JP2002303155A - 高温部ガスタービン部材の修理方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 二次加工された修理用インサートを事前に存
在するガスタービン部材へ高い品質で接合するための新
規の方法を提供する。 【解決手段】 修理された部材が、構造、機械的特性お
よび性能においてベース材料と酷似した構造接着を有す
る。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、高温部高性能のニ
ッケルベースのタービン部材を、ＴＬＰ接合技術を使用
して修理するための方法に関する。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンエンジンの部材、たとえば
翼は、機械的、熱的および回転によるストレス要因を含
みうる、高い応力を受ける環境におかれる。高性能高温
部タービン部材のコストは高いために、該部材を交換す
るよりも、修理することが所望される。現在、ガスター
ビン部材を修理するための種々の方法が存在する。

【０００３】ＵＳ特許第５，９１３，５５５号は、コン
プレッサまたはタービン翼の破損した翼先端部を修理す
る方法を提供しており、この場合、翼先端部を除去し、
修理用部品を機械加工し、かつ溶接またははんだ付けに
より設置している。

【０００４】ＵＳ特許第４，３２６，８３３号は、ガス
タービンエンジンの空冷式翼部材を修理するための方法
を開示し、かつ請求しており、該方法は、翼セグメント
を翼から除去し、除去したセグメントと同一の材料、寸
法および形状の交換部材を準備し、かつ非融着技術によ
り交換部材を冶金学的に接合させることからなる。

【０００５】ＵＳ特許第５，０３３，９３８号は、ター
ビン翼の破損部分を除去し、かつ除去した部分に適合す
る形にスチールを成形し、かつその後、インサートをタ
ービン翼に溶接することからなる、タービン翼の修理方
法を開示し、かつ請求している。

【０００６】ＵＳ特許第５，８２２，８５２号は、ろう
付けまたは溶接技術を用いた翼先端部の修理方法を提供
している。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、二次
加工された修理用インサートを、事前に存在するガスタ
ービン部材へ高い品質で接合するための新規の方法を提
供することである。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明により、ＴＬＰ接
合技術を使用して、運転中に、または製造工程で損傷し
たガスタービンエンジン翼を修理する方法を提供する。
損傷部分を取り出し、かつ修理すべき部材と実質的に同
一の材料からなるインサートを二次加工して損傷部分と
交換する。インサートを部材と接合するために必要であ
るにすぎない接合によってＴＬＰ接合を使用してインサ
ートを部材に接合する。修理される部材は、構造、機械
的特性および性能においてベース材料とよく似た構造接
合を有する。さらに、二次加工されたインサートと部材
のベース材料との間の接合は、機械的および熱的な分析
により選択され、低応力平面であると決定される接合面
に沿って最も良好に形成される。従って新しい部分と古
い部分との接合は、局所的な材料要求がベース材料の能
力をはるかに下回り、かつＴＬＰ接合の能力を下回る低
応力領域において行われる。

【０００９】従って本発明の課題は、ＴＬＰ接合の技術
を使用した、ガスタービンの修理方法を提供することで
ある。

【００１０】さらに本発明の課題は、機械的応力および
熱応力の低い領域に位置する接合面を用いたＴＬＰ接合
技術を使用してガスタービンを修理することである。

【００１１】ベース材料の構造的、機械的および能力的
な特性に厳密に整合する修理接合によって修理されたガ
スタービン部材を提供することは本発明のさらなる課題
である。

【００１２】本発明のこれらの課題は、詳細な説明、図
面および特許請求の範囲から明らかになる。

【００１３】

【発明の実施の形態】本発明は、ガスタービンエンジン
の損傷された翼を修理する方法を提供する。局所的な物
理的損傷を有する（つまり翼の１カ所のみまたは数カ所
が損傷しており、その一方で構造の残りはなお許容さ
れ、かつ機能する）損傷された（製造中または運転作業
中に損傷された）翼は、損傷領域を選択的に除去し、か
つＴＬＰ接合技術を使用して、代わりに接合される、整
合するインサートと交換し、かつ次いで適切な熱処理に
より材料特性を認容可能なレベルに回復することにより
修理される。

