(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン全体の経済性を改善するために、ガスタービン翼の損傷翼端の補修コストを低減する補修方法を提供する。【解決手段】以前に運用されていた、ある母材で製作されている損傷ガスタービン翼（４０）が準備される。損傷翼端（５０）から損傷部材を除去する。損傷翼端（５０）を、端部補修済みガスタービン翼（６０）の作動環境中において母材より耐酸化性に優れた、母材とは異なるニッケル基超合金で溶接補修する。この方法は、溶接補修工程後に補修済み翼端（６２）の外側面（８０）を非セラミックコーティングでコーティングする工程を含まない。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
以前に使用されていた、ある母材で製作されている損傷ガスタービン翼（４０）を準備する工程と、
前記損傷ガスタービン翼（４０）の損傷翼端（５０）から損傷部材を除去する工程と、
前記ガスタービン翼の作動環境中においては前記母材より耐酸化性に優れたニッケル基超合金の補修用金属で前記損傷翼端（５０）を溶接補修して、補修済み翼端（６２）を有する端部補修済みガスタービン翼（６０）を形成する工程とを有する損傷ガスタービン翼（４０）の補修方法であって、
前記補修用合金が前記母材と異なる組成を有し、且つ、前記溶接補修工程後に前記補修済み翼端（６２）の外側面（８０）を非セラミックコーティングでコーティングする工程を含まないことを特徴とする補修方法。
【請求項２】
前記方法が、前記溶接補修工程後に前記補修済み翼端（６２）の前記外側面（８０）をセラミックコーティングでコーティングする工程を含まないことを特徴とする請求項１記載の補修方法。
【請求項３】
前記溶接補修工程後に、前記端部補修済みガスタービン翼（６０）を熱処理する工程をさらに含むことを特徴とする請求項１記載の補修方法。
【請求項４】
前記溶接補修工程後に、前記端部補修済みガスタービン翼（６０）を約１８５０°Ｆから約２０５０°Ｆの温度で約１時間から約８時間の時間で熱処理し、引き続き、約１５００°Ｆから約１７００°Ｆの温度で約２時間から約１６時間の時間でエージング熱処理をする工程をさらに含むことを特徴とする請求項１記載の補修方法。
【請求項５】
前記溶接補修工程は、ガスタービン翼の作動環境中における耐酸化性が、公称重量比組成が、クロム約７．４から約７．８パーセント、タンタル約５．３から約５．６パーセント、コバルト約２．９から約３．３パーセント、アルミニウム約７．６から約８．０パーセント、ハフニウム約０．１２から約０．１８パーセント、珪素約０．５から約０．６パーセント、タングステン約３．７から約４．０パーセント、レニウム約１．５から約１．８パーセント、炭素約０．０１から約０．０３パーセント、ボロン約０．０１から約０．０２パーセント、残りはニッケルという合金と同等またはより優れているニッケル基超合金の補修用合金によって前記損傷翼端（５０）を溶接補修する工程を含むことを特徴とする請求項１記載の補修方法。
【請求項６】
前記溶接補修工程は、公称重量比組成が、クロム約７．４から約７．８パーセント、タンタル約５．３から約５．６パーセント、コバルト約２．９から約３．３パーセント、アルミニウム約７．６から約８．０パーセント、ハフニウム約０．１２から約０．１８パーセント、珪素約０．５から約０．６パーセント、タングステン約３．７から約４．０パーセント、レニウム約１．５から約１．８パーセント、炭素約０．０１から約０．０３パーセント、ボロン約０．０１から約０．０２パーセント、残りはニッケルというニッケル基超合金の補修用合金によって損傷翼端（５０）を溶接補修する工程を含み、
補修用合金が母材とは異なる組成を有し、前記方法が、前記溶接補修工程後に非セラミックコーティングで翼端の外側面（８０）をコーティングする工程を含まないことを特徴とする請求項１記載の補修方法。
