部空間へ材料が入るのを少なくとも部分的に遮断することができる。その後ブロッキング要素は除去される。
【０００９】
様々な実施の形態において、内部空間の既存の部分内に導入される第１の部分と第２の部分から、その部分を構成することができる。ブロッキング要素は、本質的に被覆されていない単一の耐火性金属であってよい。ブロッキング要素は、セラミックで被覆された単一の耐火性金属であってよい。部品は、補修前には内部空間がないものであってよい。添加ステップは、第１の成分粉末と第２の成分粉末からなる粉末材料を用いた拡散ろう付けを含んでなるものであってよい。ここで、第２の成分粉末は、重量において上記粉末材料の大部分を占め、かつ、第１の成分粉末は、第２の成分粉末の融点降下剤として機能する。第１の成分粉末は、その組成において、第２の成分粉末の組成における量を十分に超える量の融点降下剤を含むものであってよい。第１と第２の成分粉末は、１：１０〜１：２の質量比で存在し得る。第１の成分粉末は、少なくとも２．５％のホウ素を含み、第２の成分粉末は０．５％未満のホウ素を含んでよい。第１の成分粉末は少なくとも２％のホウ素を含み、第２の成分粉末は１％未満のホウ素を含んでよい。第１と第２の成分粉末は、ニッケル基のものであってよい。内部空間は、部品の第１の材料が欠損した箇所から損傷部位まで延在し得る。本発明の方法は、ベース面を形成するために、損傷部位からその他の材料を少なくとも部分的に除去することをさらに含むものであってよい。材料を添加するステップは、第１の材料と補足的な（その他の）材料に代わり、ベース面の上に少なくとも部分的に材料を添加するものであってよい。材料は、大部分において、第１の材料と置き換えられるものであってよい。ブロッキング要素は、内部空間と接する部品の内部表面部分を再形成するのに効果的な形状を有する第１の面部分を有するものであってよい。配置するステップは、それにより、部品の損傷を受けていない部分から、第１の面部分を少なくとも部分的に突出させるものであってよい。材料を添加するステップは、第１の面部分の上に材料を添加することを含んでもよい。部品は、内部冷却されたガスタービン・エンジンのタービンセクション構成部品であってよい。材料は、Ｎｉ基超合金とコバルト基超合金からなる群から選択してよい。部品は、Ｎｉ基超合金とコバルト基超合金からなる群から選択される基体材料を含んでなるものであってよい。部品は、エアフォイルを有するブレードであってよく、かつ、材料は、エアフォイルの先端に沿って添加されるものであってよい。部品は、エアフォイルを有するブレード又はベーンであってよく、かつ、材料は、エアフォイルの後縁に沿って添加されるものであってよい。材料は、少なくとも２．００ｍｍの深さを有するよう添加してよい。本発明の方法は、エアフォイルの外側輪郭を復元するよう材料を機械加工することをさらに含むものであってよい。ブロッキング要素を配置するステップは、予め形成されたインサート部材をトリミングすることを含んでもよい。除去するステップは、化学的な除去かあるいは機械的な除去の少なくともいずれか一方を含んでよい。除去するステップは、引き抜くことを含んでもよい。本発明の方法は、内部空間及び熱機械疲労に対する耐性を増大する内部空間機能を有することなく稼働していた部品の再設計及び再生工程の一部であってよい。また、本発明は、拡散修復において、耐火性の犠牲金属体を融点降下剤のシンクとして使用する方法を提供する。
【００１０】
本発明の１つ又はより多くの実施態様を、以下の図面と説明により詳細に説明する。本発明のその他の特徴、目的並びに利点は、それら説明と図面、及び特許請求の範囲の記載から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
異なる図面における同様の符号並びに名称は同様の要素を示す。
【００１２】
