BRPI0904611A2 - método para reparar um componente de turbina metálica e componente metálico de turbina reparado - Google Patents
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Abstract
MéTODO PARA REPARAR UM COMPONENTE DE TURBINA METáLICO E COMPONENTE METáLICO DE TURBINA REPARADO. é fornecido um método para reparar um componente metálico de turbina que inclui um sistema de revestimento de barreira térmica que inclui um revestimento de ligação metálico (22) e um revestimento superior cerâmico (24). O método inclui: (a) remover o revestimento superior (24) com o uso de processo mecânico; (b) decapar parcialmente o revestimento de ligação metálico (22) do componente, de forma que substancialmente nenhum material do componente seja removido; (c) reparar pelo menos um defeito no componente da turbina; (d) aplicar um novo revestimento de ligação metálico (26', 28') ao componente da turbina; e (e) aplicar um novo revestimento superior cerâmico (24) sobre o revestimento de ligação metálico (26', 28).
Description
"MÉTODO PARA REPARAR UM COMPONENTE DE TURBINA METÁLICO ECOMPONENTE METÁLICO DE TURBINA REPARADO"
Antecedentes Da Invenção
Esta invenção está relacionada em geral com o reparo decomponentes de mecanismos de turbinas a gás e mais particularmente com oreparo de componentes de turbinas que incorporam revestimentos de barreiratérmica cerâmicos.
Mecanismos de turbina a gás incluem uma "seção quente" quecompreende um combustor e uma ou mais turbinas a jusante. Os componentesna seção quente são expostos a um fluxo de gás corrosivo a alta temperaturadurante a operação o que limita sua vida efetiva de serviço. Desta maneira,estes componentes são tipicamente fabricados a partir de "superligas" decobalto ou baseadas em níquel de alta temperatura e freqüentementerevestidas com materiais resistentes a calor e/ou corrosão, e em particular comrevestimentos de barreira térmica cerâmicos (TBCs).
Exemplos de tais componentes incluem, mas não estão limitadosa, bicos e lâminas, e invólucros de lâmina da turbina. A despeito do uso derevestimentos protetores, estes componentes comumente desenvolvemdefeitos tais como fissuras, avarias, ou perda de material durante o serviço.
Estes componentes, após a operação do mecanismo, comumentesão reparados por processos de brasagem tais como restauração por difusãoativada ("ADH"), ou por processos de soldagem tais como soldagem desuperligas a elevada temperatura ("SWET"). A fim de obter um reparo comsucesso, os componentes devem estar limpos e livres de óxido na interfacecom o defeito.
Um processo convencional usado para reparar componentesrevestidos de TBC com fissuras de serviço é decapar completamente osrevestimentos TBC1 incluindo o revestimento superior cerâmico, e orevestimento de ligação metálico por uma combinação de jateamento abrasivoe decapagem química. Estes dois processos têm uma quantidade de aspectosnegativos, que incluem baixa produtividade pelo custo do trabalho, variaçõesno processo e retrabalho devido à natureza manual dos processos, e perda docomponente da parede durante a decapagem química que resulta em uma altataxa de resíduos.
Breve Descrição da Invenção
Estes e outros defeitos da técnica anterior são endereçados pelapresente invenção, que fornece um método para reparar um componente deturbina revestido ao mesmo tempo em que preserva a espessura do materialdo componente.
De acordo com um aspecto da invenção, um método éfornecido para reparar um componente de turbina metálico que inclui umsistema de barreira térmica que inclui um revestimento de ligação metálicoe um revestimento superior cerâmico. O método inclui: (a) remover orevestimento superior com o uso de processo mecânico; (b) decaparparcialmente o revestimento de ligação metálico do componente, de formaque substancialmente nenhum material do componente seja removido; (c)reparar pelo menos um defeito no componente da turbina; (d) aplicar umnovo revestimento de ligação metálico ao componente da turbina; e (e)aplicar um novo revestimento superior cerâmico sobre o revestimento deligação metálico.
De acordo com outro aspecto da invenção, um componente deturbina metálica reparado inclui: (a) um corpo metálico; (b) um revestimento deligação aplicado ao corpo, que compreende: (i) uma primeira camada de umaliga baseada em níquel; e (ii) uma segunda camada metálica de uma ligabaseada em níquel recobrindo a primeira camada; e (c) um revestimentosuperior cerâmico recobrindo o revestimento de ligação.Breve Descrição das Figuras
A invenção pode ser mais bem entendida por referência adescrição a seguir tomada em conjunto com as figuras de desenhos nas quais:
A Figura 1 é uma vista perspectiva de um bico de turbina emserviço que tem nela um ou mais defeitos;
A Figura 2 é uma vista de seção transversal aumentada de umaparte de uma pá do bico de turbina da Figura 1, que mostra nela um defeito;
A Figura 3 é uma vista da pá da Figura 2 após a remoção de umrevestimento superior TBC;
A Figura 4 é uma vista da pá da Figura 3 após a decapagemparcial de um revestimento de ligação TBC;
A Figura 5 é uma vista de uma pá da Figura 4 após o reparo dafissura;
A Figura 6 é uma vista da pá da Figura 5 após uma aplicação derevestimento de ligação;
A Figura 7 é uma vista da pá da Figura 6 após a reaplicação deum revestimento de aluminido; e
A Figura 8 é uma vista da pá da Figura 7 após a aplicação de umnovo revestimento superior TBC.
