(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの台板及び少なくとも１つのエアフォイルを有するタービン羽根を磨き直す方法にして、少なくとも１つのエアフォイルを少なくとも１つの交換用エアフォイルと交換する工程を含み、少なくとも１つの台板は第１のコバルト基礎の超合金からなり、少なくとも１つの交換用エアフォイルは第１のニッケル基礎の超合金からなり、前記方法は、
少なくとも１つのエアフォイルから少なくとも１つの台板を分離する分離工程と；
第２のニッケル基礎の超合金と第２のコバルト基礎の超合金との混合体で少なくとも１つの台板をレーザークラッディングする工程と；
少なくとも１つのレーザークラッディングされた台板及び少なくとも１つの交換用エアフォイルから羽根を再組立てする工程と；を含む方法。
【請求項２】
混合体は２０乃至８０重量％の第２のコバルト基礎の超合金及び８０乃至２０重量％の第２のニッケル基礎の超合金を含む請求項１の方法。
【請求項３】
混合体は４０乃至６０重量％の第２のコバルト基礎の超合金及び６０乃至４０重量％の第２のニッケル基礎の超合金を含む請求項２の方法。
【請求項４】
混合体はほぼ同量の第２のコバルト基礎の超合金及び第２のニッケル基礎の超合金を含む請求項３の方法。
【請求項５】
混合体の第２のコバルト基礎の超合金は前記少なくとも１つの台板の第１のコバルト基礎の超合金と同じ組成である請求項２の方法。
【請求項６】
混合体の第２のニッケル基礎の超合金は前記少なくとも１つの交換用エアフォイルの第１のニッケル基礎の超合金と同じ組成である請求項５の方法。
【請求項７】
混合体は被覆の目的のために少なくとも１つの交換用エアフォイルの表面と両立できる少なくとも１つのレーザークラッディングされた台板のガス経路表面を提供するのに有効である請求項２の方法。
【請求項８】
混合体は改善された機械的特性を備えるレーザークラッディングされた台板のガス経路表面を提供するのに有効である請求項２の方法。
【請求項９】
第１のコバルト基礎の超合金はＸ４０である請求項２の方法。
【請求項１０】
第１のニッケル基礎の超合金は方向性を持たせて固化されたＣＭ１８６である請求項９の方法。
【請求項１１】
第２のコバルト基礎の超合金はＸ４０であり、第２のニッケル基礎の超合金はＣＭ１８６である請求項１０の方法。
【請求項１２】
再組立てされた羽根上のガス経路表面を被覆する工程を更に含む請求項１の方法。
【請求項１３】
被覆はアルミニド被覆である請求項１２の方法。
【請求項１４】
分離工程は、少なくとも１つの台板の各々上に対応するスタブを形成するように少なくとも１つの台板から各エアフォイルを切断する工程、及び対応する少なくとも１つの台板の表面と同一面となるように各スタブを機械加工する工程を含む請求項１の方法。
【請求項１５】
少なくとも１つの台板内の開口を閉栓する閉栓工程及び少なくとも１つの台板をろう付けする工程を更に含み、少なくとも１つの台板内の開口は少なくとも１つのエアフォイル開口を含む請求項１の方法。
【請求項１６】
閉栓工程は、少なくとも１つの台板と両立できる材料であり対応するエアフォイル開口を実質上満たすように形成される素材からプラグを機械加工する工程、及び少なくとも１つの台板の対応するエアフォイル開口内でプラグを溶接する工程を含む請求項１５の方法。
【請求項１７】
対応する少なくとも１つのシールされた台板を形成するように少なくとも１つの台板をシールする工程、及び少なくとも１つのシールされた台板に冷却穴を回復させる工程を更に含む請求項１の方法。
【請求項１８】
少なくとも１つの台板及び少なくとも１つのエアフォイルを有し少なくとも１つの台板は開口を有するタービン羽根を修理する方法であって、少なくとも１つのエアフォイルを少なくとも１つの交換用エアフォイルと交換する工程を含み、少なくとも１つの台板は第１のコバルト基礎の超合金からなり、少なくとも１つの交換用エアフォイルは第１のニッケル基礎の超合金からなり、前記方法は、
少なくとも１つのエアフォイルから少なくとも１つの台板を分離する工程と；
少なくとも１つの台板にガス経路表面を回復させる回復工程と；
第２のニッケル基礎の超合金と第２のコバルト基礎の超合金との混合体で少なくとも１つの台板をレーザークラッディングする工程と；
少なくとも１つの台板内に少なくとも１つのエアフォイルソケットを切削する工程と；
少なくとも１つの台板及び少なくとも１つのエアフォイルソケットに結合された少なくとも１つの交換用エアフォイルから羽根を再組立てする工程と；を含む方法。
