(57)【要約】本発明は、ロウ合金及び多成分系ロウ材に関し、また、それらの用途に関し、更に、ガスタービンの部品の補修方法に関するものである。  ロウ合金は、ニッケル基合金であり、以下の元素を含有する：ニッケル（Ｎｉ）、クロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、アルミニウム（Ａｌ）、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、イットリウム（Ｙ）、ハフニウム（Ｈｆ）、パラジウム（Ｐｄ）、ホウ素（Ｂ）、及びケイ素（Ｓｉ）。  多成分系ロウ材は、本発明に係るロウ合金と、それに加える少なくとも１つの添加材とから成る。添加材は以下の元素から成る：ニッケル（Ｎｉ）、クロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、アルミニウム（Ａｌ）、タンタル（Ｔａ）、チタン（Ｔｉ）、レニウム（Ｒｅ）、鉄（Ｆｅ）、ニオブ（Ｎｂ）、イットリウム（Ｙ）、ハフニウム（Ｈｆ）、パラジウム（Ｐｄ）、炭素（Ｃ）、ジルコニウム（Ｚｒ）、ホウ素（Ｂ）、及びケイ素（Ｓｉ）。  ロウ合金と添加材とを然るべく混合することで、補修しようとする部品の材料に特に適合した多成分系ロウ材を調製することができ、ロウ合金及び添加材の混合比は自由に選択することができる。  本発明に係る補修方法は、本発明に係るロウ合金ないしは本発明に係る多成分系ロウ材を用いて行う高温拡散ロウ付け法に基づいた方法である。【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも元素としてクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、及びニッケル（Ｎｉ）を含有するニッケル基のロウ合金。
【請求項２】
ニッケル（Ｎｉ）：６３〜８６重量％、
クロム（Ｃｒ）：５〜１７重量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５重量％、及び、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５重量％を含有することを特徴とする請求項１記載のロウ合金。
【請求項３】
更にアルミニウム（Ａｌ）を含有することを特徴とする請求項１又は２記載のロウ合金。
【請求項４】
アルミニウム（Ａｌ）の含有量が２〜８重量％であることを特徴とする請求項３記載のロウ合金。
【請求項５】
更にタンタル（Ｔａ）：１〜８重量％、及び／または、ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２重量％を含有することを特徴とする請求項１乃至４の何れか１項記載のロウ合金。
【請求項６】
更にパラジウム（Ｐｄ）、及び／または、イットリウム（Ｙ）を含有しており、パラジウム（Ｐｄ）の含有量は好ましくは０．５〜５重量％であり、イットリウム（Ｙ）の含有量は０．１〜１重量％であることを特徴とする請求項１乃至５の何れか１項記載のロウ合金。
【請求項７】
更にハフニウム（Ｈｆ）：１〜５重量％、及び／または、ケイ素（Ｓｉ）：０．１〜１重量％を含有することを特徴とする請求項１乃至６の何れか１項記載のロウ合金。
【請求項８】
更にホウ素（Ｂ）を含有しており、ホウ素（Ｂ）の含有量は好ましくは０．５〜２．５重量％であることを特徴とする請求項１乃至７の何れか１項記載のロウ合金。
【請求項９】
クロム（Ｃｒ）：５〜１７重量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８重量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２重量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜１重量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５重量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５重量％、
ケイ素（Ｓｉ）：０．１〜１重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成を有することを特徴とする請求項１乃至８の何れか１項記載のロウ合金。
【請求項１０】
クロム（Ｃｒ）：９〜１１重量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１１重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．５〜４．５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：３．５〜４．５重量％、
タンタル（Ｔａ）：１．５〜２．５重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．５〜１．５重量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜０．５重量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：３．５〜４．５重量％、