【００１４】より詳細には、本方法は次のものを含む：
損傷領域の同定；損傷領域の周囲の、低応力平面であ
り、かつ接合のための好適な、潜在的な接合面を同定す
るための機械的および熱的分析の実施；整合するインサ
ートのオフライン二次加工、つまり、機械的および熱的
分析により同定された領域の小さな鋳造；翼の損傷され
た部分の機械加工による除去；たとえばＣｏ−ＥＤＭ機
械加工による、インサートと、翼の機械加工された残り
の部分との精密な機械加工および整合、これにより正確
なプロフィール整合セグメントが得られる；得られる接
合の機械的および熱的特性を最適化するために開発され
た、接合媒体および熱的な方法を使用した、翼の欠損部
分へのインサートのＴＬＰ接合；翼の再機械加工、被覆
および熱処理。ここで使用しているように、用語「整
合」は、インサートを修理される部材に結晶学的および
構造的に最終調整するプロセスを意味する。図１は本発
明の一般的な概念を示しており、ここでは修理される翼
を発展させるために、翼３の機械加工される部分２に接
合される、構造的に整合するインサート１を示す。

【００１５】本方法の原理はいくつかの異なった部材お
よび材料に適用することができる一方で、実際の手順の
詳細は、修理すべき、もしくは交換すべき部材（翼）、
形状（先端部、エッジ、付根、シュラウド、エアフォイ
ル、外被）および材料（単結晶（ＳＣ）、方向性凝固
（ＤＳ）、通例の鋳造（ＣＣ）またはハイブリッド、つ
まりＳＣ−ＤＳ、ＳＣ−ＣＣなど）に依存する。

【００１６】ＴＬＰ接合媒体は、複数の材料のために開
発されてきた。接合媒体は、化学的性質においてベース
材料と良好に整合し、凝固した際に、接合がベース材料
の構造に実質的に類似した構造を形成しなくてはならな
い。

【００１７】

【表１】

【００１８】

【表２】

【００１９】第１表および第２表は、入手可能な合金組
成物および接合フォイルを挙げている。修理のためのベ
ース材料への接合フォイルの整合を、これらの表から明
らかにすることができる。図２、３および４は、ベース
材料を用いた、適切に整合する接合が、実質的にベース
材料から区別することができない接合ジョイントを作製
することを示している。図２は、光学顕微鏡により同定
することができない接合ジョイントを示している。材料
のマイクロ構造は、接合ジョイントにわたって均一であ
る。図２における走査型電子顕微鏡の写真と同一である
が、倍率のより高い図３は、精密なスケールのγ一次マ
イクロ構造が連続しており、かつ接合ジョイントにわた
って均一であることを示している。高性能ＳＣスーパー
アロイ中で最適な強度を提供するのは、この均一な立方
形のγ−／γ一次マイクロ構造(gamma prime microstru
cture)である。図４は、接合フォイルがベース金属に整
合している場合に、化学組成が接合ラインにわたって均
一であることの証明を提供している。接合ラインにわた
るマイクロ構造および化学組成における不均一性によ
り、最適な特性（実質的に元の材料の特性と同一である
特性）を有する修理材料が得られる。

【００２０】ＴＬＰ接合は、スーパーアロイにおける交
換部品のための高品質のジョイントもしくは接合を得る
ための接合方法である。この方法では、接合材料の薄い
ストリップ、つまりフォイルもしくは凝集ペーストを、
接合すべき材料の２つの部分の間に配置する。接合材料
は、ベース材料に類似しているが、融点降下剤、たとえ
ばホウ素約１〜約３パーセントも含有しており、これは
合金中で迅速な固体状態の拡散を示す。ニッケルベース
の合金にとって、ＳｉおよびＢは、有利な融点降下剤で
あるが、しかしたとえば単結晶部材を製造するために使
用されるような高温での適用では成分Ｓｉは、腐食の懸
念を招くことがある。接合材料は約０．０００５インチ
〜約０．０１０インチの厚さで適用され、その際、有利
な厚さの範囲は約０．００１インチ〜０．００５インチ
である。最も有利には約０．００１インチ〜約０．００
２インチの厚さである。

【００２１】本方法は、フォイルの融点を超えるが、し
かしベース材料のバルク融点より低い温度で実質的に等
温で行う。ホウ素分の多いフォイルが溶融するにつれ
て、これはベース材料の接合の両面をぬらし、かつベー
ス材料およびより広い液体ゾーンの若干の融解を生じ
る。液体領域が拡大するにつれて、メルトプールがホウ
素中で十分に希釈され、かつ液体濃度が平衡状態になる
まで、液体中のホウ素の濃度が低下する。同時に固体状
態の拡散によりホウ素が接合プール環境から除去され
る。これらの２つのプロセスにより、接合プールからの
融点の降下が低減し、かつ２つの凝固面が接合部のほぼ
中心線で出合うまで接合プールが再凝固する。