【請求項１９】
回復工程は自動機械作業を使用してガス経路表面を輪郭づけする工程を含む請求項１８の方法。
【請求項２０】
少なくとも１つの台板及び複数のエアフォイルを有し、複数のエアフォイルのうちの２つのエアフォイル間の距離が第１のクラス領域を画定し、少なくとも１つの台板がエアフォイルの数量に対応する開口を有するタービン羽根を修理する方法であって、
少なくとも１つのエアフォイルを少なくとも１つの交換用エアフォイルと交換する工程を含み、少なくとも１つの台板は第１のコバルト基礎の超合金からなり、少なくとも１つの交換用エアフォイルは第１のニッケル基礎の超合金からなり、前記方法は、
複数のエアフォイルから少なくとも１つの台板を分離する工程と；
少なくとも１つの台板の開口をシールするシール工程と；
第２のニッケル基礎の超合金と第２のコバルト基礎の超合金との混合体で少なくとも１つの台板をレーザークラッディングする工程と；
少なくとも１つの台板内に、対応する開口とは異なる位置で切削される複数のエアフォイルソケットを切削する工程と；
少なくとも１つの台板及び対応するエアフォイルソケットにそれぞれ結合された複数の交換用エアフォイルから羽根を再組立てする工程と；を含む方法。
【請求項２１】
再組立てされた羽根は第１のクラス領域とは異なる第２のクラス領域を含む請求項２０の方法。
【請求項２２】
少なくとも１つの台板の第１のコバルト基礎の超合金は混合体の第２のコバルト基礎の超合金と同じ組成であり、少なくとも１つの交換用エアフォイルの第１のニッケル基礎の超合金は混合体の第２のニッケル基礎の超合金と同じ組成である請求項２０の方法。
【請求項２３】
第１のコバルト基礎の超合金はＸ４０であり、第１のニッケル基礎の超合金はＣＭ１８６である請求項２２の方法。
【請求項２４】
シール工程は第３の材料を少なくとも１つの台板にろう付けすることにより達成される請求項２０の方法。
【請求項２５】
第２のコバルト基礎の超合金は第１のコバルト基礎の超合金と同じ組成であり、第２のニッケル基礎の超合金は第１のニッケル基礎の超合金と同じ組成である請求項２３の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明は、タービン羽根を磨き直す方法に関し、特に、タービン羽根の台板の基礎的なコバルト材料及び交換用のタービン羽根エアフォイルの基礎的なニッケル材料に対応する合金混合粉末がタービン羽根の台板のガス経路表面にレーザークラッディング（cladding;金属被覆）されて、磨き直した羽根の機械的特性及び被覆特性を改善する磨き直し方法に関する。
【０００２】
ガスタービンエンジンの素子、特にエンジンの高温区分内に位置する素子は、苛酷な作動環境に曝される。エンジンのウォームアップ、作動及び冷却中の反復温度サイクルに伴う極限の作動温度はエンジンの素子を急激に劣化させることがある。これらの素子は、修理即ち磨き直し又は交換を必要とするように損傷又は摩耗することのあるＨＰＴ（高圧タービン）の羽根セグメントを含む。
【０００３】
タービンエンジンの羽根セグメントは典型的には外側及び内側の台板（platform）からなり、これらの間に、１又はそれ以上のエアフォイルが位置する。エアフォイルは、一方又は両方の台板と一体の単一ユニットとして鋳造されるか、または、素子組立体の形として台板に別個に溶接又はろう付けされる。あるタービン羽根は内側及び外側の台板と一体的に鋳造された２個、３個又はそれ以上のエアフォイルを有する複雑な鋳造物である。タービン羽根の別の形は対をなす組立体である。対をなす組立体は、単一のエアフォイルが２つの台板間で一体的に鋳造されている羽根である。これらの２つの鋳造物は合致面ジョイントに沿ってろう付け又は溶接され、ダブレット羽根組立体を形成する。
【０００４】
従来のエアフォイル交換手順は台板からエアフォイルを切断することにより台板を分離する工程を含む。この手順は、エアフォイルが切り出された各台板上に端くれ即ちスタブを残す。次いで、交換用のエアフォイルが、典型的には電子ビーム（ＥＢ）溶接技術を使用して、スタブに溶接される。新しいエアフォイルを既存のスタブ上で位置決めしなければならないため、新しいエアフォイルの位置決めは制限されてしまう。また、ニッケルのエアフォイルをコバルトの台板にＥＢ溶接すること、または、ニッケルのエアフォイルをニッケルの台板にＥＢ溶接することさえ極めて困難である。また、エアフォイルスタブが残っているため、自動化処理による台板のガス経路表面の完全な磨き直しは不可能である。各台板から突出する不規則輪郭のスタブは、台板のろう付け及び輪郭づけを手動で行うことを要求する。しかし、修理価格及び時間を最小にするためには、できるだけ多くの磨き直し作業を自動化するのが望ましい。