【請求項７】
前記溶接補修工程は、端部補修済みガスタービン翼を形成するために、公称重量比組成が、炭素０．０１〜０．０３パーセント、マンガン最大０．１パーセント、珪素０．５〜０．６パーセント、燐最大０．０１パーセント、硫黄最大０．００４パーセント、クロム７．４〜７．８パーセント、コバルト２．９〜３．３パーセント、モリブデン最大０．１０パーセント、タングステン３．７〜４．０パーセント、タンタル５．３〜５．６パーセント、チタン最大０．０２パーセント、アルミニウム７．６〜８．０パーセント、レニウム１．５〜１．８パーセント、セレン最大０．００５パーセント、プラチナ最大０．３パーセント、ボロン０．０１〜０．０２パーセント、ジルコニウム最大０．０３パーセント、ハフニウム０．１２〜０．１８パーセント、ニオブ最大０．１パーセント、バナジウム最大０．１パーセント、銅最大０．１パーセント、鉄最大０．２パーセント、マグネシウム最大０．００３５パーセント、酸素最大０．０１パーセント、窒素最大０．０１パーセント、残りはニッケルおよび最大０．５パーセントのその他の元素であるニッケル基超合金の補修用金属によって損傷翼端（５０）を溶接補修する工程を含むことを特徴とする請求項１記載の補修方法。
【請求項８】
ある母材で製作されたエーロフォイル（４２）と、前記母材とは異なる組成のニッケル基超合金の補修用合金で形成されたエーロフォイルの補修済み翼端（６２）とを有する本体（４１）を備えるガスタービン翼であって、
前記ガスタービン翼の作動環境において、前記補修済み翼端（６２）が母材より耐酸化性に優れ、前記補修済み翼端（６２）の外側面（８０）上に非セラミックコーティングを有しないガスタービン翼。
【請求項９】
補修済み翼端（６２）の前記外側面（８０）上にセラミックコーティングを有しないことを特徴とする請求項８記載のガスタービン翼。
【請求項１０】
前記補修用合金は、前記ガスタービン翼の作動環境中における耐酸化性が、クロム約７．４から約７．８パーセント、タンタル約５．３から約５．６パーセント、コバルト約２．９から３．３パーセント、アルミニウム約７．６から約８．０パーセント、ハフニウム約０．１２から約０．１８パーセント、珪素約０．５から約０．６パーセント、タングステン約３．７から約４．０パーセント、レニウム約１．５から約１．８パーセント、炭素約０．０１から約０．０３パーセント、ボロン約０．０１から約０．０２パーセント、残りはニッケルの公称重量比組成の合金と同等またはより優れていることを特徴とする請求項８記載のガスタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は損傷ガスタービン翼の損傷翼端の補修に関し、より詳細には、補修される翼端に非セラミック環境コーティングまたはボンドコートによる再コーティングを行わないような補修に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用ガスタービン（ジェット）エンジンでは、空気をエンジンの前面に吸い込み、軸に搭載された圧縮機で圧縮し、燃料と混合する。その混合気を燃焼し、その結果生じる高温燃焼ガスを同じ軸に搭載されたタービンに通す。タービンは、一連のタービン翼がそこから半径方向外向きに延出している回転体、ならびに回転体および回転体の翼がその中を回転する通路を形成する静止シュラウドを備える。燃焼ガスの流れは、タービン翼のエーロフォイル部分にぶつかってタービンを回転させ、タービンは軸を回転させ、圧縮機に動力を供給する。高温排出ガスが、エンジンの後部から流出し、エンジンおよび航空機を前方へ推進する。さらに、エンジンの中央コアの周りに空気を押し流す、タービン部分から延出する軸によって駆動されるバイパスファンが存在することもある。
【０００３】