【００２２】接合媒体の化学的性質および接合プロセス
の温度を慎重に制御することにより、プロセスは接合帯
域内でベース材料の化学的性質およびマイクロ構造を再
現することができる。ベース材料の組成およびその融
点、接合フォイルの主要な元素の組成、ホウ素の量およ
び等温接合のための温度はすべて、本発明の方法により
得られる接合の化学的性質および構造を決定するパラメ
ータである。

【００２３】融点降下剤の量は、ベース材料よりも低い
温度（つまり数百°Ｆ）で顕著に溶解する接合フォイル
を提供するために十分であるべきである。ニッケルベー
スの合金へホウ素を添加することにより、その融点は１
質量％の添加ごとに約１００〜１５０°Ｆ降下する。２
４００°Ｆを越える融点で、また、分離した鋳放しの成
形体では幾分低い温度で、約１〜約３質量％のホウ素を
含有するフォイルは融点を２０００°Ｆ〜２３００°Ｆ
内で低減することができ、このことにより局所的であ
り、全体的ではない溶融が可能になる。

【００２４】接合フォイルの量は、ベース材料の溶融を
生じ、かつ精密な良好に制御された接合ジョイントを得
るために十分であるべきである。たとえば厚さ０．００
２５ｃｍ（０．００１インチ）のフォイル材料またはペ
ースト状のその等価物を使用した接合で、接合の間の十
分な溶融および再凝固が生じる。溶融および再凝固を良
好に制御して、接合ゾーン内で妨げとなる化学的分離お
よび相分離が生じないようにすべきである。

【００２５】接合フォイルの主要な元素の化学的性質
（つまり、Ｎｉ、Ｃｒ、Ｃｏ、Ａｌ、Ｔｉ、Ｔａ、Ｗ、
Ｍｏ、Ｎｂなど）は、接合すべき材料に良好に整合し
て、接合帯域の化学的性質および構造が、ベース材料の
化学的性質および構造に十分に連続するようにすべきで
ある。しかし、接合フォイル組成は、ベース材料の組成
と同一である必要はない、というのも、溶融帯域で若干
の混合が行われるからである。著しい相違が容認される
場合もある。たとえばＡｌおよびＴｉは、接合の中心線
に有害なγ一次共晶混合物が形成されることを回避する
ために接合フォイルから除去することができる。レニウ
ムのような高価な元素は、コストを低減するために排除
することができる。

【００２６】ＴＬＰ接合の表面は、該表面が十分に平坦
である場合には低応力の研磨により作製してもよく、電
気的な条件が加工部材と加工工具との間に約０．００２
５ｃｍ（０．００１インチ）の放電ギャップを維持する
ために十分である場合には放電加工（ＥＤＭ）により、
または電解加工（ＥＣＭ）により作製してもよい。相互
に嵌合しなくてはならない複雑な断面の部材のために
は、表面形状を、片方の嵌め合い部品をプロセスアノー
ドとして、および他方をカソードとして使用する、Ｃｏ
−ＥＤＭまたはＣｏ−ＥＣＭ法により製造することがで
きる。運転から除去した部分はその本来の形状を保持し
ていないので、必要とされるよりも大きなインサートを
鋳造することが必要な場合がある。そのようなインサー
トは、必要とされるよりも１０〜２００ミル大きく鋳造
することができる。次いでインサートおよび部材を適切
に機械加工して部材セグメントの最適な嵌合を作製す
る。Ｃｏ−ＥＤＭおよびＣｏ−ＥＣＭは、特に元の部材
へのインサートのこのような最適な整合を作製するため
に適切な方法である。ここで使用されているように、
「精密な整合」という表現は、そのようなプロセスを意
味する。

【００２７】初期の鋳造プロセスにおいて、スーパーア
ロイガスタービン部材に、一般に液体化処理、次いで
「時効」または析出熱処理を行う。ＴＬＰ接合法を使用
する場合、部材は付加的に、接合を得るために高い接合
温度にさらされる。この高温の接合工程は、液体化熱処
理工程の前もしくはその後に行うことができる。場合に
よっては、材料の種類に依存して、接合領域の再結晶を
回避するため、または溶融を防止するために液体化熱処
理を先に行うことが有利である。その他の状況では、接
合工程に先立って部材を個別に液体化熱処理することも
可能である。一般に、運転される部材を修理するために
必要とされる熱処理法は、未使用の部材を熱処理するた
めに必要とされる方法とは異なることが予測される。こ
れは特に単結晶材料に関して該当する。特に、新規に加
工された部材中に再結晶を生じない液体化熱処理法は、
運転され、かつ著しい量の冷間作業を受けた部材中で不
所望の再結晶を生じる場合がある。