【０００５】
羽根内でのエアフォイルの位置決め即ち羽根セグメントの台板上での位置決めは、羽根の磨き直し中に調整を必要とすることがある。例えば、隣接する羽根間のノズル開口領域（以下、「クラス領域」という）に対する調整が必要なことがある。例えば、材料科学の進歩はしばしばエアフォイル部材として使用する改善された材料を提供し、既存の羽根に使用されるものとは異なる寸法及び空気力学特性を有するエアフォイルを提供することができる。
【０００６】
ガスタービンエンジン内の素子は空冷され、高価な材料から製造される。これらの素子はまた組立てが高価である。その結果、元の材料をできるだけ多く再使用できるように、各羽根内で改善された素子及び材料を提供しながら、損傷を効率的に修理できるようにすることが望ましい。タービン羽根組立体を鋳造する合金を改善することによりタービン羽根組立体を改良する概念は産業界で既知である。進歩した高強度合金から一層複雑な形状を鋳造する能力が改善されてきたので、タービンエンジンの製造者は新たな形状を有する羽根に対してこれらの合金を実施している。
【０００７】
例えば、ゼネラル・エレクトリック社はＸ４０台板に合致するＸ４０（コバルト）エアフォイルを使用してＬＭ１６００型エンジンのための第１段タービン羽根を製造した。これらの羽根はＭａｒ  Ｍ５０９（コバルト）台板を伴うＭＡ７５４（ニッケル）エアフォイルを使用して引き続き製造された。現在形状のＬＭ１６００型羽根はＤＳ  Ｒｅｎｅ１４２（方向性を持たせて固化されたニッケル）台板を伴うＲｅｎｅ  Ｎ５（単結晶ニッケル）を使用する。別の例はゼネラル・エレクトリック社のＦ４０４型第１段タービン羽根である。元のＦ４０４型羽根はＭａｒ  Ｍ５０９台板に合致するＭＡ７５４エアフォイルを有していた。Ｆ４０４型羽根はＤＳＲ１４２台板を伴うＮ５エアフォイルを使用して引き続き製造された。
【０００８】
方向性を持たせて固化された沈殿硬化ニッケル基礎の超合金は、典型的な等軸構造のコバルト基礎の超合金又は等軸ニッケル基礎の超合金と比べた場合、秀れた機械的特性を示す。このように、これらの超合金はタービン羽根の磨き直し中に交換用エアフォイルとして使用するために必然的に選択される。しかし、ニッケル基礎の超合金の羽根をコバルト基礎の超合金の台板に合致させる場合に、問題が生じる。従来は、ＬＭ１６００型又はＦ４０４型の羽根の如きこの形状で製造された羽根は、エアフォイルの表面が被覆されていなかった。しかし、現在のエンジン作動条件は、裸の合金が十分な寿命を提供できないほど厳しいものである。それ故、タービン羽根のすべてのガス経路表面が酸化及び腐食を防止するために保護被覆を受けることは必須である。
【０００９】
好ましい被覆は拡散、上塗り又は他の手段により施すことのできるアルミニド又は貴金属（プラチナ）アルミニドである。全体の羽根組立体のガス経路上で均一な被覆（マイクロ構造及び特性）を達成するために、台板のガス経路表面の表面化学特性はエアフォイルと両立できなければならない。コバルト基礎の超合金の台板は不均一被覆を生じさせるニッケル基礎の超合金のエアフォイルとは異なる割合で被覆され、ガス経路表面を被覆目的のために両立しなくさせてしまう。
【００１０】
ニッケル基礎の超合金のエアフォイルを使用する羽根を磨き直す場合は、直ニッケル基礎超合金でコバルト基礎の超合金の台板をクラッディングすることは可能である。しかし、ニッケル超合金のクラッディングとコバルト超合金の基体との間の降伏強さの差と共に、熱膨張係数の差が、修理工程中及び引き続きのエンジン作動中に重大なひび割れの問題を生じさせてしまう。
【００１１】
それ故、磨き直し及びエンジン作動中の羽根のひび割れを最小にしながらニッケル基礎の超合金のエアフォイルの使用を可能にし、羽根の機械的特性を改善するように羽根の磨き直し中にコバルト基礎の超合金の羽根の台板の表面に施すことができ、かつ、アルミニド被覆と両立できるクラッディング材料を提供することが望ましい。
【００１２】
【発明の概要】
本発明は、合金混合粉末タービン羽根のコバルトの台板のガス経路表面に対してレーザークラッディングされるようなタービンエンジンの羽根を磨き直す方法を提供する。合金混合体はニッケル基礎の超合金とコバルト基礎の超合金との混合物からなる。
【００１３】