現在、タービン翼は、ガスタービンエンジンの作動条件に耐え得る機械的特性を有するニッケル基超合金製である。それらニッケル基超合金は、通常、酸化損傷を防ぐ保護コーティングによってコーティングされている。保護コーティングには、エーロフォイルの外側面上の非セラミックコーティングが含まれる。保護コーティングには、非セラミックコーティングの上を被い、タービン翼を断熱して、そうしない場合よりも高温で長時間タービン翼が作動できるようにするセラミック層も含み得る。運用中に、コーティングが存在するにも拘わらず、タービン翼の中には、ガスタービンの静止シュラウドとの摩擦接触、高温燃焼ガスによる酸化、および粒子の衝突によって、その端部が損傷し得るものがある。タービン翼端に対する損傷が十分に酷くなり、その結果タービン翼の寸法が規定の最小値より減少し、および／またはエンジン全体の性能が許容できなくなると、損傷したタービン翼は運用から取り外される。その後、損傷タービン翼は、補修して運用に戻され得るか、または廃却され得るが、新しいタービン翼はそれぞれ高コストであるので補修するのが好ましい。補修か、または廃却かは、経済性も加味して決定され、したがって、補修のコストが高いほど、タービン翼が補修される可能性が減り、高価な新しいタービン翼が組み込まれる可能性が増す。
【０００４】
現在実施されている従来の補修プロセスでは、隣接する保護コーティングを除去し、端部の損傷部材を除去し、タービン翼の寸法を規定の範囲まで回復するために補修材を盛り、端部領域の外側面を再コーティングし、補修され再コーティングされたタービン翼を熱処理する。
【特許文献１】米国特許第５，８９７，８０１号
【特許文献２】米国特許第６，６０７，６１１号
【特許文献３】米国特許出願第２００３／００４１４３６号
【特許文献４】米国特許第６，５９６，９６３号
【特許文献５】米国特許第６，３５４，７９９号
【特許文献６】米国特許第６，３３４，９０７号
【特許文献７】米国特許第５，７９４，３３８号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ガスタービンエンジン全体の経済性を改善するために、補修コストを低減する必要がある。本発明は、この必要性を満たし、さらに関連する利点を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本手法は、損傷翼端領域を有するガスタービン翼を補修する方法、および補修済みタービン翼を提供する。本手法は、補修済み翼端領域を再コーティングする必要性を低減することにより補修費を低減する。
【０００７】
損傷ガスタービン翼を補修する方法は、以前に運用されていた、ある母材で製作されている損傷ガスタービン翼を準備する工程を含む。ガスタービン翼の損傷翼端から損傷部材を除去する。補修済み翼端を有する端部補修済みガスタービン翼を形成するために、ガスタービン翼の作動環境中において母材より耐酸化性に優れた、母材とは異なるニッケル基超合金の補修用金属で前記損傷翼端を溶接補修する。この方法は、溶接補修工程後に補修済み翼端の外側面を非セラミック保護コーティングでコーティングする工程を含まない。この方法は、溶接補修工程後にセラミックコーティングで補修済み翼端の外側面をコーティングする工程を含まないことが好ましいが、適宜セラミックコーティングを適用してもよい。
【０００８】
この方法は、適宜、溶接補修工程後に端部補修済みガスタービン翼を熱処理する工程をさらに含む。熱処理を実施する場合は、端部補修済みガスタービン翼を、約１８５０°Ｆから約２０５０°Ｆの温度範囲内で約１時間から約８時間の時間で熱処理し、それに引き続き約１５００°Ｆから約１７００°Ｆの温度で約２時間から約１６時間のエージング熱処理をさらに行うのが好ましい。セラミック熱遮蔽コーティングを適用する場合、セラミックコーティングを付着後、適宜これと同じ熱処理を行ってもよい。
【０００９】