図１は、タービンの構成部品（例えば、ガスタービン・エンジンのタービンブレード２２）を示している。代表的なブレード２２は、プラットフォーム２８の根元２６から先端３０まで延在するエアフォイル２４を備える。エアフォイルは、正圧側３６と負圧側３８を分ける前縁３２と後縁３４を有する。プラットフォーム２８は、タービンエンジンを通るコア流路の内側境界／壁を形成する外側部分４０を有する。取付け部、即ち、ブレード根元４２は、タービンエンジンのディスク中にブレードを固定するために、プラットフォーム２８の下側中央からぶら下がっている。任意に、全て又はいくつかの部分（例えば、プラットフォーム２８とエアフォイル２４）は被覆されていてもよい。冷却通路網（図１では図示せず）を、根元の１つ以上のインレットからブレード側部、縁、先端及び／又は根元に沿って多数のアウトレットまでブレードを通って延在させてもよい。代表的なブレードは、ニッケル基又はコバルト基超合金からなるものであってよい。
【００１３】
図２は、冷却通路網の部分を示している。図示するブレードと網は、単なる例示である。当業者等であれば、その他の形態のエンベロープ並びに通路も可能であることは認めるであろう。網は、前縁側の通路、即ち、空洞５０とその後方の第２の空洞５２、さらにその後方の第３の空洞５４、及びその後方の第４の空洞、即ち、後縁側スロット５６を具備する。図３は、前縁側の空洞５０により、冷却流６０が内側から外側に方向付けられ、前縁側の壁部６４中の、翼幅方向における前縁の冷却アウトレット通路６２の列を通って徐々に排気されるような実施態様を示している。第２の空洞５２は、壁部６６によって前縁側の空洞５０から隔てられている。代表的な第２と第３の空洞は、壁部６８で分割された１つの通路の区間であり、第２の空洞５２はフロー６８を外側方向において伝え、第３の空洞５４は、その流れを内側方向において戻す。第２と第３の空洞は、正圧側壁部７２と負圧側壁部７４（図２）それぞれの正圧面と負圧面から延在する支柱スタッブ７０又はその他の補強部材を有してもよい。あるいは又、もしくは補足的に、支柱（図示せず）を両側面の間に延在させてもよい。第３の空洞を通る内側のフローは、第３の空洞をスロット５６から隔てる壁部８２中のアパーチャ８０を通って後方から徐々に出る。スロット５６は、後縁まで延在しており、正圧側の壁部と負圧側の壁部それぞれの正圧面と負圧面の間に延在する多数の壁部８４を有する。代表的な実施態様において、先端３０は、壁部９２によって内側の空洞から分離され、フロー６８からの空気を排気するためのアウトレット通路９４を内部に有する先端空洞、即ち、ポケット９０を有する。
【００１４】
図４は、熱機械疲労による亀裂９６などの局限的な損傷を示している。典型的な亀裂９６は、正圧側の壁部７２に存在し、関連する壁部８４の対の間のスロット５６のアウトレット９８から前方／上流に向かって延びている。熱機械疲労による亀裂加えて、あるいはそれに代わり、エアフォイルは、異物による損傷（ＦＯＤ）、及び摩耗、腐食、酸化、又はクリープなどの一般的な損傷の影響を受ける可能性があり、又は製造による欠陥を有する可能性もある。損傷そのものがエアフォイルの内部にまで到達していない場合でさえも、損傷の進入が、修復材料が充満しようとする空洞に十分近い可能性もある。例えば、修復前に損傷した面を清浄にするのが好ましい場合がある。そのような清浄が機械加工を含む場合、機械加工により、空洞が貫通する可能がある。
【００１５】
本発明によれば、補正材料は、空洞、通路又はその他の内部空間部分に関連して適用され得る。好ましい拡散ろう付けは、米国特許第４，００８，８４４号公報に開示されるような液相（ＴＬＰ）形成法の使用を包含するものである。この特許公報の内容は、その全てが本明細書に開示されているのと同様にここに組み入れられる。この方法においては、適用装置により、予混合又は混合された形態で多数の合金からなる粉末が供給される。成分粉末は、ワークピースの特性を考慮して選択することができる。代表的な成分粉末は、ＴＬＰ形成粉末であり、これが主要な粉末である。代表的な主要粉末は、所望する被膜と同様な組成を有するものであってよい。ＴＬＰ粉末は、ホウ素などの融点降下剤を少なくとも１種含む以外は、通常同様の組成を有するものであってよい。