また、磨き直し中、羽根の元の形状は、単一の鋳造物又は溶接された対から、内側及び外側の台板に取り付けられた個々のエアフォイルセグメントを有する多部品素子組立体へ修正することができる。素子組立体は改善された鋳造物とのエアフォイル及び／又は台板の交換を可能にする。
【００１４】
別の形状は、新たな交換用の台板が１又はそれ以上のエアフォイルと一体的に鋳造され、次いで、これが修理された台板に取り付けられるような多重素子組立体である。改良点は改善された合金、改善された物理幾何学形状又はその双方の形をとることができる。本発明の方法はまた、ろう付け又は他の輪郭変更処理によりエアフォイルの輪郭を修正する必要なしに、羽根のクラス領域における修正を可能にする。
【００１５】
本発明のレーザークラッディング作業は、従来の適用方法を使用して被覆をこれらのガス経路表面に均一に施す（適用する）ことができるように、台板及びエアフォイルのガス経路表面の化学組成を互いに十分に類似するようにさせながら、それと等価の合金を単にろう付けした場合に比べて台板のガス経路表面の機械的特性及び高温腐食特性を改善する。更に、ろう付けとは違って、レーザークラッディングは、溶融点降下剤をろう付け組成に添加することによって生じる残りの元の基礎合金の希釈効果を減少させることにより、以後の羽根修理を容易にする。
【００１６】
それ故、本発明は、例えば、方向性を持たせて固化された又は単結晶の交換用のニッケル基礎超合金のエアフォイルを新たな羽根組立体に容易に組み込むことができるようにする。発明の方法は修理時間及びコストを減少させ、磨き直された羽根の使用可能な寿命を同時に延ばしながら、素子の改善及び羽根の性能の最適化を可能にする。
【００１７】
本発明は少なくとも１つの台板と少なくとも１つのエアフォイルとを有するタービン羽根を磨き直す方法を提供する。この方法によれば、台板はエアフォイルから分離される。台板は第１のコバルト基礎の超合金からなり、交換用のエアフォイルは第１のニッケル基礎の超合金からなる。台板は第２のニッケル基礎の超合金と第２のコバルト基礎の超合金との混合体でレーザークラッディングされる。好ましい実施の形態においては、第１のコバルト基礎の超合金の一方又は双方は第２のコバルト基礎の超合金と同じ組成であり、第１のニッケル基礎の超合金は第２のニッケル基礎の超合金と同じ組成である。羽根はレーザークラッディングされた台板及び交換用エアフォイルから再組立てされる。
【００１８】
本発明はまた、少なくとも１つのコバルト基礎超合金の台板と少なくとも１つのニッケル基礎超合金のエアフォイルとを有するタービン羽根を修理する方法を提供する。台板は少なくとも１つの開口を有する。この方法によれば、台板はエアフォイルから分離される。台板上のガス経路表面は回復される。台板はコバルト基礎の超合金とニッケル基礎の超合金との混合体でレーザークラッディングされる。エアフォイルソケットが台板内に切削される。羽根は台板及び交換用エアフォイルから再組立てされ、交換用エアフォイルはエアフォイルソケットに結合される。
【００１９】
また、本発明により提供されるものは、少なくとも１つのコバルト基礎超合金の台板と複数のニッケル基礎超合金のエアフォイルとを有するタービン羽根を修理する方法である。複数のエアフォイルのうちの２つのエアフォイル間の距離は第１のクラス領域を画定し、台板はエアフォイルの数量に対応する開口を有する。この方法によれば、台板は複数のエアフォイルから分離される。台板の開口はシールされる。台板はコバルト基礎の超合金とニッケル基礎の超合金との混合体でレーザークラッディングされる。複数のエアフォイルソケットが台板内に切削されるが、複数のエアフォイルソケットは対応する開口とは異なる位置で切削される。羽根は台板及び複数の交換用エアフォイルから再組立てされ、複数の交換用エアフォイルはそれぞれのエアフォイルソケットに結合される。
【００２０】
本発明の他の特徴及び利点は添付図面を参照しての本発明の実施の形態の次の説明から明らかとなろう
本発明を図示する目的で、現在好ましい形態を図面に示すが、本発明は図示の精確な構成及び手段に限定されないことを理解すべきである。
【００２１】
【発明の実施の形態の詳細な説明】
最初に、ここでは、「修理」、「改善」及び「磨き直し」という用語はタービンエンジン羽根の解体及びそのエアフォイルの交換の処理を参照するために互換的に使用されることに留意されたい。
【００２２】