パラジウム（Ｐｄ）：３．５〜４．５重量％、
ホウ素（Ｂ）：１．５〜２．０重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成を有することを特徴とする請求項１乃至８の何れか１項記載のロウ合金。
【請求項１１】
請求項１乃至１０の何れか１項記載のロウ合金を、航空機用エンジンまたは定置型ガスタービンとして構成されたガスタービンの部品の補修に、例えばガスタービンのガイド翼などの補修に用いる、使用。
【請求項１２】
ロウ合金と、多成分系ロウ材の成分としての添加材とから成る、多成分系ロウ材であって、
請求項１乃至１０の何れか１項記載のロウ合金と、該ロウ合金の融点より高い融点高い溶融温度範囲を有する少なくとも１つの添加材とから成ることを特徴とする多成分系ロウ材。
【請求項１３】
前記添加材がニッケル基合金またはコバルト基合金であることを特徴とする請求項１２記載の多成分系ロウ材。
【請求項１４】
前記添加材が、ニッケル基のものであって、ニッケル（Ｎｉ）に加えて更に、以下の元素のうちの何れか１つまたは幾つかを含有する、
クロム（Ｃｒ）：３０重量％以下、
コバルト（Ｃｏ）：２０重量％以下、
タングステン（Ｗ）：１５重量％以下、
モリブデン（Ｍｏ）：１０重量％以下、
アルミニウム（Ａｌ）：１０重量％以下、
タンタル（Ｔａ）：１０重量％以下、
チタン（Ｔｉ）：１０重量％以下、
レニウム（Ｒｅ）：１０重量％以下、
鉄（Ｆｅ）：５重量％以下、
ニオブ（Ｎｂ）：５重量％以下、
イットリウム（Ｙ）：５重量％以下、
ハフニウム（Ｈｆ）：５重量％以下、
パラジウム（Ｐｄ）：５重量％以下、
炭素（Ｃ）：１重量％以下、
ジルコニウム（Ｚｒ）：１重量％以下、
ホウ素（Ｂ）：１重量％以下、
ケイ素（Ｓｉ）：１重量％以下、
残部のニッケル（Ｎｉ）であって、以上の総和が１００重量％となるもの、
であることを特徴とする請求項１２又は１３記載の多成分系ロウ材。
【請求項１５】
前記添加材が、ニッケル基のものであって、ニッケル（Ｎｉ）に加えて更に、以下の元素のうちの何れか１つまたは幾つかを含有する、
クロム（Ｃｒ）：１３．７〜１４．３重量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１０重量％、
タングステン（Ｗ）：３．７〜４．３重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．７〜４．３重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２．８〜３．２重量％、
チタン（Ｔｉ）：４．８〜５．２重量％、
炭素（Ｃ）：０．１５〜０．１９重量％、
ジルコニウム（Ｚｒ）：０．０３〜０．１重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．０１〜０．０２重量％、
残部のニッケル（Ｎｉ）であって、以上の総和が１００重量％となるもの、
であることを特徴とする請求項１２又は１３記載の多成分系ロウ材。
【請求項１６】
請求項１２乃至１５の何れか１項記載の多成分系ロウ材を、航空機用エンジンまたは定置型ガスタービンとして構成されたガスタービンの部品の補修に、例えばガスタービンのガイド翼などの補修に用いる、使用。
【請求項１７】
ワークピースの加工をロウ合金または多成分系ロウ材を用いたロウ付けによって行う、例えばガスタービンのガイド翼などのワークピースの、補修または製造などの加工の方法において、
前記ロウ合金が、ニッケル基のものであって、少なくとも元素としてクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、及びニッケル（Ｎｉ）を含有することを特徴とする方法。
【請求項１８】
前記ロウ合金が請求項１乃至１０の何れか１項記載のロウ合金であることを特徴とする請求項１７記載の方法。
【請求項１９】
前記多成分系ロウ材が請求項１２乃至１５の何れか１項記載の多成分系ロウ材であることを特徴とする請求項１７又は１８記載の方法。
【請求項２０】
前記ロウ付けの方法として高温拡散ロウ付け法を用いることを特徴とする請求項１７乃至１９の何れか１項記載の方法。
【請求項２１】
前記ロウ付けの方法として用いる前記高温拡散ロウ付け法を、
真空下または保護ガス雰囲気下で１２００〜１２６０℃の温度にまで加熱してその温度を１５〜６０分間保持し、
真空下または保護ガス雰囲気下で１１００〜１１４０℃の温度にまで冷却してその温度を約２４０分間保持し、
真空下または保護ガス雰囲気下で１０８０〜１１２０℃の温度にまで冷却してその温度を約６０分間保持する、
ことによって実行することを特徴とする請求項２０記載の方法。
【請求項２２】
前記高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、真空下または保護ガス雰囲気下で１０６５〜１０９３℃の温度にまで加熱してその温度を約２４０分間保持する熱処理工程を実行し、この熱処理工程は、好ましくは表面被膜形成処理の一環として行われるものであることを特徴とする請求項２０又は２１記載の方法。
【請求項２３】