損傷翼端を溶接補修するための補修用合金として使用するのに最も好ましいニッケル基超合金は、クロム約７．４〜約７．８パーセント、タンタル約５．３〜約５．６パーセント、コバルト約２．９〜約３．３パーセント、アルミニウム約７．６〜約８．０パーセント、ハフニウム約０．１２〜約０．１８パーセント、珪素約０．５〜約０．６パーセント、タングステン約３．７〜約４．０パーセント、レニウム約１．５〜約１．８パーセント、炭素約０．０１〜約０．０３パーセント、ボロン約０．０１〜約０．０２パーセント、残りがニッケルおよび微量元素である公称重量比組成を有する。さらに好ましくは、損傷翼端を溶接補修するのに使用するニッケル基超合金は、炭素約０．０１〜０．０３パーセント、マンガン最大０．１パーセント、珪素約０．５〜０．６パーセント、燐最大０．０１パーセント、硫黄最大０．００４パーセント、クロム約７．４〜７．８パーセント、コバルト約２．９〜３．３パーセント、モリブデン最大０．１０パーセント、タングステン約３．７〜４．０パーセント、タンタル約５．３〜５．６パーセント、チタン最大０．０２パーセント、アルミニウム約７．６〜８．０パーセント、レニウム約１．５〜１．８パーセント、セレン最大０．００５パーセント、プラチナ最大０．３パーセント、ボロン０．０１〜０．０２パーセント、ジルコニウム最大０．０３パーセント、ハフニウム約０．１２〜０．１８パーセント、ニオブ最大０．１パーセント、バナジウム最大０．１パーセント、銅最大０．１パーセント、鉄最大０．２パーセント、マグネシウム最大０．００３５パーセント、酸素最大０．０１パーセント、窒素最大０．０１パーセント、残りはニッケルおよび最大０．５パーセントのその他の元素である公称重量比組成を有する。
【００１０】
補修用合金は、前記段落のこれら特定の補修用金属と同等またはそれより優れた耐酸化性を有することが好ましい。補修用金属は、約１から約１．５重量パーセントのレニウム、または約０．２から約０．６重量パーセントのハフニウムを含むものなどの、本明細書に開示されたものを変化させたものでもよい。そうではなくて、補修用金属は、全く異なるニッケル基超合金でもよい。
【００１１】
補修されたガスタービン翼は、母材で作られたエーロフォイルを有する本体と、母材とは異なる組成のニッケル基超合金の補修用合金で作られたエーロフォイル翼端とを備える。補修済み翼端の補修用合金は、ガスタービン翼の作動環境において、母材より耐酸化性に優れる。好ましくは、補修済み翼端の外側面には非セラミックコーティングは存在しない。
【００１２】
従来のやり方では、翼端補修後のタービン翼端外側面の再コーティングのために、費用および時間の掛かるいくつかの工程が必要となり、それを避けられない。コーティングが単純な非セラミックアルミナイド環境コーティングまたはボンドコートを含む通常の場合、アルミニウムに富む層が、タービン翼外側面の補修された領域の母材上に、比較的ゆっくりしたプロセスによって付着させられる。時間を掛けて熱処理を行うことによって、アルミニウムに富む層が母材中に拡散する。コーティングが、プラチナアルミナイドなどのより複雑なアルミナイドの場合、アルミニウム層を付着させ拡散熱処理を行う前に、プラチナ層を付着させ拡散熱処理を行うプロセスがさらに必要になる。本手法によって、非セラミックコーティングのための数工程の再コーティングプロセスを実施する必要性が回避される。それによって、補修の費用および処理時間が著しく低減し、損傷タービン翼を補修するか、または高価な新製タービン翼を取り付けるかの決定において、補修をより魅力的な選択肢にしている。本手法によって補修されたタービン翼の性能は、機械的特性および耐環境性共に良好である。
【００１３】