【００１６】
ワークピースは、ニッケル基又はコバルト基超合金基体からなるもの、あるいは（例えば、保護コーティングを有する基体など）そのような基体を含むものであってよい。（例えば、損傷に加えて洗浄と準備に起因して）基体から欠損した材料を補う、あるいは増強する（例えば、製造欠陥を塞ぐ、異種材料で被覆する、あるいはその他の）ために被膜を形成するのに、装置を用いることができる。
【００１７】
材料を適用する前に、適用部位から汚染物質を除去してもよい。局限的、又は全体的に保護コーティングを除去するか、あるいはそのまま残しておいてよい。コーティングを除去するには、グリットブラスト（例えば、セラミックバリアコーティングに対して）、又は酸溶液（例えば、金属コーティングに対しては塩酸／硝酸溶液など）にさらすことによって行うことができる。エンジン稼働中に形成される粘性の酸化物を除去するのに、真空洗浄、フッ化物イオン洗浄などのその他処理工程を使用することができる。酸化生成物が亀裂深部にまで達している場合、フッ化物洗浄が最も適している。腐食生成物の場合、化学的手段あるいはグリットブラストによって除去することも可能である。
【００１８】
亀裂９６に沿ってエアフォイルの欠損した内部面を形成し、かつ、スロット５６内にその他の材料が浸透するのを防ぐのに、裏当て要素１００を使用する。代表的な裏当て要素は、（例えば、ニオブ、タンタル、モリブデン、タングステン及びそれらの合金／組み合わせからなる群から選択される）耐火性金属から形成される。以下で説明するように、環境に応じて、裏当て要素と修復部の間の拡散又は化学反応を防ぐために裏当て要素は（例えば、アルミナなどのセラミックコーティングなどの）保護コーティングを有してもよく、あるいは又、そのような拡散又は化学反応を生じさせるよう、コーティングを有さなくてもよい。裏当て要素は、湿潤特性が特徴の改善に必要とされる場合に、表面の湿潤を促進させるよう、追加的に又は代替的にニッケルでめっきすることができる。代表的な後縁スロット用途の場合、要素１００は、背柱１０２と複数の歯１０４を有するコーム状に形成される。歯は、関連するアウトレット９８内に嵌合するような寸法形状を有し、かつ、正圧側の壁部７０と負圧側の壁部７２の内部面に沿うように配置される正圧側の面と負圧側の面を有する。歯の横方向における面は、隣接するリブ８４の横方向の面に沿うような形態を有する。
【００１９】
コーム状の要素が挿入された後、修復材料であるペーストパッチ１２０が亀裂９６全体に適用され、このパッチ１２０はコーム１００の隣接部分を覆ってもよい。代表的な粘性のペーストは、合金粉末と、汚染を避けるために溶剤を含まない適当な揮発性バインダーを組み合わせて形成される。バインダーは、ペーストを加熱した際に、望ましくない残留物を後に残すことなく燃え尽きることができるものである。ＴＬＰ材料が溶融し始める前にバインダーが（例えば、１，０００・Ｆ（８１０．９２８Ｋ）以下で）燃え尽きることが好ましい。より大型の亀裂、又は亀裂を除去するよう削り取られた（ｒｏｕｔｅｄ  ｏｕｔ）チャネルの場合、亀裂又は削られたチャネル内のコームの歯上の開放領域をパッチで埋めることができる。代表的なバインダーは、米国ミシガン州マジソンハイツのウォールコルモノイ社から入手可能なニクロブレーズ・エス（ＮＩＣＲＯＢＲＡＺ（登録商標）  Ｓ）バインダーである。
【００２０】
