(57)【要約】  高強度超合金のタービンブレードを修理する方法及び超合金構成要素を結合する方法が提供される。タービンブレードの損傷した区域が、それを予め加熱することなく、溶接される。次いで、溶接されたタービンブレードに高温静水圧圧縮成形処理を施す。この方法は所望のミクロ組織及び丈夫な機械的特性を有する修理されたタービンブレードを生じさせる。
2007516842.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも部分的に超合金で構成される構成要素を結合する方法であって、
表面を含む溶接シームを有する結合された構成要素を形成するように、構成要素を予め加熱することなく構成要素を相互に溶接する工程と；
結合された構成要素に高温静水圧圧縮成形処理を施す工程と；
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記構成要素に高温静水圧圧縮成形処理を施す工程の前に、溶接シームの表面をシールする工程を更に含むことを特徴とする請求項１の方法。
【請求項３】
前記溶接シームの表面をシールする工程は溶接シームに拡散ボンディング処理を施す工程を含むことを特徴とする請求項２の方法。
【請求項４】
前記溶接シームの表面をシールする工程は溶接シームにレーザー溶接処理を施す工程を含むことを特徴とする請求項２の方法。
【請求項５】
前記レーザー溶接処理はレーザーコーティング処理であることを特徴とする請求項４の方法。
【請求項６】
前記溶接する工程は電子ビーム溶接処理であることを特徴とする請求項１の方法。
【請求項７】
前記溶接する工程はレーザー溶接処理であることを特徴とする請求項１の方法。
【請求項８】
前記レーザー溶接処理は、ＣＯ２レーザー、ＹＡＧレーザー、ダイオードレーザー又はファイバレーザーからなるグループから選択されたレーザーを使用することを特徴とする請求項７の方法。
【請求項９】
前記高温静水圧圧縮成形処理が約２２００°Ｆ及び約１５ｋｓｉで約２−４時間にわたって実施されることを特徴とする請求項１の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は高強度超合金構成要素（high-strength superalloy components）を結合する方法に関し、特に、高強度超合金のタービンブレードを修理する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは種々の形式の装置及び車両に動力を供給するために使用することができる。この動力を提供するために種々の形式のガスタービンエンジンが使用される。このようなガスタービンエンジンは、例えば、産業用ガスタービンエンジン及びターボファンガスタービンエンジンを含む。産業用ガスタービンエンジンは、例えば、種々の負荷用の電力を生じさせる大型の発電機に動力を供給するために使用することができる。ターボファンガスタービンエンジンは、例えば、航空機に動力を供給するために使用することができる。
【０００３】
産業用ガスタービンエンジンであろうとターボファンガスタービンエンジンであろうと、ガスタービンエンジンは少なくともコンプレッサ区分と、燃焼器区分と、タービン区分とを有する。コンプレッサ区分は受け取った空気の圧力を比較的高いレベルに上昇させる。コンプレッサ区分からの圧縮された空気は次いで燃焼器区分へ入り、この区分では、複数の燃料ノズルが燃料の一定したストリームを射出する。射出された燃料はバーナーにより点火され、圧縮空気のエネルギを著しく増大させる。
【０００４】
[0004]燃焼器区分からの高エネルギの圧縮空気は次いでタービン区分内に至ってそこを通って流れ、回転自在に装着されたタービンブレードを回転させ、エネルギを発生させる。特に、高エネルギ圧縮空気はノズル案内羽根及びタービンブレード上に衝突し、タービンを回転させる。
【０００５】
[0005]ガスタービンエンジンは典型的には増大する一層高い空気温度で一層有効に作動する。ノズル案内羽根及びタービンブレードのようなタービンの構成要素を製造するために使用される材料は典型的には最大空気温度を制限する。現代のガスタービンエンジンにおいては、タービンブレードは、例えばＩＮ７３８、ＩＮ７９２、ＭａｒＭ２４７、ＧＴＤ−１１１、Ｒｅｎｅｌ４２及びＣＭＳＸ４等のような上級のニッケルを基礎とする超合金で作られる。これらの材料は良好な耐高温強度を示すが、タービン内の高温環境は、数ある中でも、これらの材料で作ったタービンブレード及びノズルの腐食、酸化、浸食及び（又は）熱疲労を生じさせることがある。
【０００６】