同様の符号は同様の素子を示す図面を参照すると、図１は本発明の方法が遂行されるタービン羽根の斜視図である。本発明の方法に従って修理されるタービン羽根２は内側の台板４と、外側の台板６と、先行エアフォイル８と、後行エアフォイル１０とを有する。修理の前は、先行エアフォイル８及び後行エアフォイル１０は内側の台板４及び外側の台板６の一方又は両方と一体のユニットとして鋳造されるか、または、内側の台板４及び外側の台板６の一方又は両方に溶接及び／又はろう付けされる。図１は２つのエアフォイル８、１０を示すが、タービン羽根は任意数のエアフォイルを有することができることに留意すべきである。冷却溝穴１２は先行エアフォイル８及び後行エアフォイル１０の後縁に位置する。
【００２３】
本発明を説明する目的で、台板がＸ４０コバルト基礎超合金から製造され、改善された交換用エアフォイルがＣＭ１８６ニッケル基礎超合金から製造された例を述べる。しかし、以後に説明するように、本発明はニッケル基礎の超合金に合致させるべき任意のコバルト基礎超合金の羽根台板に適用できることに留意すべきである。
【００２４】
ここで、図２に示すフローチャートを参照しながら本発明の羽根磨き直し方法を説明する。磨き直し前は、完成した羽根が元のものと実質上同じ寸法を有するのを保証するために、羽根２が詳細に測定される。例えば、ガス経路表面の軸方向及び半径方向における湾曲即ち台板の内側は、他の台板の寸法と同様に、輪郭を新たな部品のものと比較することにより測定することができる。
【００２５】
磨き直されている羽根は、最初に、羽根から既存の被覆を剥離するために化学処理（ステップ１４）を受ける。これらの被覆を剥離する方法は既知で、例えば、最初のグリットブラスト操作、及びこれに続く５０％の硝酸／５０％のリン酸の加熱溶液内への浸没を含む。羽根のすすぎ及び乾燥の後の引き続きのグリットブラストが処理を完了させることができる。除去される特定の被覆に応じて、他の酸内での付加的なサイクルが必要になることがある。
【００２６】
羽根から被覆を剥離した後、エアフォイル８、１０が内側の台板４及び外側の台板６から分離される（ステップ１６）。修理すべき羽根が素子組立体の羽根である場合は、ろう付けジョイントを溶融するのに十分な温度まで全体の組立体を加熱することにより、台板及びエアフォイルを分離することができる。代わりに、図３に示すようなエアフォイルスタブ３８を残すように、エアフォイルを羽根から切断することができる。
【００２７】
エアフォイルが台板と一体的に鋳造される場合は、エアフォイル８、１０からのスタブが内側の台板４及び外側の台板６から突出するように羽根２からエアフォイル８、１０を切断することにより、分離が達成される。図３は、エアフォイルスタブ３８を形成するようにエアフォイル８、１０が除去された状態での内側の台板４及び外側の台板６を示す。
【００２８】
元の合致面溶接部に沿ったひび割れを含む台板内の顕著なひび割れは、羽根２からのエアフォイル８、１０の除去前に、手動で確かめられ、準備され、溶接することができることに留意すべきである（図示しないステップ）。更に、エアフォイル８、１０の除去前に、随意として、熱サイクルにより発生し又は初期の溶接作業により発生した羽根内の歪みを修正するために羽根２を加熱し、真っすぐに直すことができる（図示しないステップ）。
【００２９】
台板４、６からエアフォイル８、１０を除去した後は、内側の台板４及び外側の台板６のための基本的な修理手順は同じである。台板４、６が分離された後、第２の溶接作業を遂行して、台板内に残ったいかなるひび割れをも修理し、台板４、６のすべての冷却穴３８を閉栓する（ステップ１８）。ＴＩＧ（タングステン不活性ガス）溶接の如き既知の溶接技術を使用することができる。
次いで、台板４、６上のガス経路表面４２と同一面となるようにエアフォイルスタブ３８を機械加工する（ステップ２０）。例えば、機械加工はエアフォイルスタブ３８のベルト研磨により達成することができる。
【００３０】
次いで、台板４、６のエアフォイル通路を閉栓する（ステップ２２）。図４は台板の開口を閉栓した状態での内側の台板４及び外側の台板６の斜視図を示す。プラグ４４は台板の対応するエアフォイル開口内に嵌合するように機械加工され、プラグ４４を適所に保持するために仮付け溶接部４６が使用される。使用されるプラグは台板の基礎合金と両立できる合金材料から切削加工され、従って、プラグ合金は台板の基礎合金に対して均一に溶接又はろう付けされる。典型的には、プラグのための合金の基礎元素は台板のための合金のものと同じであり、すなわち、コバルト基礎の超合金である。Ｘ−４０コバルト合金の台板に対しては、Ｌ−６０５コバルト合金のプラグが有用である。
【００３１】