本発明の他の特徴および利点は、例として本発明の原理を示す添付図面と併せ、以下の好ましい実施形態のより詳細な説明から明らかになろう。ただし、本発明の範囲は、この好ましい実施形態に限定されない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図１は、図２に示された、以前に運用されていた損傷ガスタービン翼４０を補修する方法の諸工程を示す。補修を必要とする損傷ガスタービン翼４０が準備される（工程２０）。損傷ガスタービン翼４０は、ある母材で製作された本体４１を有する。好ましくは、母材はニッケル基超合金である。ニッケル基合金は、他の元素より多くのニッケルを有する。ニッケル基超合金は、ガンマプライムおよび／またはその関連相の析出によって強化される。実用のニッケル基超合金の例は、Ｒｅｎｅ（登録商標）  Ｎ５であり、公称重量比組成は、コバルト約７．５パーセント、クロム約７．０パーセント、モリブデン約１．５パーセント、タングステン約５パーセント、レニウム約３パーセント、タンタル約６．５パーセント、アルミニウム約６．２パーセント、ハフニウム約０．１５パーセント、炭素約０．０５パーセント、ボロン約０．００４パーセント、イットリウム約０．０１パーセント、残りはニッケルである。ガスタービン翼４０の本体４１は、単結晶、一方向性多結晶、または方向性が不規則な多結晶でもよい。
【００１５】
損傷タービン翼４０は、運用中、高温燃焼ガスの流れがぶつかるエーロフォイル４２を有する。運用中、損傷タービン翼４０は、エーロフォイル４２から下方に延び、タービンディスクのスロットに係合するダブテール４４によってタービンディスク（図示せず）に装着されている。プラットフォーム４６は、エーロフォイル４２がダブテール４４に結合する領域から長手方向に、外へ向かって延びる。適宜、多数の内部通路がエーロフォイル４２の内部を通って延び、エーロフォイル４２の表面の開口４８を終端とする。運用中、内部通路を通して冷却空気流を流して、エーロフォイル４２の温度を下げる。
【００１６】
損傷タービン翼４０のエーロフォイル４２は、ダブテール４４から遠い損傷翼端５０で終わる。図２の損傷タービン翼４０の損傷翼端５０は、運用中の材料欠損、酸化、および／または腐食によって損傷している。損傷翼端５０の表面からエーロフォイル４２の残りの部分に下に向かって延びる半径方向クラックも存在し得る。欠損した材料は図示されていないが、その場に残っている損傷部材５２は示されている。
【００１７】
図１に戻ると、損傷部材５２は、その後、有効な技法によって除去される（工程２２）。損傷部材５２は、クラックの入った、凸凹した、または酸化した母材を含み、また、損傷部材５２の近傍に、耐環境コーティング、ボンドコート、セラミック熱遮蔽コーティングなど、以前に存在したコーティングの残存物を含む。そのような損傷部材は、その場に残したままにすると、引き続き実施される補修を妨害する。有効な除去技法の例には、放電加工、フライス加工、研削、手仕上げ、エッチングが含まれる。
【００１８】
残った損傷翼端５０は、その後溶接補修される（工程２４）。溶接補修では、補修合金である新たな金属を溶解し、損傷翼端５０上で凝固させて、運用中および工程２２で失われたものに置き換える。溶接補修は、本体４１を形成する母材の組成と異なる組成を有する補修用合金を用いて実施される。補修用合金は、ガスタービン翼の作動環境中において母材より耐酸化性に優れるニッケル基超合金である。耐酸化性は、実際のエンジンの運用、または、燃焼リグ試験などのエンジン運用を模擬した試験のどちらかにおいて測定される。
【００１９】