[0006]上述の超合金で作ったタービン構成要素の交換は困難となり、高価になることがある。従って、交換すべき磨耗又は損傷したタービンブレードを修理できるようにするのが一層望ましい。その結果、種々の伝統的な溶接修理処理を含む種々の修理方法が開発されてきた。例えば、多くのタービンブレードは、ＩＮ−６２５及びＭａｒＭ２４７等のような超合金フィラー材料を伴った従来のＴＩＧ（タングステン不活性ガス）又はレーザー溶接処理を使用して、修理される。
【０００７】
[0007]不運にも、上述したような伝統的な溶接修理処理はたった１つの成功例に限られた。その理由はいくつかある。その理由の中に含まれるものは、ＩＮ−６２５合金フィラーの材料特性がタービンブレードの材料特性ほど丈夫にはなれないことである。更に、タービンブレードを修理するために使用される上級の超合金フィラーは溶接修理中に容易にひび割れを生じさせてしまう。更に、溶接部の応力破壊強度は、粒子寸法が小さいため、かなり小さい。これら及び他の欠点のため、タービンブレードの高応力領域の翼を修理することは困難であり、多くの場合、タービンブレードは、修理するのではなく、スクラップにされる。これはタービンの寿命にわたってコストを増大させることになる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
[0008]それ故、修理処理中又はそれに続いて音響溶接を提供し及び（又は）損傷したタービンブレードをスクラップにする可能性を減少させ及び（又は）生涯のタービンのコストを減少させる、超合金のタービンブレード及びノズル案内羽根のような超合金で作った種々の部品を結合する方法の要求がある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
[0009]本発明は高強度超合金タービンブレードを修理する方法を提供する。１つの実施の形態においては、単なる例として、少なくとも部分的に超合金で構成されたガスタービンエンジンのタービンブレードの損傷した区域を修理する方法は、表面を有する溶接シーム（weld seam）を形成するように、損傷した区域を予め加熱することなく、タービンブレードの損傷した区域を溶接する工程を有する。次いで、溶接されたタービンブレードは高温静水圧圧縮成形（ＨＩＰ）処理を施される。
【００１０】
[0010]別の典型的な実施の形態においては、少なくとも部分的に超合金で構成された構成要素を結合する方法は、結合された構成要素を形成するように、構成要素を予め加熱することなく、構成要素を一緒に溶接する工程を有する。結合された構成要素は高温静水圧圧縮成形処理を施される。[0011]好ましい修理方法の他の独立した特徴及び利点は本発明の原理を例として示す添付図面に関連して行う以下の詳細な説明から明らかとなろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
[0015]詳細な説明を進める前に、説明する実施の形態は特定の形式のタービンエンジンに関連する使用又はタービンにおける使用にさえ限定されないことを認識すべきである。従って、説明の便宜上、産業用ガスタービンジェットエンジンのタービンブレード及びノズルを修理するために使用するものとして本実施の形態を図示し、説明するが、種々の他の形式のタービンのブレード及びノズルを修理するために、及び、種々の他の装置及び環境内で履行できる超合金で形成した種々の他の構成要素を結合及び（又は）修理するために使用できることを認識されたい。
【００１２】
[0016]産業用ガスタービンエンジン１００の一部の典型的な実施の形態の断面を図１に示す。一般に知られているように、図１に示すもののような産業用ガスタービンエンジンは少なくともコンプレッサ区分と、燃焼区分と、タービン区分とを有する。説明を明確及び容易にするため、図１は燃焼区分１０２及びタービン区分１０４のみを示す。
【００１３】
[0017]複数の不図示の燃焼器を有する燃焼区分１０２は不図示のコンプレッサから高圧空気を受け取る。高圧空気は燃料と混合され、燃焼されて、高エネルギ燃焼空気を生じさせる。次いで、燃焼空気はガス流通路１０５を介してタービン区分１０４内へ導かれる。
【００１４】
[0018]タービン区分１０４はその上に装着した複数のタービンホイール１０８、１１０、１１２、１１４を備えたロータ１０６を有する。複数のタービンブレード１１６、１１８、１２０、１２２は各タービンホイール１０８、１１０、１１２、１１４上に装着され、半径方向外方にガス流通路１０５内へ延びる。タービンブレード１１６、１１８、１２０、１２２は固定のノズル１２４、１２６、１２８、１３０間で交互に配置される。更に、複数のスペーサ１３２、１３４、１３６はタービンホイール１０８、１１０、１１２、１１４間で交互に位置し、ノズル１２４、１２６、１２８、１３０の対応する１つに対して半径方向内方に位置する。図示の実施の形態においては、タービンホイール１０８、１１０、１１２、１１４及びスペーサ１３２、１３４、１３６は、複数の円周方向で離間し、軸方向に延びるファスナー１３８（１つのみ示す）により一緒に結合される。