前記高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、真空下または保護ガス雰囲気下で８７１〜９２７℃の温度にまで加熱してその温度を６０〜９６０分間保持する熱処理を実行し、この熱処理工程は、好ましくは時効処理の一環として行われるものであることを特徴とする請求項２０又は２１記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロウ合金並びに多成分系ロウ材に関する。本発明は更に、ロウ合金及び多成分系ロウ材の使用に関し、更には、例えばガスタービンの部品などのワークピースの、例えば補修などの加工の方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば航空機用エンジンや定置型ガスタービンなどの種々のガスタービンは、その運転中に大きな機械的応力並びに熱応力にさらされる。そのため、航空機用エンジンの運転中に特にそのタービン翼が交番熱応力の作用を受け、また材料が損耗することによって、損傷に至るおそれがある。その結果、熱疲労亀裂や表面の侵食が発生するため、航空機用エンジンの整備ないし補修を行う際には、その熱疲労亀裂や表面の侵食を高い信頼性をもって完璧に補修しなければならない。それを目的として、従来より、溶接法に加えてロウ付け法も用いられている。
【０００３】
また更に、従来より、例えば米国特許第4,830,934号公報や米国特許第5,240,491号公報に記載されているような、ロウ付け法及びロウ材が用いられている。それら従来公知のロウ付け法は、上述した損傷の兆候が現れたときに、それを補修するために用いられる他に、航空機用エンジンの製造時の接合工程でも用いられている。航空機用エンジンのサブアセンブリは、補修後、再び大きな機械的応力及び熱応力にさらされるため、そのようなものにも適用することのできる、新規なロウ合金及びロウ付け法が求められている。
【特許文献１】米国特許第４，８３０，９３４号公報
【特許文献２】米国特許第５，２４０，４９１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明はかかる事情に鑑み成されたものであり、本発明の課題は、新規なロウ合金及び新規な多成分系ロウ材を提供することにある。本発明の更なる課題は、かかるロウ合金及びかかる多成分系ロウ材の使用、並びに保護層の新規な形成方法、新規な保護層、並びに、ガスタービンの部品などのワークピースの、補修などの加工の方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この課題は、請求項１に記載のロウ合金によって達成される。
【０００６】
本発明によれば、ロウ合金は、少なくともクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、及びニッケル（Ｎｉ）を含有するニッケル基合金である。これらのうちモリブデン（Ｍｏ）は、従来のロウ合金に用いられていたタングステン（Ｗ）に替わるものである。モリブデン（Ｍｏ）は、固溶体硬化作用によってγニッケル相の強度を高めるものであるが、ただし、タングステン（Ｗ）による場合と同じ程度にまでロウ合金の融点を上昇させてしまうという不都合を生じることがない。
【０００７】
本発明の特に有利な１つの実施の形態では、ロウ合金は更に、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、及びアルミニウム（Ａｌ）を含有している。これらを配合することにより、細粒化硬化作用によって更に強度を高めることができる。タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、それにアルミニウム（Ａｌ）は、γ’相の形成元素である。
【０００８】
これに関しては、以下に示すロウ合金の組成とすると有利である。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７重量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８重量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【０００９】
本発明の特に有利な１つの実施の形態では、ロウ合金は更に、パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５重量％、及び、ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５重量％を含有するものである。
【００１０】
パラジウム（Ｐｄ）は、ロウ合金の融点を低下させ、固溶体硬化作用によってγニッケル相の強度を高める。更に、パラジウム（Ｐｄ）は、溶融したロウ合金ないし溶融した多成分系ロウ材の濡れ性及び流動性を高めるという利点も有する。
【００１１】
これに関しては、以下に示すロウ合金の組成とすると有利である。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７重量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８重量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２重量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【００１２】