Descrição Detalhada Da Invenção
Com referência as figuras em que numerais de referênciaidênticos denotam os mesmos elementos por todas as várias visões, A Figura 1ilustra um segmento de bico de turbina ilustrativo 10. Um mecanismo de turbinaa gás incluirá uma pluralidade de tais segmentos 10 dispostos em umaordenação anelar. O segmento de bico da turbina 10 é meramente um exemplode um componente de turbina metálico revestido, e os métodos de reparodescritos aqui são igualmente aplicáveis a outros componentes, dos quaisexemplos não Iimitantes incluem revestimento interno do combustor, lâminasde turbina rotativas, e invólucros da turbina.
O bico da turbina 10 inclui primeira e segunda pás de bico 12dispostas entre uma cinta externa curvada 14 e uma cinta interna curvada 16.As pás definem aerofólios configurados para direcionar otimamente os gasesde combustão para um rotor da turbina (não mostrado) localizado a suajusante. As cintas externa e interna 14 e 16 definem as extremidades radiaisexterna e interna, respectivamente, do fluxo de gás através do segmento dobico 10. O interior das pás 12 é na maior parte côncavo e pode incluir umaquantidade de características de resfriamento internas de tipos conhecidos, taiscomo paredes definindo passagens de serpentinas, costelas, promotores deturbulência ("turbuladores"), etc. As pás 12 podem ter uma pluralidade de furosde resfriamento convencionais 18 e fendas na borda traseira 20 formadasnaqueles lugares. A presença de pelo menos uma quantidade mínimaespecificada de material (ou seja, uma espessura mínima da parede) nas pás12 e cintas 14 e 16 é importante para manter a integridade estrutural eperformance aerodinâmica do segmento do bico da turbina 10.
Estes segmentos do bico 10 e outros componentes das seçõesquentes comumente fundidas uma ou mais seções de uma super liga decobalto e baseada em níquel as quais têm uma resistência aceitável a elevadastemperaturas de operação e um mecanismo de turbina a gás (ou seja, RENE80, RENE 142, RENE N4, RENE N5, RENE N6).
O RENE N5 é uma liga usada particularmente comum e tem umacomposição nominal em porcentagem de peso de aproximadamente 7,5 porcento de cobalto, 7,0 por cento de cromo, aproximadamente 1,5 por cento demolibdênio, aproximadamente 5 por cento de tungstênio, aproximadamente 3por cento de rênio, aproximadamente 6,5 por cento de tântalo,aproximadamente 6,2 por cento de alumínio, aproximadamente 0,15 por centode háfnio, aproximadamente 0,05 por cento de carbono, aproximadamente0,004 por cento de boro, aproximadamente 0,01 por cento de ítrio, o restantede níquel e elementos menores.
O segmento do bico da turbina 10 é revestido com um sistema derevestimento TBC de um tipo conhecido. A Figura 2 mostra uma parte de umadas pás 12. O sistema de revestimento compreende um revestimento deligação 22 e um revestimento superior 24 de um material cerâmico. Aespessura das várias camadas do revestimento TBC está exa gerada paraclareza ilustrativa.
Exemplos de revestimentos de ligação TBC metálicos em amplouso incluem ligas tais como revestimentos sobrepostos de MCrAIX (onde M éferro, cobalto e/ou níquel, e X é ítrio ou um elemento de terras raras), erevestimentos de difusão que contém alumínio intermetais, predominantementefase beta de níquel aluminido e platina modificada níquel aluminidos (PtAI).
Um exemplo de um revestimento MCrAIX é conhecidocomercialmente como BC52 e tem uma composição nominal por peso de,aproximadamente 18% de cromo, 10% de cobalto, 6,5% de alumínio, 2% derênio, 6% de tântalo, 0,5% de háfnio, 0,3% de ítrio, 1% de silício, 0,015zircônia, 0,06% de carbono e 0,015% de boro, o restante em níquel. O BC52 eoutros revestimentos de ligação podem ser aplicados por processos tais comodeposição física de vapores (PVD), particularmente deposição física devapores por feixe de elétrons (EB-PVD), pulverização térmica, particularmentepulverização a plasma (ar, baixa pressão (vácuo), ou gás inerte) e aspersão deoxigênio-combustível de alta velocidade (HVOF).