【００２８】接合温度は接合フォイルおよび類似の厚さ
のベース材料を溶融して精密な、良好に混合された接合
帯域を得るために十分であるべきである。接合後に熱処
理を行って過時効構造を再溶融し、かつ運転作動される
材料の残りを回復することが必要な場合もある。接合プ
ロセスおよびその後の熱処理のために適切な特定の温度
範囲は、修理される材料の種類に依存する。

【００２９】通例の鋳造（ＣＣ）材料のために、接合温
度は一般に、単結晶の接合温度よりも低く、かつこれら
の合金のために推奨される液体化熱処理温度に極めて類
似している（第３表を参照されたい）。多結晶（ＣＣ）
合金中の粒界相が初期の溶融をもたらすことができるの
で、低温で熱処理を行うことは常に有利である。これら
の低い接合温度および液体化熱処理温度は、初期溶融を
回避する。

【００３０】

【表３】

【００３１】通常、鋳造多結晶材料は等方性であるの
で、多結晶の鋳造インサートを多結晶の運転作動部材へ
接合する際に、配向または構造を整合させる必要はな
い。しかし、粒径は材料特性に対して影響を与えること
があるので、インサートを元の部材と類似の方法で鋳造
して接合インターフェイスにわたる構造および特性に整
合させるべきである。

【００３２】ＤＳ材料のための推奨される熱的および化
学的プロセスは、通例の鋳造多結晶材料のために推奨さ
れるプロセスに類似している。ＤＳ材料はその通例の鋳
造対応品中に存在する、同じ低融点／初期溶融段階を有
しているので、温度および接合媒体は、鋳造ＣＣアロイ
のために使用されるものに類似している。ここでもま
た、接合プロセスを、このようなアロイの通例の再加熱
および回復熱処理において使用される高温の偽液体化熱
処理(pseudo-solution heat treatment)と見なすことが
できる。

【００３３】運転作動ＤＳアロイの熱処理は、再結晶を
回避するために十分に低い温度でなくてはならない。Ｄ
Ｓアロイは、運転サイクル中の低温変形の結果として貯
蔵されたエネルギーを発生してもよい。この貯蔵エネル
ギーの放出は、再結晶のための熱力学的運転力である。
再結晶は、構造中に等軸の領域を形成し、かつ最終調整
された結晶学的構造および粒界構造により付与された利
点を破壊する。従って接合温度は再結晶を防止するため
に十分低くあるべきである。この温度は運転された
（が、しかし接合修理されていない）ＤＳ翼の熱回復サ
イクルにおいて使用される温度と同じである。

【００３４】ＤＳアロイの意図的に調整された構造のた
めに、パッチもしくはインサートに基づいた修理方法は
接合ラインにわたる構造において不連続性が生じること
を慎重に回避しなくてはならない。インサートは元の構
造と同じ粒径およびアラインメントであるべきである。
このことを達成するために、ＤＳインサートを元の構造
と同一の配向および同一の速度で成長させなくてはなら
ない。インサートおよび元の部材のこのような類似のア
ラインメントは、図５および図６に示されており、ここ
ではインサートの斑紋または線紋が、元の部材のものと
整合しているので、アラインメントは接合ラインにわた
って連続する。

【００３５】単結晶材料の修理は、通例の鋳造もしくは
ＤＳ材料のために使用される温度よりも高い接合温度を
必要とする。第３表が示しているように、ＣＭＳＸ−４
のために推奨される接合温度は、通例の鋳造もしくはＤ
Ｓ対応部材ＣＭ２４７のために推奨される温度よりも約
１００°Ｆ高い。未使用の材料に関して、接合サイクル
の後に通常、完全熱処理が続く。完全熱処理は運転され
た材料のために使用することができない。

【００３６】運転されたＳＣ材料の熱処理は、未使用の
ＳＣ材料のために必要とされる低温の液体化熱処理工程
を必要とする。接合熱処理温度が十分に高い場合にはし
ばしば液体化熱処理は必要とされない。運転された単結
晶アロイは、２４００°Ｆの元の液体化熱処理を行った
場合には再結晶することがある。この温度は、（ホウ
素）融点硬化剤を接合部から拡散させるために、または
運転中に粗大になった初期のγ一次構造の大部分の再溶
融のために必要ではない。約２１００°Ｆ〜２２５０°
Ｆの温度は、中程度に変形したＳＣサンプルにおける再
結晶を誘起せず、かつ単結晶を回復するために、または
単結晶部材を修理するための接合および拡散サイクルに
おいて使用することができる。