本発明の特に有利な１つの実施の形態では、ロウ合金は更に、イットリウム（Ｙ）：０．１〜１重量％、及び、ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５重量％を含有するものである。ハフニウム（Ｈｆ）は、パラジウム（Ｐｄ）と同様に、溶融したロウ合金ないし溶融した多成分系ロウ材の濡れ性及び流動性を高めるものであり、また更に、ロウ付け箇所の耐酸化性を向上させるものである。尚、ハフニウムを含有する硬化相は、ロウ付け部の組織を脆化させることから、その割合を低く抑えるために、ハフニウム含有量は５重量％までに制限されている。
【００１３】
イットリウム（Ｙ）は、パラジウム（Ｐｄ）及びホウ素（Ｂ）と同様に、ロウ合金の融点ないし溶融温度範囲を低下させるものであり、Ｐｄ−Ｂ−Ｙの元素の組合せにより目標ロウ付け温度を、１２００℃〜１２６０℃の範囲内に設定することができる。
【００１４】
溶融温度範囲とは、その合金の最も溶融し易い合金成分が溶融し始める温度（固相点）と、完全液体状態になる温度（液相点）との間の温度範囲であると定義されている。
【００１５】
これに関しては、以下に示すロウ合金の組成とすると有利である。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７重量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８重量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２重量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜１重量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５重量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【００１６】
パラジウム、ホウ素、及び、イットリウムと共に、合金成分としてケイ素（Ｓｉ）：０．１〜１重量％を加えることによって、ロウ合金の融点を更に低下させることができる。
【００１７】
特に好適な１つのロウ合金として、請求項１０に記載されているものがあり、そのロウ合金の本発明に係る使用が、請求項１１に記載されている。
【００１８】
本発明に係る多成分系ロウ材は、請求項１２に記載されており、その多成分系ロウ材の本発明に係る使用が、請求項１６に記載されている。
【００１９】
本発明に係るワークピースの補修などの加工の方法は、請求項１７に記載された特徴を備えたものである。
【００２０】
従属請求項は、本発明の数々の好適な実施の形態に関する特徴を記載したものであり、それら実施の形態について以下に説明して行く。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
本発明は、例えば航空機用エンジンや定置型ガスタービンにおけるガイド翼のように、熱応力及び機械的応力が作用するガスタービンの部品の補修を行うために、ロウ付け法を用いることに関するものである。本発明は更に、ロウ付け法それ自体のみならず、新規なロウ合金ないし新規な多成分系ロウ材を調製することにも、また、かかるロウ合金ないし多成分系ロウ材の使用にも関するものである。かかるロウ合金ないし多成分系ロウ材は、多結晶合金で製作されたタービンの部品の補修にも、また、一方向性凝固合金や単結晶合金で製作されたタービンの部品の補修にも適したものである。かかるロウ付け法、ロウ合金、ないしは多成分系ロウ材を採用することによって、ガスタービンの部品のロウ付け箇所の例えば疲労強度などの機械的特性を、補修を要するガスタービンの部品の構造の健全性を維持することのできる十分な機械的特性とすることが可能である。更に、ロウ付け箇所の酸化特性及び腐食特性も、従来のロウ付け法を用いて補修した箇所と比べてより優れたものとなる。
【００２２】
本発明に係る新規なロウ合金は、ニッケル基合金であって、ニッケル（Ｎｉ）の他に、少なくともクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、及びモリブデン（Ｍｏ）を含有している。本発明によれば、従来のロウ合金に用いられていたタングステン（Ｗ）の大部分が、モリブデン（Ｍｏ）に替えられる。これによって、ロウ合金の融点を上昇させてしまうという不都合を生じることなく、γニッケル相の固溶体硬化作用によって補修箇所の強度を高めることができるという利点が得られる。
【００２３】
本発明に係るロウ合金は、ニッケル（Ｎｉ）、クロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、及びモリブデン（Ｍｏ）に加えて更に、パラジウム（Ｐｄ）及びイットリウム（Ｙ）を含有するものとすることができる。パラジウム（Ｐｄ）とイットリウム（Ｙ）とのいずれも、ロウ合金の溶融温度範囲を低下させて１０５０℃〜１２００℃の範囲にするという利点をもたらすと共に、ロウ合金ないしロウ付け箇所の酸化特性を改善するものである。パラジウム（Ｐｄ）の含有量は、最大５重量％までに制限することが望ましく、なぜならば、パラジウム（Ｐｄ）をあまり大量に配合すると、ロウ合金が非常に高価なものになってしまうからである。