接合を開始させるには、ペーストを適用したエアフォイルを加熱する。代表的な工程サイクルにおいて、部品並びにペーストを、適切な保護雰囲気（例えば、不活性ガス、真空又は工程と不利に相互作用しないその他のガス）中で加熱する。典型的な温度は約２，２００・Ｆ（約１４７７．５９Ｋ）（例えば、２，１５０〜２，２７５・Ｆ（１４４９．８２〜１５１９．２６Ｋ））である。典型的な加熱時間は、５〜２４時間（例えば、１０時間）である。この加熱工程の後、部品を急速に冷却してよい。その次に代表的な工程サイクルでは、部品とペーストを保護雰囲気中で、加熱時間を短くするために、より高い温度まで加熱する。代表的な温度は約２，３００・Ｆ（約１５３３．１５Ｋ）（例えば、２，２５０〜２，３５０・Ｆ（１５０５．３７〜１５６０．９３Ｋ））であり、加熱時間は約３０分以下、好ましくは１５分以下であり、その後急速に冷却する。
【００２１】
その後、浸出によってコームを除去することができる。エアフォイルの外郭は、パッチ１２０から形成されたパッチ材料の外部を機械加工することによって復元することができる。その後、部品を熱時効処理に供してよい。被覆を（被覆が元のままである場合、機械加工されたパッチ領域上全体、あるいは局限的に）適用することができる。
【００２２】
図６は、図１のブレードの先端領域における損傷を示している。典型的な損傷では、先端３０において、正圧側の壁部７２に沿ってＴＭＦ亀裂１４０が形成されている。亀裂の分析により、冷却システムの改善が適していることがわかる。例えば、既存の冷却孔／通路１４２が、最も効率的な冷却システムを提供していない場合がある。そのため、本発明の方法によってブレードを再生することにより、それまでは存在しなかった改善された冷却を有するようにブレードを再生することが望ましい。例えば、形状、寸法、孔／通路の分布などを変更することができる。追加の孔、あるいは通路を設けることもできる。
【００２３】
ブレードの先端部分を、切断面１５０を残すように機械加工により除去してよい（図７）。１つ又はより多くの裏当て要素１５２，１５４を、切断面１５０の上に適用することができる。代表的な裏当て要素１５２，１５４は、それぞれが中央の本体１５６を有する。本体１５６からは複数の指１５８が延びている。要素１５２，１５４は又、アパーチャ１６０を具備する。材料１７０（図８）を、先端領域を補って復元するよう、裏当て要素１５２，１５４上全体に堆積することができる。典型的には、レーザークラッド法により、堆積を行う。裏当て要素１５２，１５４からの浸出、並びにさらなる機械加工（例えば、最終的なエアフォイル輪郭とするための加工）後、補われた先端領域は、指１５８によって残された冷却通路／孔を備えるものとなる。いくつかの態様では、主本体１５６により、冷却通路が提供されるよう、プレナムを残すことができる。そのようなプレナムにおいては、切断面１５０のベース材料に対して補われた先端の外側部分を接続／保持する支柱を、孔１６０によって残すことができる。１つ又はより多くの既存の（例えば、面１５０を予め穿孔した）内部空洞５０，５２，５４内へ延びる孔によってプレナムを供給することができる。（例えば、９０に類似の）先端の空洞１８０を、補った先端内において機械加工して、プレナム又は（もしあれば）既存の内部空洞中に穿孔された孔を供給することができる。
【実施例】
【００２４】
（実施例１）
ＰＷＡ１４８４超合金（５重量％のＣｒ、５．６重量％のＡｌ、９重量％のＴａ、６重量％のＷ、３重量％のＲｅ、２重量％のＭｏ、１０重量％のＣｏ、０．１重量％のＨｆ及び残余のＮｉの公称組成を有し、米国特許第６，５０３，３４９号公報において、より広範に特定されている）で形成された複数のベーンのエアフォイルに対して、後縁の修復を行った。後縁を通る、流れ方向の空隙を機械加工するのにカットオフホイールを使用し、亀裂領域を同様の機械加工で除去した場合の空隙をシミュレートした。アルミナで被覆したモリブデンのコームを使用した。アルミナで被覆されたモリブデンのコームを使用した。６０％のＰＷＡ１４８４と、４０％のＰＷＡ３６１１７−１ＴＬＰ又は（例えば、米国特許第６，５０３，３４９号公報の第３欄の最後の段落に開示されるような）低融点合金からなる粉末混合物を用いた。別途特定しない限り、全ての割合は重量％である。ベーンのエアフォイル、並びに補修合金を、保護雰囲気中で約２，２２５・Ｆ（約１４９１．４８Ｋ）の温度まで加熱した。その際の加熱時間は約１０時間であった。加熱に続き、部品を急速に冷却した。補修合金が部品表面を流れて湿らせているのを観察した。これは、補修合金により修復する空隙が満たされたことを示している。