【００３７】接合運転作動中の単結晶のための熱処理
は、第４表に記載したものと類似のスケジュールからな
る。

【００３８】

【表４】

【００３９】この方法は、接合後に完全液体化熱処理を
行った接合材料のためよりも低い機械的特性を生じる
が、その差は小さい。

【００４０】第５表は、接合されたＣＭＳＸ−４の引張
特性が、接合材料に接合後の液体化熱処理工程を行った
かどうかに係わらず、なお比較的高いことを示す前回の
調査から得られたデータを有している。サイクルＮの鋳
放し材料は、接合処理、引き続き析出熱処理を行った；
サイクルＯの材料は接合前に液体化熱処理を行い、かつ
析出熱処理を行った。サイクルＢの材料は液体化熱処
理、接合、再度の液体化熱処理、引き続き析出熱処理を
行った。鋳放しのサイクルＩの材料は、接合処理、液体
化熱処理および次いで析出熱処理を行った。明らかにサ
イクルＮまたはサイクルＯで熱処理された材料は、２４
００°Ｆの液体化熱処理温度で処理した材料の特性に近
い特性を有する。

【００４１】

【表５】

【００４２】単結晶パッチもしくはインサート材料は、
元の部材の単結晶と同一の一次および二次結晶学的配向
を有していなくてはならない。結晶学的配向の不整合
は、修理された単結晶構造において有害な粒界を生じ
る。ＳＣインサートは、結晶学的なアラインメントおよ
び構造の類似性を生じるために、元の構造と同一の方向
および同一の速度で成長すべきである。

【００４３】高性能の単結晶材料の部分を性能が低い
（が、より安価な）ＤＳもしくはＣＣ材料と組み合わせ
て有しているハイブリッド構造の熱処理は、ＤＳもしく
はＣＣ部分の低温要求により制限され、かつ加工は、こ
れらの材料のために使用されるものと極めて類似する。
ハイブリッド構造の加工は標準的なＳＣの接合後の液体
化熱処理の排除をも要求し、というのも、これは結果と
してＤＳもしくはＣＣ部材の部分的な溶融を生じるから
である。

【００４４】たとえば、ＳＣ材料のための接合は、通
常、２３００°Ｆで行われ、かつＤＳアロイは２２００
°Ｆで液体化熱処理される。いずれの材料も１９７５°
Ｆで析出熱処理することができる。２つの材料を組み合
わせた場合、２２００°Ｆの接合サイクルは、ＳＣおよ
びＤＳ材料の接合を可能にし、かつＤＳ材料の液体化熱
処理を効果的に提供する。その後の１９７５°Ｆでの析
出熱処理は、両方のアロイを強化する。ＳＣ材料を接合
に先立って液体化熱処理するかどうかに係わらず、ＳＣ
材料の特性は認容可能なものとなる。というのも、該ア
ロイは接合され、かつサイクルＮもしくはＯに従って熱
処理されているからである。図７はＳＣおよびＣＣ／Ｄ
Ｓ材料のための接合および熱処理サイクル相互の比較方
法および接合ハイブリッド系の製造を発展させるための
これらの融解方法を示している。これは第５表の熱処理
サイクルＮもしくはＯのいずれかを使用して可能であ
り、その際、温度は第６表に記載されている。従って、
第６表に示したとおりの２つの熱処理工程を統合するこ
とによってハイブリッド修理のための熱処理サイクルを
発展させることが可能である。

【００４５】

【表６】

【００４６】ハイブリッド構造のためのインサートの結
晶学的および構造的な整合は、最終調整された構造が一
緒に接合される場合にのみ必要とされる。たとえば、存
在する単結晶壁に接合される単結晶の薄壁インサート
は、ＤＳ構造に接合すべき単結晶部分と同様に調整され
ているべきである。反対に、多結晶の等方性ＣＣ部材へ
の単結晶のインサートは、オリジナルの構造との調整を
必要としない。

【００４７】本発明による方法は、種々のガスタービン
エンジン部材および／またはこれらの部分を修理するた
めに使用することができる。加工条件および工程は、修
理される特定の部材およびインサートの性質もしくは修
理方法に依存する。