次いで、ろう付け作業のために大半の型式のタービン羽根を準備するために使用される真空クリーニングサイクルで台板４、６を処理する（図示しないステップ）。部品が完全にクリーニングされない場合は、ろうは適正に流れず、部品内へ拡散せずに適正に接着されず、汚染を生じさせてしまう。適当なクリーニングサイクルは大気炉内で生じる最初のフッ化物クリーニングを含み、この炉では、化学反応が生じて、羽根表面上及び露出したひび割れ内の酸化アルミニウム及び酸化チタンを減少させる（破壊する）。次の工程は水素真空クリーニングであり、この工程では、水素ガスがクロムを純化するために酸化クロムを減少させるように作用する。最後の工程は、部品がろう付けのために最終的に準備されるように、部品の表面からいかなる残留酸化物（Ａｌ、Ｔｉ、Ｃｒ）をも吸引するための真空クリーニングサイクルである。
【００３２】
次いで、既知の技術を使用してガス経路表面４４をろう付けして、プラグ４４により閉栓されたエアフォイル通路をシールし、台板４、６内の微小ひび割れをシールし、冷却穴４０をシールするようにろう材料の層を施し、比較的平滑な表面を得る（ステップ２４）。
【００３３】
次いで、既知の機械加工処理（例えば、輪郭フライス加工、自動ベルト研磨、手動ベルト研磨）を使用して台板４、６を機械加工し、ガス経路表面４２に正確な輪郭即ち最初に特定された輪郭を回復させ、エアフォイル交換作業前に測定されたような台板の寸法を回復させる（ステップ２６）。ガス経路の輪郭づけは既知の自動機械加工技術を使用して容易に自動化される。その理由は、エアフォイルスタブ３６を平坦に機械加工した後には、台板４、６が実質上平滑になるからである。また、手動機械加工工程と一緒に、真空加熱処理作業を遂行することができる。
【００３４】
ニッケル及びコバルトを基礎とする超合金は複雑で、厳密に制御された結晶構造及びマイクロ構造を有する。両者は、エンジン運転中に見られる高温により、及び、溶接、ろう付け、真空クリーニング等の高温修理作業により、影響を受けることがある。修理工程中の種々の時間において、マイクロ構造を元の状態に回復させるために又は（溶接作業前の初期の応力解除の遂行の如き）他の作業を容易にするようにこれを当座の工程として調整するために、特定の熱処理を遂行しなければならない。一般に、すべてのこれらの熱処理はいかなる表面酸化又は他の汚染を阻止するために真空炉内で遂行される。
【００３５】
次いで、台板４、６を適当な固定具内に配置し、ガス経路表面４２のレーザークラッディングのための準備を行う（ステップ２８）。台板４、６をクラッディングするために使用される合金粉末の混合物はコバルト基礎の超合金とニッケル基礎の超合金との混合体である。好ましい実施の形態においては、混合体内のコバルト基礎の超合金の一方又は双方は台板のコバルト基礎超合金材料に対応し、混合体内のニッケル基礎の超合金は交換用エアフォイルのニッケル基礎超合金材料に対応する。台板及びエアフォイルの合金に合致する混合体内での合金の使用は両立性の目的にとって好ましいが、台板のガス経路表面の特性の更なる改善を達成するために異なるコバルト基礎の超合金及び／又はニッケル基礎の超合金を使用することも可能である。
【００３６】
使用される混合体はコバルト基礎の台板のガス経路表面に改善された機械的特性（強度、腐食及び高温酸化抵抗）を提供するのに有効である。使用される混合体はまた、両方の表面を均一に被覆できる点で、被覆の目的で交換用のニッケル基礎の超合金のエアフォイルの表面と両立できるレーザークラッディングされる台板のためのガス経路表面を提供するのに有効である。一般に、混合体は２０乃至８０重量％、好ましくは４０乃至６０重量％のニッケル基礎の超合金及び８０乃至２０重量％、好ましくは６０乃至４０重量％のコバルト基礎の超合金からなることができる。
【００３７】
１つの実施の形態においては、混合体は同じ重量部のニッケル基礎の超合金及びコバルト基礎の超合金からなる。例えば、台板４、６は１６００゜Ｆの適当な温度に加熱され、元のＸ４０台板及びＣＭ１８６交換用エアフォイルに合致するように実質上同じ部の５０％Ｘ４０と５０％ＣＭ１８６との粉末混合物でレーザークラッディングを行う。コバルト合金Ｘ−４０は次の公称組成を有する：０．４５−０．５５％のＣ、２４．５−２６．５％のＣｒ、７．０−８．０％のＷ、９．５−１１．５％のＮｉ及び残りはコバルト；一方、ニッケル合金ＣＭ１８６は次の公称組成を有する：５．５−５．９％のＡｌ、０．０１−０．０２％のＢ、０．０６−０．０８％のＣ、６．７−６．３％のＣｒ、９．０−９．５％のＣｏ、１．０−１．６％のＨｆ、０．３−０．４％のＭｏ、２．８−３．１％のＲｅ、３．２−３．６％のＴａ、０．５−０．９％のＴｉ、８．０−９．０％のＷ、０．００４−０．０１０％のＺｒ及び残りはニッケル。