【００２４】
本発明に係るロウ合金に配合することが望ましい更に別の元素として、ホウ素（Ｂ）がある。ホウ素（Ｂ）は、パラジウム（Ｐｄ）及びイットリウム（Ｙ）と同様に、ロウ合金の溶融温度範囲を低下させて１０５０℃〜１２００℃の範囲とするという利点をもたらすものであり、本発明においては、その含有量を、最大２．５重量％までに制限している。ホウ素（Ｂ）を、最大２．５重量％までに制限することによって、ロウ付け箇所に含まれる脆化の原因となる酸化ホウ素の含有量を、効果的に制限することができる。
【００２５】
更に、本発明によれば、上述した本発明に係るロウ合金が、以上に挙げた元素に加えて更に、アルミニウム（Ａｌ）、タンタル（Ｔａ）、及びニオブ（Ｎｂ）を含有するものとすることができる。アルミニウム（Ａｌ）の含有量は、２〜８重量％の間とすることが好ましい。本発明に係るロウ合金においては、タンタル（Ｔａ）の含有量は１〜８重量％とし、ニオブ（Ｎｂ）の含有量は０．１〜２重量％とするようにしている。タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、それにアルミニウム（Ａｌ）のような、γ’相の形成元素を合金に配合することによって、既に述べた固溶体硬化作用に加えて、更に、細粒化硬化作用が得られるため、ロウ付け箇所の機械的強度を更に高めることができる。
【００２６】
更に、本発明に係るロウ合金は、ハフニウム（Ｈｆ）を１〜５重量％の含有量で含有するものとすることができる。ハフニウムを配合することによって、溶融したロウ合金の濡れ性及び流動性を高め、また、補修した部品の補修箇所の耐酸化性を向上させることができる。ハフニウム（Ｈｆ）の含有量は、その最大値を５重量％に制限しており、これは、ロウ付け箇所においてハフニウムを含有する硬化相が脆化作用を持つことから、その割合の限界だからである。
【００２７】
更に、本発明に係るロウ合金は、ケイ素（Ｓｉ）を０．１〜１重量％の含有量で含有するものとすることができる。ケイ素（Ｓｉ）を配合することで、部品の補修箇所における酸化ホウ素相の割合を増大させることなく、パラジウム（Ｐｄ）、イットリウム（Ｙ）、及びホウ素（Ｂ）による融点降下作用を促進し、強化することができる。
【００２８】
本発明の１つの好適な実施の形態によれば、以上に説明した本発明に係るロウ合金は、以下に示す組成を有するものである。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７重量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８重量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２重量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜１重量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５重量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５重量％、
ケイ素（Ｓｉ）：０．１〜１重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【００２９】
本発明の別の好適な実施の形態によれば、以上に説明した本発明に係るロウ合金は、以下に示す組成を有するものである。
クロム（Ｃｒ）：９〜１１重量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１１重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．５〜４．５重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：３．５〜４．５重量％、
タンタル（Ｔａ）：１．５〜２．５重量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．５〜１．５重量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜０．５重量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：３．５〜４．５重量％、
パラジウム（Ｐｄ）：３．５〜４．５重量％、
ホウ素（Ｂ）：１．５〜２．０重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【００３０】
本発明に係るロウ合金は、航空機用エンジンのガイド翼の補修に用いるのに特に適しており、このガイド翼には、多結晶合金で製作したもの、一方向性凝固合金で製作したもの、それに単結晶合金で製作したものがある。本発明に係るロウ合金を使用して、ガスタービンの補修を必要とする部分の補修を行ったところ、そのロウ付け箇所の機械的特性は、損傷していないガイド翼の材料の機械的特性と殆ど変わるところがなかった。本発明に係るロウ合金は、エンジンの部品の補修に特に適したものである。
【００３１】
本発明に係るロウ合金は、溶融特性、流動性、及び濡れ性のいずれにおいても、非常に優れたものであり、更には、亀裂充填性においても、非常に優れたものである。
【００３２】