【００１５】
[0019]燃焼区分１０２から供給された燃焼空気はタービンブレード１１６、１１８、１２０、１２２及びノズル１２４、１２６、１２８、１３０を通って膨張し、タービンホイール１０８、１１０、１１２、１１４を回転させる。回転するタービンホイール１０８、１１０、１１２、１１４は、不図示のシャフトを介して、例えば発電機のような装置を駆動する。
【００１６】
[0020]ここで図２に戻ると、図１の産業用ガスタービンエンジンに使用できる典型的なタービンブレードの斜視図を示してある。ニッケルを基礎とする超合金で形成したタービンブレード２００は翼２０２（即ち「バケット」）及び装着区分２０４を有する。バケット２０２は装着区分２０４に結合され、装着区分はタービンホイール（図示せず）に装着される。バケット２０２は燃焼器区分１０２から出る燃焼空気を衝突させる上流側２０６と、下流側２０８とを有する。図示の実施の形態においては、タービンブレード２００は更にバケット２０２の端部に結合された覆い２１０を有する。
【００１７】
[0021]上述の産業用ガスタービン１００のようなタービン内のタービンブレード２００及びノズルは使用中に磨耗するか又は損傷することがある。特に、先に指摘したように、タービンブレード及びノズルは使用中に腐食、酸化、浸食及び（又は）熱疲労を受けることがある。従って、先に言及したように、磨耗又は損傷したタービンブレードを修理する信頼ある方法が必要となる。特定の好ましい実施の形態によれば、磨耗又は損傷した超合金のタービンブレード２００を修理する方法は、ブレード２００を最初に予め加熱することなく、磨耗又は損傷したタービンブレード２００に溶接処理を施す工程を有する。次いで、溶接処理により形成された溶接シームを検査して、溶接シーム表面に何らかのひび割れが生じたか否かを決定でき、生じていたら、ひび割れをシールする。その後、タービンブレード２００に高温静水圧圧縮成形（ＨＩＰ）処理を施す。この一般的な処理をここで詳細に説明する。
【００１８】
[0022]例えば定期的なタービン保守、修理又は検査中に１又はそれ以上の磨耗又は損傷したタービンブレード２００が特定された場合、磨耗又は損傷したタービンブレード２００をタービンから取り外す。タービンブレード２００又は少なくともブレード２００の磨耗又は損傷した区分の修理を準備する。この準備は、例えば、ブレード２００からグリースを除去し、ブレード２００の表面からコーティングを剥ぎ取り、ブレード２００から酸化物を除去し、必要なら再度ブレードからグリースを除去する工程を有する。この実施の形態はこのような準備工程に限定されず、付加的な又は異なる形式及び数の準備工程を行うことができることを認識されたい。更に、このような準備工程は化学的及び機械的な形式の手順の一方又は双方を使用して行うことができることを認識されたい。
【００１９】
[0023]タービンブレード２００を準備した後、次いで、超合金材料を磨耗又は損傷した領域に結合するためにブレードに溶接処理を施す。磨耗又は損傷した領域に結合される材料はタービンブレード２００の基礎材料と同一とすることができるか、又は、基礎金属のものと実質上適合する機械的特性を少なくとも有することができる。図３に簡単な概略形として示す溶接処理は電子ビーム（ＥＢ）溶接処理又はレーザー溶接処理のいずれかとすることができ、タービンブレード２００を最初に予め加熱することなく行われる。一般に知られているように、ＥＢ溶接は、加工片上に高エネルギ電子ビーム３０４を衝突させることにより、タービンブレード２００のような加工片上に溶接シーム３０２を生じさせ、一方、レーザー溶接は加工片上に高エネルギレーザービーム３０４を衝突させることにより溶接シーム３０２を生じさせる。レーザービーム３０４は好ましくはＣＯ２レーザー、ＹＡＧレーザー、ダイオードレーザー又はファイバレーザーを使用して発生させるが、他の形式のレーザーも使用できることを認識されたい。更に、好ましくは、この溶接処理中にフィラー材料は使用しないことに留意すべきだが、フィラー材料を使用できることを認識されたい。
【００２０】
[0024]たとえＥＢ溶接又はレーザー溶接のいずれかの特定の形式の溶接処理を使用しても、溶接シーム３０２を検査して、ひび割れ又は孔のような何らかの表面欠陥が存在するか否かを決定することができる。この検査処理は、これらには限定されないが、蛍光侵入検査又はラジオグラフィック検査を含む多数の既知の非破壊検査技術の任意の１つを使用して行うことができる。