【００３８】
台板４、６がＸ４０ではなくコバルト基礎の超合金材料から製造される場合は、レーザークラッディング粉末は、Ｘ４０の部分を、台板の基礎材料に対応する異なる粉末成分と交換するように調整することができる。同様に、レーザークラッディング粉末内のＣＭ１８６成分はエアフォイル８、１０の基礎材料に対応するニッケル基礎の超合金成分と交換することができる。
【００３９】
レーザークラッディングは、表面が基礎材料の特性に合致する機械的特性を有するように表面を基礎材料に適合させる溶接作業である。また、レーザークラッディングは、基礎材料の特性よりも秀れた特性を有する合金又は合金混合物で基礎材料をクラッディングすることにより、基礎材料の表面の機械的特性を改善（すなわち、表面を強化）することができる。特に、台板の基礎材料のものを越えるように台板４、６の表面特性を改善するためにガス経路表面４２をクラッディングすることができる。
【００４０】
図５、図６は台板４上で遂行されるようなレーザークラッディング処理を示し、ここに、図５は台板４の頂面図であり、図６は６−６断面におけるその台板の断面図である。図５に示すように、ガス経路表面４２は台板４を横切る一連の列として順々に遂行される一連のクラッディングパスによりレーザークラッディングされる。各レーザークラッディングパスの終期に、クラッディング装置が隣接する列へ移動し、クラッディング材料が台板４上のガス経路表面４２に施される。図６に示すように、ガス経路表面４２に適用されたレーザークラッディング４８は隆起部５０の形をした一連の隆起領域を提供する。隆起部５０は台板４を横断し、クラッディングパスの方向即ち列方向に細長くなっている。
【００４１】
この時点で、台板４、６は、先にエアフォイルがこれに取り付けられていた又は冷却穴がこれを貫通していたという形跡を殆ど又は全く伴わずに、完全にシールされる。必要なら、台板４、６は付加的な真空熱処理を随意に受けることができる。次いで、機械加工を実施して、材料特性を最適化し、元の寸法との迎合を保証する（図示しないステップ）。
【００４２】
シール及びレーザークラッディングの後、元の輪郭に合致するようにクラッディングされた表面を機械加工し、次いで、台板４、６に冷却穴４０を回復させる。冷却穴の回復は、例えば、レーザードリル加工又はＥＤＭ（電気放電機械加工）（ステップ３０）の如き既知の技術を使用して達成することができる。
【００４３】
この時点で、台板４、６はエアフォイルソケットの切削の準備が整う。ＥＤＭ機械を使用して、内側の台板４及び外側の台板６上の精確な位置に新たなエアフォイルのためのソケットを切削する（ステップ３２）。代わりに、例えば炭酸ガス又はＹＡＧレーザーの如きレーザーを使用することによりこれらのソケットを切削することができる。炭酸ガスレーザーは設定周波数で連続ビームを発生させるために二酸化炭素ガスを使用する。ＹＡＧレーザーはフラッシュランプにより付勢されるイットリウム、アルミニウム、ガーネット結晶により発生されるパルスビームを放出する。炭酸ガスレーザーは一般に切削又は溶接用途のために使用され、ＹＡＧレーザーは一般に穴のドリル加工又は切削加工のために使用される。図７はソケット５２が切削された台板４、６を示す。
【００４４】
エアフォイルソケット５２が完全にシールされた台板４、６内に切削されるので、羽根２の最初の製造時とは異なる位置で、台板４、６上にエアフォイルソケット５２を位置決めすることができる。これは、元のエアフォイルに比べて異なる寸法のエアフォイルを使用でき、タービンエンジン内での羽根２の性能を最適化するようにクラス領域をも調整できるという大なる融通性を可能にする。
【００４５】
次いで、台板４、６をクリーニングし、新たな鋳造エアフォイルを使用して羽根２を再組立てする（ステップ３４）。羽根の再組立て中、新たな鋳造エアフォイルは、ソケット５２及び適所で溶接された仮付けを使用して、適所に配置される。エアフォイルは、これらを適所でろう付けすることにより、羽根２内の適所で恒久的にシールされる。
【００４６】