融点降下元素であるイットリウム（Ｙ）及びパラジウム（Ｐｄ）のロウ合金の溶融温度範囲に対する融点降下作用を、以下に熱量計の測定結果によって示す。
【００３３】
以下に、４種類のロウ合金Ａ２、Ａ３、Ａ５、及びＡ１０を比較しながら説明する（組成については表１を参照されたい）。
【００３４】
【表１】
2007518877.tif 000002
【００３５】
これらロウ合金を夫々に電弧炉内で溶融して、重量が約１０ｇの鋳塊とした上で、熱量計で測定するために、それら鋳塊から質量が５０〜７０ｍｇの試料を採取した。こうして採取した試料について、ＤＳＣ（示差走査熱量計）を使用して、個々のロウ合金の溶融特性を調べた。熱量計としては、Netsch社の「DSC 404型」熱量計を使用した。
【００３６】
表２に、試験をしたロウ合金Ａ２、Ａ３、Ａ５、及びＡ１０の固相点及び液相点を示した。
【００３７】
【表２】
2007518877.tif 000003
【００３８】
表２に示した固相点及び液相点の値は、ホウ素元素に加えて更に、融点降下元素であるＹ及びＰｄを加えた場合の本発明による効果を明らかにしたものである。
【００３９】
ロウ合金Ａ１０は、ホウ素を含有するだけで、Ｙ及びＰｄのいずれも含有しておらず、そのため固相点は１０６８℃という最も高い温度になっており、また、液相点は１２４４℃となっている。
【００４０】
ロウ合金Ａ５は、Ｙを０．５重量％含有しているが、Ｐｄを含有していない。ロウ合金Ａ１０と比べると、Ａ５では、固相点は明らかに低下して１０３９℃になっているが、液相点は１２４９℃であり、Ａ１０よりやや高い。
【００４１】
Ａ３でも同様の効果が得られ、これは、Ｐｄを４重量％含有しているが、Ｙを含有していない。
【００４２】
合金Ａ２のように、ＹとＰｄとを組合せて配合した場合には、Ａ１０と比べて、固相点（１０５９℃）と液相点（１１９６℃）との両方が、明らかに低下している。これは、液相点と固相点との差である溶融温度範囲が、Ａ２の場合には１３７℃であって、他のロウ合金と比べて、最も狭くなっていることによるものである。このことが有利であるのは、溶融温度範囲が狭いほど、加熱したときにロウ合金が迅速に且つ完全に溶融するからである。それによって、溶融したロウ合金に成分の局所的不均一が発生することが防止されると共に、優れた濡れ性及び亀裂充填性が確実に得られる。
【００４３】
従って、本発明に係るロウ合金においては、イットリウムとパラジウムという２つの合金元素を組合せて、それらをホウ素と共に融点硬化材として使用することが、非常に有利であるといえる。
【００４４】
従来、このように組成を最適化した公知のロウ合金は、存在していなかった。
【００４５】
以上に説明したロウ合金のロウ付け温度は、多結晶合金、一方向性凝固合金、ないしは単結晶合金の、様々な溶融アニール温度に適合するものである。
【００４６】
本発明は更に、上述した本発明に係るロウ合金を用いた、新規な多成分系ロウ材を提供するものである。この新規な多成分系ロウ材は、上述した本発明に係るロウ合金と、それに添加される少なくとも１つの添加材とで構成されるものである。ロウ合金と添加材とを混合することによって、多成分系ロウ材が得られ、ただし、ここでいう混合は、粉体状の成分材料を混合することに必ずしも限定されるものではない。
【００４７】
多成分系ロウ材の粉体状の成分材料を、補修しようとする箇所に塗布可能できるようにするために、本発明においては、それら成分材料にバインダを混合する。そして、それによって得られるペーストを、吹付器またはヘラを用いて、補修しようとする箇所に塗布する。多成分系ロウ材におけるバインダの含有量は、粉体状の成分材料に対して１〜１５重量％としている。
【００４８】
添加材としては、その溶融温度範囲がロウ合金の溶融温度範囲より高温側にある合金の金属粉体を用いる。添加材は、例えばニッケル基合金やコバルト基合金などとすることができる。本発明に係るロウ合金と、添加材とを、然るべく混合することによって、例えばタービンのガイド翼などの補修しようとする部品の材料に特に適した多成分系ロウ材を調製することができる。このように、多成分系ロウ材を、様々な粉体量のロウ合金及び添加材で構成するようにしており、それらロウ合金及び添加材の混合比は自由に選択することができる。そのため当業者は、みずからの裁量により適当な混合比を選択すればよい。
【００４９】
金属粉体から成る好ましい添加材は、ニッケル（Ｎｉ）に加えて更に、以下の元素のうちの少なくとも１つまたは幾つかを含有するものである。
クロム（Ｃｒ）：３０重量％以下、
コバルト（Ｃｏ）：２０重量％以下、
タングステン（Ｗ）：１５重量％以下、
モリブデン（Ｍｏ）：１０重量％以下、
アルミニウム（Ａｌ）：１０重量％以下、
タンタル（Ｔａ）：１０重量％以下、
チタン（Ｔｉ）：１０重量％以下、
レニウム（Ｒｅ）：１０重量％以下、
鉄（Ｆｅ）：５重量％以下、
ニオブ（Ｎｂ）：５重量％以下、
イットリウム（Ｙ）：５重量％以下、
ハフニウム（Ｈｆ）：５重量％以下、
パラジウム（Ｐｄ）：５重量％以下、
炭素（Ｃ）：１重量％以下、
ジルコニウム（Ｚｒ）：１重量％以下、
ホウ素（Ｂ）：１重量％以下、
ケイ素（Ｓｉ）：１重量％以下。
【００５０】
また、以上に説明した添加材は、以下に示す組成を有するものとすることが好ましい。