A parte externa do revestimento de ligação 22 é sobrerevestidapor um processo de aluminização para aumentar o conteúdo de Al paramelhorar a resistência ao ambiente ao mesmo tempo em que retém a asperezaapropriada da superfície como uma fixação para o revestimento superior 24 eveda a porosidade no revestimento de ligação 22. O revestimento de ligaçãocompleto 22 desta forma compreende uma camada metálica 26 e uma camadade aluminida 28. Vários processos de aluminização são conhecidos, porexemplo, pacote sedimentar, vapor atmosférico, aplicação de pó localizada,etc.
O revestimento superior cerâmico 24 pode compreender qualquermaterial cerâmico adequado sozinho ou em combinação com outros materiais.Por exemplo, ele pode compreender oxido ítrio e zircônia total ou parcialmenteestabilizados e outros parecidos, bem como outros materiais de revestimentoóxidos de baixa condutividade conhecidos na técnica. Um método adequadopara a deposição é por deposição física de vapores por feixe de elétrons (EB-PVD), embora os processos de deposição por pulverização a plasma, taiscomo pulverização ar plasma (APS), também pode ser aplicada.
Durante a operação do mecanismo, as pás 12 podem sofrerdanos que poderiam resultar da sobre temperatura do fluxo de gás ou deobjetos estranhos impactando-as. Para efeito de exemplo, as pás 12 sãomostradas nas Figuras 1 e 2 como tendo defeitos tais como fissuras "C". Comovisto na Figura 2, as fissuras penetram no revestimento superior TBC 24, norevestimento de ligação 22, e na parede da pá 12.
Com o uso da pá como exemplo de trabalho, os componentesrevestidos de TBC podem ser reparados como a seguir, com referências asFiguras 3 a 7. Primeiro o revestimento superior 24 é removido com o uso de ummétodo mecânico de decapagem tal como jateamento abrasivo. Os parâmetrosdo processo de decapagem mecânico são selecionados para remover orevestimento superior 24 e potencialmente parte do revestimento de ligação 22,mas para não penetrar até qualquer material da base da pá 12. Um exemplo deum processo adequado de decapagem é um jato abrasivo leve com o uso deaproximadamente 138 kPa até aproximadamente 414 kPa de pressão do ar,com partículas de óxido de alumínio de granulação 120 a 240. Os resultadossão mostrados na Figura 3.
A seguir, o revestimento de ligação 22 é limpo através de umprocesso limpador de íon fluoreto (FIC) conhecido, que é um tratamento defase gasosa a alta temperatura do segmento do bico 10 com o uso de fluoretode hidrogênio e gás hidrogênio. Os parâmetros do processo FIC sãoselecionados para remover a camada de alumínio 28 do revestimento deligação 22, mas para não penetrar através da camada metálica 26 até asuperfície 30 da pá 12. Um exemplo de um processo adequado FIC podeconsistir do aquecimento das partes para uma temperatura de trabalho deaproximadamente 1038° C até aproximadamente 1093° C, em uma atmosferagasosa de aproximadamente 2 a 9% de fluoreto de hidrogênio/hidrogênio comum tempo de embebimento de 2 a 8 horas a temperatura de trabalho. Emoutras palavras, o processo FIC é preconcebido para deixar algo dorevestimento de ligação 22 remanescente. Isto assegura que substancialmentenão ocorre nenhum ataque ao metal. Em contraste, os processos dedecapagem da técnica anterior têm focado na remoção completa dorevestimento de ligação 22, o que inevitavelmente leva a perda de espessurada parede da pá 12. A Figura 4 mostra a pá após o processo FIC. Umaquantidade mínima de revestimento de ligação 22, por exemplo,aproximadamente 0,03 mm de espessura de revestimento de ligação podemser deixados intactos na parte da superfície após o processo FIC.Preferencialmente aproximadamente metade da espessura inicial dorevestimento de ligação é deixada intacta.
A seguir, os reparos das fissuras são feitos onde necessário como uso de solda convencional ou processos de fundição, tal como os processosacima citados ADH ou SWET. A Figura 5 mostra um deposito de solda "W"preenchendo a fissura C na pá 12. Ao contrário das expectativasconvencionais, foi descoberto que podem ser feitos reparos satisfatórios comsolda e fundição mesmo quando parte do revestimento de ligação 22 aindaestá no lugar. Este resultado único é alcançado pelo uso do processo FIC queremove o alumínio do revestimento de ligação 22.