好ましい一補修用合金の公称重量比組成は、クロム７．４〜７．８パーセント、タンタル５．３〜５．６パーセント、コバルト２．９〜３．３パーセント、アルミニウム７．６〜８．０パーセント、ハフニウム０．１２〜０．１８パーセント、珪素０．５〜０．６パーセント、タングステン３．７〜４．０パーセント、レニウム１．５〜１．８パーセント、炭素０．０１〜０．０３パーセント、ボロン０．０１〜０．０２パーセント、残りはニッケルである。より好ましくは、補修用合金の公称重量比組成は、炭素０．０１〜０．０３パーセント、マンガン最大０．１パーセント、珪素０．５〜０．６パーセント、燐最大０．０１パーセント、硫黄最大０．００４パーセント、クロム７．４〜７．８パーセント、コバルト２．９〜３．３パーセント、モリブデン最大０．１０パーセント、タングステン３．７〜４．０パーセント、タンタル５．３〜５．６パーセント、チタン最大０．０２パーセント、アルミニウム７．６〜８．０パーセント、レニウム１．５〜１．８パーセント、セレン最大０．００５パーセント、プラチナ最大０．３パーセント、ボロン０．０１〜０．０２パーセント、ジルコニウム最大０．０３パーセント、ハフニウム０．１２〜０．１８パーセント、ニオブ最大０．１パーセント、バナジウム最大０．１パーセント、銅最大０．１パーセント、鉄最大０．２パーセント、マグネシウム最大０．００３５パーセント、酸素最大０．０１パーセント、窒素最大０．０１パーセント、残りはニッケルおよび最大０．５パーセントのその他の元素である。他の補修用合金が使用される場合は、それらは、これらの合金と同等またはより優れた耐酸化性を有することが好ましい。
【００２０】
溶接作業２４を実施する技法としては、本明細書に記述する特性および組成を有する補修用合金を使用すること以外は、ガスタングステンアーク溶接、プラズマ粉体溶接、レーザ溶接があり、当業界では公知である。たとえば、米国特許第５，８９７，８０１号を参照されたい。同特許の開示は参照により本明細書に組み込まれる。溶接工程２４は、ガスタービン翼の寸法を、運用および／または損傷以前の新品のガスタービン翼に対して規定された寸法に回復する。通常、空気力学的仕様に適合するのに必要な外形および形状にガスタービン翼を修復する工程２５が工程２４の後に続く。工程２５では、工程２４による余剰材を除去し、ガスタービン翼の端部を必要に応じて成形する。外形修復２５は、放電加工、フライス加工、手仕上げ、研削などいかなる有効な技法で実施してもよい。タービン翼４０中に内部冷却通路が有る場合は、必要に応じて、レーザ穿孔やＥＤＭ穿孔などの技法によって開口４８を再開口させる。
【００２１】
溶接工程２４および成形工程２５によって、図３に示す、端部が補修されたガスタービン翼６０が作られる。損傷ガスタービン翼４０と共通な部分については、図２に関して用いられているのと同じ参照番号が付されており、前の諸論はそれらの共通の特徴に関して組み込まれる。端部補修済みガスタービン翼６０の本体４１は、母材で作られており、補修された翼端６２は補修用金属で作られる。
【００２２】
端部補修済みガスタービン翼６０には、溶接工程２４で生じた応力を緩和し、微細構造をエージングするために適宜熱処理を施す（工程２６）。通常の応力緩和およびエージング熱処理２６は、１８５０°Ｆから２０５０°Ｆの温度範囲内で１時間から８時間の時間で実施し、それに引き続き１５００°Ｆから１７００°Ｆの温度で２時間から１６時間の最終エージング熱処理を行う。
【００２３】
図１の方法の重要な特徴は、従来の方法に比較して、本方法では実施されることのない工程である。本方法は、溶接工程２４の後、補修済み翼端６２の外側面８０を非セラミックコーティングによりコーティングする工程を含まない。（補修済み翼端６２の外側面８０は、高温燃焼ガスがぶつかるエーロフォイル４２の表面の一部であり、静止シュラウドに対面する端面８２とは別である。外側面８０はタービン翼６０の長軸８４に平行で、端面８２は長軸８４に垂直である。）そのような非セラミックコーティングには、たとえばオーバレイまたは拡散による耐環境コーティングまたはボンドコートが含まれる。本手法では母材より耐酸化性に優れた補修金属を選択するので、そのような非セラミックコーティングは必要とされず、使用されない。そのような非セラミックコーティングを適用すると、時間が掛かり、補修費がかなり増加し、さらに時間と費用が掛かる熱処理を必要とする。翼端の外側面への非セラミックコーティングの適用は、従来技法の標準的特徴であり、そのような適用は従来のコーティング手順では、特に不要とことわらない限り普通は行われる。