【００２１】
[0025]検査処理により、溶接シーム３０２に表面欠陥が存在することが分かった場合、シーム表面をシールするために付加的な処理をタービンブレード２００に施す。この付加的な処理は別のレーザー溶接処理又は液相拡散ボンド処理とすることができる。レーザー溶接処理を使用する場合、レーザー粉末溶融溶接処理が好ましい。一般に知られているように、レーザー粉末溶融溶接処理中、ＩＮ−６２５のような粉末フィラー材料が溶接区域に供給されて溶接シーム上の表面欠陥部をシールする。また一般に知られているように、液相拡散ボンド処理は結晶性固体の結晶格子を通しての原子の拡散に基づく。Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ（登録商標名）ＪｅｔＦｉｘ（登録商標名）処理のような典型的な液相拡散ボンド処理においては、高溶融温度成分と低溶融温度成分とバインドとの混合物であるフィラー材料が溶接シーム３０２に適用され、次いで、タービンブレード２００が拡散熱処理される。フィラー材料は、熱処理中に、毛細管作用を介して、溶接シーム３０２の表面欠陥を治癒する。
【００２２】
[0026]修理方法の残りの説明を進める前に、後ＥＢ又は後レーザー溶接による溶接シームに関する簡単な説明を行う。特に、超合金材料がこれらの溶接処理のいずれかを受ける場合、溶接シームは表面欠陥を極めて生じ易いことが一般に知られている。したがって、所望なら、溶接シームの検査は省略することができ、上述のレーザー溶接処理又は拡散処理を使用して、溶接シームの表面をシールする処理を行うことができる。
【００２３】
[0027]ここで、修理方法の説明に戻ると、溶接シームの表面をシールした後、次いで、タービンブレード２００に高温静水圧圧縮成形（ＨＩＰ）処理を施す。一般に知られているように、ＨＩＰ処理は高圧及び高温の熱処理である。基本的なＨＩＰ処理は加工片に適用される上昇した温度と静水圧ガス圧力（一般にアルゴンのような不活性ガスを使用する）との組合せを含む。ＨＩＰ処理は普通比較的高温で圧力容器内において実行される。ＨＩＰ処理中、タービンブレードの溶接部内に存在することのある空隙、ひび割れ及び（又は）欠陥部を治癒することができる。空隙、ひび割れ及び（又は）欠陥部の治癒は可能性のあるひび割れ開始箇所を実質上排除する。
【００２４】
従って、数ある中でも、ＨＩＰ処理はタービンブレード２００の以後の処理中に及びタービンブレード２００を使用状態に戻す際にひび割れ防止の補助を行う。ＨＩＰ処理はまた長期の使用後に劣化することのあるタービンブレードの基礎金属のミクロ組織の回復に貢献する。ＨＩＰ処理に関連する圧力、温度及び時間を変更できることを認識されたい。しかし、特定の好ましい実施の形態においては、ＨＩＰ処理は、約２２００°Ｆ及び約１５ｋｓｉで、約２−４時間にわたって実施される。
【００２５】
[0028]ＨＩＰ処理が完了したとき、次いで、タービンブレード２００は、仕上げ処理を施すことにより、使用状態へ戻す準備を行うことができる。仕上げ処理は最終機械加工をタービンブレード２００に施す工程及び（又は）必要に応じて再コーティング処理を施す工程を含むことができる。仕上げ処理は更にコーティング及び熟成熱処理の双方、並びに、最終検査を含むことができる。
【００２６】
[0029]好ましい実施の形態を参照して本発明を説明したが、当業者なら、本発明の要旨から逸脱することなく、種々の変更を行うことができ、その構成要素のために等価物を交換できることを理解できよう。更に、その本質的な範囲から逸脱することなく、本発明の教示に対して特定の状況又は最良を適合させるように種々の修正を行うことができる。それ故、本発明は本発明を実施するために企画された最良の形態として説明した特定の実施の形態に限定されるものではなく、本発明は特許請求の範囲内に入るすべての実施の形態を含むものとする。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】典型的な産業用ガスタービンエンジンの一部の断面側面図である。
【図２】図１の産業用ガスタービンエンジンに使用することのできる典型的なタービンブレードの斜視図である。
【図３】本発明の実施の形態に係る溶接処理を受ける、図２のタービンブレードとすることのできる２つの超合金基体の簡単な斜視図である。
【図１】
2007516842.tif 000003
【図２】
2007516842.tif 000004
【図３】
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【国際調査報告】
2007516842.tif 000006
2007516842.tif 000007