クロム（Ｃｒ）：１３．７〜１４．３重量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１０重量％、
タングステン（Ｗ）：３．７〜４．３重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．７〜４．３重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２．８〜３．２重量％、
チタン（Ｔｉ）：４．８〜５．２重量％、
炭素（Ｃ）：０．１５〜０．１９重量％、
ジルコニウム（Ｚｒ）：０．０３〜０．１重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．０１〜０．０２重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【００５１】
ロウ合金と添加材とから成る以上の多成分系ロウ材に対して、そのロウ材系の静荷重強度及び繰返荷重強度によれば、補修箇所のロウ付け部の組織がガスタービンにおける熱応力及び機械的応力に耐えられるだけの十分な抵抗力を持ち得るということを確かめることを目的とする計画的な試験を実施した。
【００５２】
この目的を達成するために、下記に示すように、熱間引張試験及び疲労試験（ＬＣＦ）を実施した。
【００５３】
以下に説明する試験は、良好な溶融特性と良好な亀裂充填性とを持つように選定した多成分系ロウ材に対して行ったものである。この多成分系ロウ材は、ロウ合金Ａ２と添加材Ｍ１とを１：１の混合比（重量％）で混合したものであり、添加材Ｍ１は以下に示す組成を有する。
クロム（Ｃｒ）：１３．７〜１４．３重量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１０重量％、
タングステン（Ｗ）：３．７〜４．３重量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．７〜４．３重量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２．８〜３．２重量％、
チタン（Ｔｉ）：４．８〜５．２重量％、
炭素（Ｃ）：０．１５〜０．１９重量％、
ジルコニウム（Ｚｒ）：０．０３〜０．１重量％、
ホウ素（Ｂ）：０．０１〜０．０２重量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００重量％となる組成。
【００５４】
高温引張試験は、８７１℃±３℃の温度で行った。放射炉を用いて試験片を加熱し、試験片の全体に亘って一様な温度分布となるようにした。試験は油圧サーボ式試験機によって行った。引張速度を０．９３ｍｍ／分に設定した。従って、この試験は変位制御方式に分類されるものである。
【００５５】
試験片としては
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ＤＳ合金で製作した平板型引張試験片を使用し、この試験片の断面寸法は６．３５×１．５ｍｍとし、測定長は２５．４ｍｍとした。この平板型試験片は、通常使用されている丸棒型試験片よりも好ましいものであり、それは、寸法形状が実際の用途により近いからである。即ち、この平板型試験片は、厚さが１．５ｍｍのタービン用ガイド翼の薄肉の翼板部を擬したものである。
【００５６】
試験は各々３本ずつの試験片を用いて行った。３本の試験片にはその試験片を横断するロウ付けを施すための溝を形成し、その溝幅は夫々０．２５ｍｍ、０．５ｍｍ、及び１．０ｍｍとした。それら溝に上述した多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１をロウ付け、即ち充填した。
【００５７】
表３に、高温引張強度（ＵＴＳ）の測定値を示した。表３には更に、基礎材料のデータとして、ニッケル基合金である
2007518877.tif 000005
及び
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のＵＴＳの値を併せて示した。
【００５８】
【表３】
2007518877.tif 000007
【００５９】
表３からは、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１が、非常に優れた高温引張特性を持つものであることが分かる。
【００６０】
溝幅が０．２５ｍｍの場合には、Ａ２／Ｍ１の高温引張強度（ＵＴＳ）の値は、基礎材料である
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のＵＴＳ値に匹敵しており、これは「DSR 142」のＵＴＳ値の７５％に相当している。また、溝幅が０．５ｍｍ、及び１．０ｍｍの場合でも、高温引張強度（ＵＴＳ）は、夫々、８０％
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、及び６０％
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に達している。
【００６１】
以上の高温引張試験は、ロウ付け部の組織の強度特性の目安を与えるものである。これに対して、ＬＣＦ試験の結果は、より大きな意味を持っており、なぜならば、ＬＣＦ試験は、ガスタービンの部品に作用する交番熱応力及び交番機械的応力を、実際のものに、より近い状態で再現する試験だからである。