【００２４】
図４（縮尺不定）は、補修済み翼端６２に非セラミックコーティングが適用されていない端部補修済みガスタービン翼６０を示す。すなわち、補修済み翼端６２は、いかなるタイプのコーティングもその上に施されていない。もとから存在する保護コーティング６４が、端部補修済みガスタービン翼６０の本体４１上に存在する。端部補修済みガスタービン翼６０の他の部分上の先在保護コーティング６４が、ボンドコート６６およびセラミック熱遮蔽コーティング６８を共に有するものとして図示されている。先在保護コーティング６４および他のいかなるコーティングも補修済み翼端６２上には延在しない。
【００２５】
端部補修済みガスタービン翼６０の外側面８０に非セラミックコーティングは適用されないが、図５（縮尺不定）に示すように、セラミック熱遮蔽コーティング７０を、補修済み翼端６２の外側面８０を覆うように適宜施すことができる（工程２８）。セラミック熱遮蔽コーティング７０は、セラミック熱遮蔽コーティング６８と同じ材料であることが好ましい。セラミック熱遮蔽コーティング７０を施す技法は当技術分野では公知であり、たとえば、米国特許第６，６０７，６１１号を参照されたい。同特許の開示は参照により本明細書に組み込まれる。補修済み翼端６２の補修金属とセラミック熱遮蔽コーティング７０との間には、非セラミックボンドコート６６またはそれと同様な非セラミックボンドコートは存在しない。そのようなセラミック熱遮蔽コーティングを工程２８で施す場合は、その後、出来上がったコーティング済み端部補修済みガスタービン翼６０を熱処理することが望ましい（工程３０）。典型的な応力緩和熱処理３０は、１８５０°Ｆから２０５０°Ｆの温度範囲で１時間から８時間実施し、それに引き続き最終エージング熱処理を１５００°Ｆから１７００°Ｆの温度範囲で２時間から１６時間実施する。
【００２６】
本発明の特定の実施形態が、例示の目的で詳細に記述されてきたが、本発明の趣旨および範囲を逸脱することなく、さまざまな変更および補強を加えることができる。したがって、本発明は、添付特許請求の範囲による以外には制限されることはない。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】タービン翼を補修する方法のブロック図である。
【図２】損傷ガスタービン翼の斜視図である。
【図３】端部補修済みガスタービン翼の斜視図である。
【図４】端部補修済みガスタービン翼の第１の実施形態による図３のタービン翼の線４−４に沿った拡大概略断面図である。
【図５】端部補修済みガスタービン翼の第２の実施形態による、図４と同様な拡大概略断面図である。
【符号の説明】
【００２８】
２０  準備工程
２２  除去工程
２４  溶接工程
２５  外形修復工程
２６  熱処理工程
２８  セラミックコーティング工程
３０  熱処理工程
４０  損傷ガスタービン翼
４１  本体
４２  エーロフォイル
４４  ダブテール
４６  プラットフォーム
４８  開口
５０  損傷翼端
５２  損傷部材
６０  端部補修済みガスタービン翼
６２  補修済み翼端
６４  保護コーティング
６６  ボンドコート
６８  セラミック熱遮蔽コーティング
７０  セラミック熱遮蔽コーティング
８０  外側面
８２  端面
８４  長軸
【図１】
2006177363.tif 000003
【図２】
2006177363.tif 000004
【図３】
2006177363.tif 000005
【図４】
2006177363.tif 000006
【図５】
2006177363.tif 000007