【００４８】たとえばエアフォイルの修理は、ある状況
では、エアフォイルの完全な交換を必要とする。図８
は、本方法を全翼構造においてエアフォイル全てを交換
するために適用する方法を示している。この状況で、交
換用のインサートは、付根なしで（材料および加工コス
トを節約する）製造されたエアフォイルセグメント１０
である。元のエアフォイルを付根１２のところで切断
し、次いでこれを垂直に切断した。くぼんだ部分を付根
セグメントの内側の部分へと機械加工して新たなエアフ
ォイルを保持する。エアフォイルの端部を広げ、かつ翼
の頂部に嵌合する部分をわずかに再入可能に作製するこ
とにより、物理的な、自動的に固定される接合および冶
金学的な接合をエアフォイルと付根部分との間に達成す
ることができる。この方法は、翼の付け根部分を翼のシ
ュラウド部分により交換する翼部材に適用することもで
きる。

【００４９】場合によっては、部材全てを交換するより
もむしろ、たとえばエアフォイルの翼前縁または翼後縁
の縦断面の全長を交換することが可能である。図９は、
その修理方法を示している。翼前縁または翼後縁のイン
サート５０を準備し、かつ翼の損傷部分を取り出してイ
ンサートを設置する。接合すべき部分を正確に機械加工
する。

【００５０】本発明の範囲内である、エアフォイルを修
理するための別の方法では、元の翼付根がセグメントで
はなく、かつインサートが、エアフォイルの軸に対して
横方向のいくつかの部分を有する接合によって接合され
ている。これは図５で提案されている先端部の修理の形
状に類似している。これは最大応力の方向であることが
公知であるため、低減された応力の領域にある接合の位
置を同定するための機械的および熱的分析を行い、かつ
これらの位置の一つを接合面のために使用することが重
要である。

【００５１】高度なエアフォイルの翼前縁または翼後縁
の複雑な形状に基づいて、接合後の加工がいくつか必要
とされることが予測される。表面仕上げおよび冷却孔の
再穿孔は、この適用のための全面的な修理方法に組み込
むべきである。

【００５２】エアフォイルへの損傷が極めて局所的な場
合には、本発明の方法を使用してエアフォイルの翼前縁
または翼後縁を全体的にというよりもむしろ、翼前縁ま
たは翼後縁の一部分を修理することができる。この概念
を示している図６を参照にして、エアフォイル１８の翼
前縁の一部分１６を除去する。横方向の接合ラインに関
連する問題は、接合ラインの横断面をテーパリングする
ことにより回避することができるので、接合ラインは常
に鋭角で（つまり主要な応力方向の軸に対して９０゜を
はるかに下回って）傾斜している。

【００５３】エアフォイルの一部分の交換は、トランス
−接合面応力の低減を考慮に入れ、かつ同時機械加工(c
o-machining)により精密な設置を促進する。アークセグ
メントとしての大まかに製造した部材の輪郭付けによ
り、精密に嵌合する接合ジョイントを、Ｃｏ−ＥＤＭま
たはＣｏ−ＥＣＭにより製造することができる。ふたた
び、いくつかの接合後の機械加工は、外部、内部および
冷却形状寸法の要求を満足することが要求される場合が
ある。

【００５４】インサート部分およびＴＬＰ接合の使用
は、高度に冷却される翼において使用される薄壁エアフ
ォイルと交換するために有用である。これらの翼では、
最も極端な条件は、翼の外部表面における薄壁または
「外被」により経験される。従ってこの領域が翼の最小
質量（ひいてはコスト）を提供するのみである一方で、
これは損傷の大部分を維持する。この外被の交換は、新
たな材料の最小限の使用で新たな翼を提供する。これ
は、材料が高価な単結晶である場合には著しいコストの
節約となりうる。

【００５５】薄壁構造３０を図１０に示す。多くの場
合、薄壁は実質的な支持エレメントの間に存在するセク
ションへとセグメント３２にされており、これはしばし
ばウォールもしくはフィンとよばれており、かつピン３
４上に存在する。この実施態様では、インサートは実際
に図１１に示されている外被３６の一部であり、有利に
はパッチである。パッチの形状および断面は、ウォール
もしくはフィンのさらに実質的な支持エレメントの間の
任意のセクションとして通常通りに選択することができ
る。

【００５６】古い、損傷された外被は、主要な支持部材
の間で、支持ピンが露出する深さまで機械加工により除
去することができる。次いで輪郭付けし、かつ機械加工
したパッチ部分を適用し、かつ新たな外被を形成するた
めに適所に接合する。