【００２５】
ベース基体２００及び適用した材料２０２の微細構造が明確に見えるようにするために、ベーンの修復領域を、横方向（翼幅方向）及び縦方向（流れ方向）において金属組織学的に切断して標本にし、研磨し、ＡＧ２１エッチング液（乳酸、硝酸及び塩酸を含む、酸混合溶液）でスワッブエッチングした。光学顕微鏡を用いて切断面を観察した。図９及び図１０は、コームを浸出させ、エッチングした後の流れ方向並びに翼幅方向における断面を示している（図９の、流れ方向断面の負圧側における翼幅方向の誤った切削は無視されたい）。観察した材料２０２の微細構造は、典型的なニッケルＴＵＲＢＯＦＩＸ  ＴＬＰによる堆積修復によるものと一致するものであった。材料全体にわたり、無熱共晶相が見られる。材料２０２全体にわたり部分的な等温凝固による微細構造が存在する。
【００２６】
出口スロットの形状寸法２０４が、インサート部材／コームにより、良好に維持された。インサート部材を仮設することが、内部の輪郭形状の再生に重要であることがわかる。冷却通路、又は内部の輪郭形状の寸法は、最初のインサート部材の寸法に左右される。この例では、若干寸法の小さいインサート部材により、修復したスロットのスロット幅が減少した。また、溶融したＴＵＲＢＯＦＩＸ合金が、モリブデンのコームの内部端全体に流れてフラッシュし、フラッシュ領域２０６が形成された。製造環境において、改良されたインサート部材の寸法形状によりフラッシングが完全に防止されない場合、そのようなフラッシングを防ぎ、フラッシュを機械加工によって除去する必要性を排除するのに、従来の内部めっき防止材を使用することができる。被覆されたインサート部材の場合、インサート部材と材料の間の密着力は制限される。（例えば、適当なテーパリングにより）インサート部材の形状が、内部形状とかみ合わないものであった場合、修復後に、インサート部材を化学的に浸出させる必要性を排除するよう、インサート部材を引き抜くことができることが認められた。物理的（機械的）な除去法により、化学的浸出作業を排除することが可能となる。化学的浸出は、通常、補修した部品を酸の混合溶液（例えば、硝酸／硫酸の水溶液）に浸漬することを含む。物理的に除去する場合、浸出ステップを排除することができる。その結果、時間を短縮することができ、必要な設備を減らすことができ、さらには無駄（無駄な酸）を低減することができる。セラミック被覆は、（例えば、ニッケルめっきされた又は被覆されていないインサート部材の湿潤に対して）インサート部材の湿潤を抑制することができる。そのため、比較的非湿潤性のセラミック被覆の場合、溶融合金が内部空洞内にウィッキングするのを制限するのに適切である。湿潤が望ましい場合には、被覆されていない、めっきされたインサート部材が好ましいであろう。
【００２７】
（実施例２）
被覆されていないモリブデンのコームを用いて、同様な後縁の修復を行った。加熱処理条件（パラメータ）は実施例１と同じであった。修復合金が部品表面を流れて湿らせるのが観察されたことにより、修復する空隙を修復合金が満たすのが認められた。目視では、溶融した修復合金と被覆されていないコームの間の相互作用と、被覆されたコームの場合の相互作用との相違は認められなかった。微細構造評価では、以下に説明するようにいくぶん顕著な相違が認められた。
【００２８】