Uma vez que o reparo esteja completo, o sistema TBC pode serreaplicado. Primeiro, um revestimento superficial metálico é aplicado. Porexemplo, uma camada 26' do material BC52 acima referenciado deaproximadamente 0,08 mm a até aproximadamente 0,13 mm em espessurapode ser aplicada (ver Figura 6). A seguir, um revestimento de aluminida 28' éreaplicado como mostrado na Figura 7. Finalmente, um revestimento superiorTBC cerâmico 24' é aplicado, como visto na Figura 8. A pá 12 completadaentão está pronta para retornar ao serviço.
Testes do ciclo de forno a alta temperatura, por exemplo, 1093°C, dos componentes reparados pelo processo descrito acima têm mostradoque o sistema de revestimento TBC substituído está satisfatório para retornarao serviço nos mecanismos de turbina a gás. De fato, o teste indica que osistema TBC reparado pode sobreviver a mais ciclos a alta temperatura do queum sistema de revestimento TBC OEM.
O conteúdo precedente descreveu um método para repararcomponentes revestidos de seções quentes de mecanismo de turbina a gás.Visto que modalidades específicas da presente invenção foram descritas, ficaráevidente para aquelas pessoas versadas na técnica que várias modificaçõespodem ser feitas a ela sem que se afaste do espírito e escopo da invenção.Desta maneira, a descrição antecedente da modalidade preferencial dainvenção e da melhor maneira para praticar a invenção são fornecidas a títulode ilustração apenas e não para o propósito de limitação.
Claims (13)
1. MÉTODO PARA REPARAR UM COMPONENTE DETURBINA METÁLICO, (12) que inclui um sistema de revestimento de barreiratérmica incluindo um revestimento de ligação metálico (22) e um revestimentosuperior cerâmico (24), em que o método compreende:(a) remover o revestimento superior (24) com o uso de umprocesso mecânico;(b) decapar parcialmente o revestimento de ligação metálico (22)do componente, de forma que substancialmente nenhum material docomponente seja removido;(c) reparar pelo menos um defeito no componente da turbina (12);(d) aplicar um novo revestimento de ligação metálico (26', 28') aocomponente da turbina (12); e(e) aplicar um novo revestimento superior cerâmico (24') sobre orevestimento de ligação metálico (22).
2. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, em que orevestimento superior (24) é removido por jateamento abrasivo.
3. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, em que orevestimento de ligação (22) é parcialmente removido por limpeza por íonfluoreto.
4. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, em que osnovos revestimentos de ligação metálicos (26', 28') compreendem uma camadametálica (26') e uma camada de aluminida sobreposta (28').
5. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 4, em que acamada metálica (26') é aplicada até uma espessura de aproximadamente 0,08mm a 0,13 mm.
6. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 4, em que acamada metálica (26') é um revestimento MCrAIX, em que M é selecionado deum grupo que consiste de Ni, Fe, Co e suas combinações, e X é ítrio ouelemento de terras raras.
7. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 6, em que acamada metálica (26') consiste essencialmente de, por peso, aproximadamente-18% de cromo, 10% de cobalto, 6,5% de alumínio, 2% de rênio, 6% de tântalo,-0,5% de háfnio, 0,3% de ítrio, 1% de silício, 0,015 zircônia, 0,06% de carbono e-0,015% de boro, o restante em níquel.
8. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, em que ocomponente metálico da turbina (12) é formado de uma superliga a base deníquel.
9. MÉTODO, de acordo com a reivindicação 1, em que o pelomenos um defeito é reparado por solda ou fundição.
10. COMPONENTE METÁLICO DE TURBINA REPARADO,(12) que compreende:(a) um corpo metálico;(b) um revestimento de ligação aplicado ao corpo, quecompreende:(i) uma primeira camada metálica (26) de uma liga a basede níquel; e(ii) uma segunda camada metálica (26') de uma liga a basede níquel recobrindo a primeira camada; e(c) um revestimento superior cerâmico (24') recobrindo orevestimento de ligação.
11. COMPONENTE METÁLICO DE TURBINA REPARADO,(12) de acordo com a reivindicação 10, em que o revestimento de ligaçãocompreende adicionalmente uma camada de aluminida (28') disposta emsobreposição à primeira e segunda camadas.
12.
COMPONENTE METÁLICO DE TURBINA REPARADO,(12), de acordo com a reivindicação 10, em que a segunda camada metálica(26') tem aproximadamente 0,08 mm a 0,13 mm de espessura.
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| Liburdi et al. | Enabling Technologies for Advanced Turbine Component Life Extension |
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| B03A | Publication of a patent application or of a certificate of addition of invention [chapter 3.1 patent gazette] | ||
| B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] |
Free format text: REFERENTE AO NAO RECOLHIMENTO DA 3A ANUIDADE. |
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| B08K | Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette] |
Free format text: REFERENTE AO DESPACHO 8.6 PUBLICADO NA RPI 2186 DE 27/11/2012. |