【００５７】このようなパッチ法の開発において、良好
に嵌合した表面にわたってピン部分の上に、ならびにフ
ィンもしくはウォール上に存在するエッジ部分にわたっ
てＴＬＰ接合を製造することが必要である。従って、基
本的な翼のプロフィール形状に整合させるために該部分
を良好に輪郭付けるべきである。このような部分は形状
付与のために、精密鋳造法単独により、または鋳造と超
塑性成型により製造することができる。ＥＤＭもしくは
ＥＣＭによる最終的な同時機械加工は、所望の精密な取
り付けの達成を保証するために必要とされる。この方法
は特に、単結晶の外被が方向性凝固した、もしくは多結
晶のサブ構造に使用するために必要とされる「ハイブリ
ッド」翼のために有用である。

【００５８】翼の先端部もまた本発明の方法により修理
することができ、かつ交換用の先端部をＴＬＰ接合によ
り挿入することが、簡単な方法である。平坦な、もしく
は規則的に湾曲する切断法を使用して元の翼先端部を除
去し、かつインサート、新たなプレキャスト翼先端部を
切断翼に整合させる。翼先端部のためのインサート鋳造
形状および切断法は標準化することができ、従って切断
翼およびインサートの比較的簡単な整合が可能である。
同時機械加工または良好に固定された独立した機械加工
を使用してＴＬＰ接合法のために必要とされる表面プロ
フィール整合を発展させることができる。図５は、本発
明のこの側面を示しており、ここで先端部４０を翼４２
から除去する。

【００５９】先端部の交換のために鋳造すべきインサー
トは、長さ約１インチ〜３インチであるべきである。交
換用先端部の長さは機械的および熱的な応力の分析によ
り決定される。一般に翼の先端部近傍領域は、翼のその
他の領域で経験されるよりも低い機械的および熱的負荷
を有する、比較的応力の低い領域である。従って最大の
応力軸に対して横方向（つまり翼の軸方向）の、接合ラ
インを有する接合さえ、該接合がベース材料の特性の８
０％を有してれば、局所的な機械的条件に耐えることが
できる。

【００６０】

【実施例】ＤＳ ＭａｒＭ００２アロイのガスタービン
エンジン翼を図１２に示す。この翼は先端領域において
損傷され、損傷部分の交換を必要としている。損傷部分
を通例の機械的切断および研磨を使用して除去した。翼
の元の形状により小さな交換用先端部を方向性鋳造する
ことによりインサートを予め製造した。次いで新しい先
端部を機械的に加工して元の翼の残りの部分に嵌合させ
た。次いでこのインサートを、第２表に同定されている
ＮｉＦｌｅｘ１１０−１．５Ｂを用いて元の翼に取り付
けた。２１５０°Ｆの接合温度を８時間使用し、引き続
き拡散／液体化熱処理を２２００°Ｆで２４時間行い、
かつ析出処理を１９７５°Ｆで２時間および１６００°
Ｆで２４時間行った。修理した接合材料の応力破壊試験
は、本発明による修理方法によりベース材料の特性の約
９５％が得られたことを示している。

【００６１】本発明の特定の実施態様を、説明のために
上に記載したが、当業者には、特許請求の範囲で定義し
た発明からそれることなく、数多くの変更を行うことが
できることは明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

【図１】翼の機械加工された部分を修理するためのイン
サートの使用を示す本発明の略図を示す。

【図２】ニッケルベースの単結晶アロイにおけるＴＬＰ
接合の断面図を示す光学写真を示す。

【図３】ニッケルベースの単結晶アロイにおけるＴＬＰ
接合の断面図の高倍率の走査型電子顕微鏡（ＳＥＭ）写
真を示す。

【図４】ニッケルベースの単結晶アロイにおけるＴＬＰ
接合の断面で記録した化学的特性のモンタージュを示
す。

【図５】最終調整した構造（ＳＣまたはＤＳ）の翼先端
部のための潜在的な先端部修理形状を示す透視図を示
す。

【図６】最終調整した構造（ＳＣまたはＤＳ）エアフォ
イルのための潜在的なエッジ修理形状を示す透視図を示
す。

【図７】典型的なＳＣおよびＤＣ／ＣＣニッケルベース
のスーパーアロイのための熱的な加工要求の比較グラフ
を示す。

【図８】全翼構造における完全なエアフォイルの交換を
示す。

【図９】修理のための翼の翼前縁の交換を示す。

【図１０】エアフォイルの薄壁構造の横断面図を示す。

【図１１】エアフォイルのＴＬＰ接合による薄壁構造の
修理の略図を示す。

【図１２】ＴＬＰ接合により修理したＤＳ ＭａｒＭ０
０２翼先端部の写真を示す。

【符号の説明】 ３ ガスタービン部材、 １０ エアフォイルセグメン
ト、 １２ 付根、１６ 翼前縁部、 １８ エアフォ
イル、 ３０薄壁構造、 ３２ セグメント、 ３４
ピン、 ３６ 外被、 ４０ 先端部、 ４２ 翼、
５０ インサート