【００６２】
ＬＣＦ試験の試験温度は、９８２℃±１０℃とし、
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ＤＳ合金で製作した平板型引張試験片を、誘導加熱方式により加熱した。また、平板型引張試験片の断面寸法は９．５３×１．５５ｍｍとし、測定長は１２．７ｍｍとした。試験方法は、荷重制御方式で、正弦波状に変化する一軸応力を作用させ、その引張疲労限界強度を測定する試験とした。試験片に作用させる応力は、その変動周期を２０サイクル／分とし、平均応力に対する応力振幅の比を０．９５とした。
【００６３】
高温引張試験と同様に、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１を使用し、また、平板型試験片は、その試験片を横断するロウ付けを施すための溝の溝幅を、０．２５ｍｍ、０．５ｍｍ、及び１．０ｍｍの３通りとして、最大応力を様々に設定して試験を行った。
【００６４】
表４に、ＬＣＦ試験の試験結果を示した。尚、表中の値はいずれも平均値である。
【００６５】
【表４】
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【００６６】
表４は、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１が、非常に優れた疲労特性を持つものであることを示している。
【００６７】
高温引張試験と同様に、このＬＣＦ試験の結果でも、疲労限界強度ないし引張限界強度が、ロウ付け部の溝幅に対する依存性を有することが示されている。載荷繰返回数がＬＣＦ試験における典型的な値である５０００回のとき、溝幅が０．２５ｍｍ及び０．５ｍｍの場合では、Ａ２／Ｍ１の疲労強度の値が、基礎材料である
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の値の６５〜７０％に、また基礎材料である
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の５０〜５５％になっている。そして、溝幅が１．０ｍｍの場合には、それより更に僅かに低下して、基礎材料の疲労強度の夫々６０％
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、及び４８％
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になることが分かる。
【００６８】
この試験の測定結果として得られた、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１の疲労限界強度ないし引張限界強度は、従来の多成分系ロウ材と比べて明らかに高い強度である。
【００６９】
本発明に係るロウ合金ないし本発明に係る多成分系ロウ材を用いて、ワークピースの補修などの加工のための新規な方法を実施することができ、この方法により、例えば航空機用エンジンのガイド翼の加工などを行うことができる。また、ワークピースは、多結晶合金製のものでもよく、一方向性凝固合金製ものでもよく、単結晶合金製のものでもよい。
【００７０】
本発明に係る方法は、本発明に係るロウ合金ないしは本発明に係る多成分系ロウ材を用いて行う高温拡散ロウ付け法に基づいた方法である。また、補修方法として利用し得る方法である。この高温拡散ロウ付け法は、以下の条件に従って実行するものである。
真空下または保護ガス雰囲気下で１２００〜１２６０℃の温度にまで加熱してその温度を１５〜６０分間保持し、
真空下または保護ガス雰囲気下で１１００〜１１４０℃の温度にまで冷却してその温度を約２４０分間保持し、
真空下または保護ガス雰囲気下で１０８０〜１１２０℃の温度にまで冷却してその温度を約６０分間保持する。
【００７１】
以上の高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、次の熱処理工程を実行するようにしてもよく、その熱処理工程とは、真空下または保護ガス雰囲気下で１０６５〜１０９３℃の温度にまで加熱してその温度に約２４０分間保持するというものであり、この熱処理工程は、好ましくは表面被膜形成処理の一環として行われるものである。
【００７２】
更に、以上の高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、次の熱処理工程を実行するようにしてもよく、その熱処理工程とは、真空下または保護ガス雰囲気下で８７１〜９２７℃の温度にまで加熱してその温度に６０〜９６０分間保持するというものであり、この熱処理工程は、好ましくは時効処理の一環として行われるものである。
【００７３】
当然のことながら、上述したロウ合金ないし多成分系ロウ材の使用方法は、補修方法だけに限定されるものではない。本発明に係るロウ合金並びに本発明に係る多成分系ロウ材は、広く一般的に接合加工に用い得るものである。ただし、合金の混合比ないしは添加材の混合比を補修目的に合わせて最適化することによって、航空機用エンジンのガイド翼の補修に用いるのに特に有利なものとなる。
【国際調査報告】
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