図１１は、コームを除去するまえの修復部分の断面を示している。図１２は、コーム２５２と修復材料２５４の間の界面２５０を示している。コーム２５２は、材料２５４と反応することにより、コーム内の内面に沿って拡散領域２５６を形成する。定量電子マイクロプローブ分析により、拡散領域２５６が、主として、１７％のニッケルと６０％のモリブデンからなることが確認された。拡散領域２５６には、ホウ素も又存在していた。ホウ素レベルの定量判定は、ホウ素の識別特性に対するモリブデンの識別特性からの干渉のため、不可能であった。拡散領域２５６が主としてモリブデンを含むものであるため、化学浸出工程により、純粋なモリブデンのコーム２５２に沿ったこの層を完全に除去することができた。マイクロプローブ分析により、材料２５４が元の基体の化学組成に近い平均組成を有することも判明した。
【００２９】
図１３と図１４は、化学浸出によってスロット２６０からコームを除去した後の断面を示している。図９、図１０と図１３、図１４を比較観察した場合、被覆していないコーム２５２に隣接する修復材料２５４の領域は、ターボフィックス（ＴＵＲＢＯＦＩＸ  ＴＬＰ）による（完全に等温凝固した）亀裂修復の微細構造に非常に似た微細構造を呈し、一方、アルミナ被覆のコームに隣接する材料２０２は、ターボフィックス（ＴＵＲＢＯＦＩＸ  ＴＬＰ）の堆積修復に非常に似ていることがわかる。完全に等温凝固した構造においては、ベース材料と同様の明らかな粒状結晶が認められる。しかしながら、部分的に等温凝固した領域では、主としてベースの合金成分からなる球状層の間に、ホウ素レベルの高い小域が認められた。これは、無熱微細構造が、時間、温度、及びホウ素の拡散経路の有効性に起因して、拡散が制限される傾向があるためであろう。構造的には、完全な等温凝固構造は、ベース金属の強度レベルに近い強度を得られる一方で、無熱構造は、もろく、ベース金属と比較して低強度である。アルミナ被覆のコームに隣接する材料２０２は、モリブデンへのホウ素の拡散を阻害／遮断であることが明らかである一方、被覆されていないコームは、過剰なホウ素のシンク（ｓｉｎｋ）として機能する。ホウ素がシンクすることにより、被覆されていないコームに隣接して堆積された微細構造が改善される。
【００３０】
本発明を１つ又はより多くの実施態様によって説明してきた。しかしながら、本発明の要旨及び範囲から逸脱することなく、種々の変更がなし得ることは理解されるであろう。例えば、本発明の方法は、タービンブレード並びにベーンに特に有用であるが、その他のブレードや、他のタービンエンジン部品、あるいはタービンではない部品にも適用可能である。特定のタービンエンジン部品、その他の部品の細部、並びに特定の摩耗や損傷は、既存の復元方法の細部に影響を与えるであろう。従って、その他の実施態様は、特許請求の範囲の記載に包含される。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】ガスタービン・エンジンのタービンブレードの図である。
【図２】図１のブレードのエアフォイルの翼弦方向における断面図である。
【図３】図１のブレードのエアフォイルの先端部分の正中断面図である。
【図４】損傷を受けた図３のエアフォイルの一部を示す拡大図である。
【図５】再生中の図４のエアフォイルの図である。
【図６】損傷を受けた図３のエアフォイルの一部を示す拡大図である。
【図７】再生中の図６のエアフォイルの図である。
【図８】再生後の図６のエアフォイルの図である。
【図９】インサート部材から浸出後の後縁修復の、流れ（ストリーム）方向における断面の顕微鏡写真である。
【図１０】インサート部材から浸出後の後縁修復の、翼幅方向における断面の顕微鏡写真である。
【図１１】インサート部材の最頂部前の後縁の流れ方向における断面の顕微鏡写真である。
【図１２】図１１を拡大した顕微鏡写真である。
【図１３】インサート部材を除去した後の後縁の、流れ方向における断面の顕微鏡写真である。
【図１４】図１３を拡大した顕微鏡写真である。
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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