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ゲーリー ダブリュー スワルツベック アメリカ合衆国 ペンシルヴァニア エヌ ハンティングドン ドロップ ロード 11509 (72)発明者 ポーラ ディー フライアー アメリカ合衆国 ペンシルヴァニア フォ ムベル ランカスター ロード 752 Ｆターム(参考） 3G002 BA02 BA06 BA10 BB00

Claims (18)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 次の：ガスタービン部材の損傷部分を取
   り出し、 損傷部分と交換するためのインサートを二次加工し、 該インサートを精密に機械加工し、かつ部材に整合さ
   せ、かつ接合の機械的特性および物理的特性を最適化す
   る接合媒体および加熱工程を用いて該インサートを部材
   にＴＬＰ接合することからなる、高温部ガスタービン部
   材（３）の修理方法において、修理される部材が、構
   造、機械的特性および性能において、ベース材料と酷似
   した構造接合を有することを特徴とする、高温部ガスタ
   ービンの修理方法。
2. 【請求項２】 修理のために選択される接合ラインが、
   ベース材料の特性よりも著しく低く、かつＴＬＰ接合の
   能力よりも低い、局所構造的、機械的および性能特性を
   有する、低応力領域に存在する、請求項１記載の方法。
3. 【請求項３】 ＴＬＰ接合において、厚さ約０．０００
   ５インチ〜約０．０１０インチで適用される箔もしくは
   ペーストを使用する、請求項１記載の方法。
4. 【請求項４】 ＴＬＰ接合材料が、ホウ素を約１〜３％
   含有する、請求項３記載の方法。
5. 【請求項５】 インサートが、存在する付根またはシュ
   ラウド部分に取り付けられている完全なエアフォイル部
   分である、請求項１記載の方法。
6. 【請求項６】 インサートが、エアフォイル（１８）の
   縦断面（５０）、たとえば翼前縁または翼後縁である、
   請求項１記載の方法。
7. 【請求項７】 インサートが、翼先端部の一部分（４
   ０）である、請求項１記載の方法。
8. 【請求項８】 インサートが、エアフォイルの翼前縁ま
   たは翼後縁（１６）である、請求項１記載の方法。
9. 【請求項９】 インサートを、最大応力の方向に対して
   横方向に位置する境界の存在を最小化するように成形す
   る、請求項８記載の方法。
10. 【請求項１０】 インサートが、内部冷却されるエアフ
    ォイルの薄壁（３６）である、請求項１記載の方法。
11. 【請求項１１】 ガスタービン部材およびインサートが
    いずれも多結晶材料もしくは通例の鋳造材料からなる、
    請求項１記載の方法。
12. 【請求項１２】 接合プロセスの熱サイクル工程を制御
    してガスタービン部材のγ一次マイクロ構造を回復さ
    せ、かつ修理される部材中で最適に近いマイクロ構造を
    再析出させる、請求項１１記載の方法。
13. 【請求項１３】 ガスタービン部材およびインサートが
    いずれも、方向性に凝固した材料である、請求項１記載
    の方法。
14. 【請求項１４】 接合プロセスの熱サイクル工程を制御
    してガスタービン部材のγ一次マイクロ構造を回復さ
    せ、かつ修理される部材中で最適に近いマイクロ構造を
    再析出させる、請求項１３記載の方法。
15. 【請求項１５】 ガスタービン部材およびインサートが
    いずれも単結晶材料である、請求項１記載の方法。
16. 【請求項１６】 接合プロセスの熱サイクル工程を制御
    して、ガスタービン部材のγ一次マイクロ構造を回復さ
    せ、かつ修理される部材中で最適に近いマイクロ構造を
    引き続き再析出させる、請求項１５記載の方法。
17. 【請求項１７】 ガスタービン部材が方向性に凝固した
    材料であるか、または通例の鋳造材料であり、かつイン
    サートが単結晶材料である、請求項１記載の方法。
18. 【請求項１８】 接合プロセスの熱サイクル工程を制御
    して、ガスタービン部材のγ一次マイクロ構造を回復さ
    せ、かつ修理される部材中で最適に近いマイクロ構造を
    再析出させる、請求項１７記載の方法。