図８は、エアフォイルセグメントが台板に仮付け溶接された後の、組立てられた羽根２の斜視図を示す。特に、先行エアフォイル８及び後行エアフォイル１０はエアフォイル仮付け溶接部４８により内側の台板４及び外側の台板６に仮付け溶接された状態で示される。羽根２の最終機械加工は適正なガス経路表面及び各台板の端部上の合致面、ボルトフランジ、台板の上下縁、シール等を含む他の重要な表面を仕上げるために遂行される。次いで、再組立てされた羽根２のガス経路表面４２は普通の保護被覆、例えばアルミニド被覆及び被覆処理を使用して被覆される（ステップ３６）。ステップ２８における混合粉末を使用してのクラッディングにより、アルミニド被覆を交換用エアフォイル及び台板に容易かつ均一に施すことができ、ガス経路表面４２を保護する。
【００４７】
Ｘ４０／ＣＭ１８６粉末のほぼ５０％／５０％混合体からなるＸ４０基礎材料上に形成されたレーザークラッドはＸ４０基礎材料とうまく一体化されるレーザークラッド領域を示す。更に、アルミニド被覆はレーザークラッド領域上で均一に分布する。１００サイクルの空気クエンチ試験後にＸ４０台板上でのレーザークラッディングの試験を実施した。クエンチ試験の各サイクルは２，０５０゜Ｆ±２５゜Ｆに設定された空気炉で３０分及び周囲空気温度で３０分間台板を受けさせて、タービンエンジン内の材料の作動環境をシミュレートする工程を含んでいた。繰り返しのクエンチ（熱）サイクルにも拘わらず、基礎材料とレーザークラッド領域との間のジョイント内にひび割れ又は汚染が見られない。
【００４８】
本発明の方法は新品の羽根よりも顕著に低いコストで製造される包括的に磨き直された高圧タービンの羽根を提供する。素子組立体の羽根は、羽根の不使用時間を最小にしながら、その元の形からの大幅な修正を可能にする。
【００４９】
本発明の方法はまた、台板を同様の基礎材料に改善する必要なしに及び台板の基礎材料とエアフォイルの基礎材料との間の熱膨張係数の差によるひび割れの危険性なしに、エアフォイル鋳造物が改善されるのを可能にする。例えば、本発明はＸ４０コバルト基礎超合金の台板と一緒にＣＭ１８６鋳造ニッケル基礎超合金の交換用エアフォイルをタービン羽根２内で使用できるようにし、または、Ｘ４０コバルト基礎超合金の台板と一緒にＣＭＳＸ４単結晶鋳造ニッケル基礎超合金のエアフォイルを使用できるようにし、または、Ｘ４０コバルト基礎超合金の台板と一緒にＤＳＲ１４２ニッケル基礎超合金のエアフォイルを使用できるようにし、または、Ｘ４０基礎超合金コバルトの台板と一緒にＲ−８０ニッケル基礎超合金のエアフォイルを使用できるようにする。
【００５０】
交換用のエアフォイルを位置決めするために新たなエアフォイルソケット５２が内側の台板４及び外側の台板６内に切削されるので、従来の羽根修理方法において必要であるようなエアフォイルに対する材料の付加又は除去により、エアフォイルの輪郭を修正することなく、クラス領域を変更することができる。
【００５１】
また、本発明がエアフォイルスタブを除去し、台板の通路を閉じるので、ガス経路表面輪郭づけ作業を自動化することができ、羽根２に対する修理を遂行するのに必要なコスト及び時間を減少させる。引き続きのエアフォイルの交換も簡単になり、羽根２のコスト及び不使用時間を減少させる。その理由は、素子組立体の羽根におけるエアフォイルの交換が一体化した鋳造組立体における交換の遂行よりも一層複雑でないからである。これは特に事実である。なぜなら、本発明の方法を使用して一旦修理された羽根２が一体化した鋳造組立体を素子組立体に変更するからである。もちろん、本発明の方法を使用して修理を受けている羽根は素子組立体とすることができる。
【００５２】
特定の実施の形態につき本発明を説明したが、当業者なら、多くの他の変形や修正及び他の使用は明らかであろう。それ故、本発明はここでの特定の開示に限定されない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の方法が遂行されるタービン羽根の斜視図である。
【図２】  本発明のエアフォイル交換方法のフローチャートである。
【図３】  エアフォイルスタブを形成するためにエアフォイルを除去した状態での羽根台板の斜視図である。
【図４】  閉栓された台板開口を有する羽根台板の斜視図である。
【図５】  羽根台板の頂面図である。
【図６】  レーザークラッディングされた表面を示す、６−６断面における図５の羽根台板の断面図である。
【図７】  新たなソケットを切削した羽根台板の斜視図である。
【図８】  エアフォイルセグメントを台板に溶接した状態での組立てられた羽根の斜視図である。
【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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