JPH07500539A - コバルトベース超合金物品の熱処理及び修理 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 コバルトベース超合金物品の熱処理及び修理産業上の利用分野 本発明は、運転状態にさらされたことによって引き起こされたガスタービンエン ジンのコバルトベース超合金製部品に生じた欠陥を修理するための方法に関する 。本発明はまた、析出強化されたコバルトベース超合金の熱処理に関する。本発 明は更に、析出強化されたコバルトベース超合金物品の再生方法に関する。

従来技術 コバルトベース超合金は、その部品が長時間に亘って高温度及び高圧にさらされ るガスタービンエンジンの種々の部品に用いられている。典型的な用途は、高圧 タービンのベーンであり、そこでは部品の温度は約１０９３℃（約２０００’　 Ｆ）に上昇する。これらの条件のもとでは、部品には過度に頻繁な運転または交 換を必要とすることなしに、経済的なエンジンの動作を提供するべく、十分に長 い期間に亘ってその形状及び強度を保持することが期待される。

典型的には、コバルトベース超合金部品は、精密鋳造によって製造され、最終的 な形状に到達するために、最小の機械的加工のみを必要とする略完成した状態に 近い形状の部品を提供する。燃焼過程による高温度及び腐食性の環境に対する更 なる保護を材料に提供するために、保護用膜が塗布される。所望の用途に対する 適切な性質を備えた部品は、鋳放し材料の析出熱処理に効果的な、コーティング 過程の一部として実施された加熱サイクル以外の熱処理を施させることなく効果 的に製造されてきた。

長期間に及ぶ運転の後に、それらの部品のあるものは、例えば腐食、周囲温度と 動作温度との間の頻繁な循環によって引き起こされる熱的な機械的疲労、または クリープ等を原因とする損傷を受け、これが翼壁を曲げ、またはプラットフォー ムを捩らせ、それらの本来の位置から変位させ、ベーンの動作特性を変化させる 。損傷を修理するための有効であることが証明された方法は、そのなかの一種類 の粉末が損傷を受けた部品の融点よりも低い温度で溶解した状態にあり、融点降 下剤を損傷された部品の材料内に拡散することによって、等温で凝固する粉末の 混合物を使用する。

例えば、本件出願人による、Ｐａｕｌｏｎｉｓ等に発行された米国特許第４，０ ０８，８４４号及びＤｒａｇｈｉ等に発行された米国特許第４，７２６，１０１ 号明細書を参照されたい。この２件の特許明細書は、ここで言及したことによっ て本願の一部とされたい。修理サイクルの間に、部品がさらされる温度は約１１ ０７〜１１７７℃（約２０５０〜２１５０’　Ｆ）　である。

λ胛立鷹１ 本発明の第１の目的は、従来技術の修理過程と比較して改良された機械的な特性 、特に、エンジンの動作温度での１％クリープ寿命を提供するガスタービンエン ジンのコバルトベース超合金製部品を修理する方法を提供することである。

本発明の第２の目的は、部品をその本来の寸法に再生するために、摩損したまた はねじれた部品の表面に新たに材料を加える方法を提供することである。

本発明の第３の目的は、機械的な特性を改良するコバルトベース超合金を熱処理 する方法を提供することである。

本発明の第４の目的は、長期間に亘ってエンジンの動作温度にさられさたことに よって、その機械的な特性が低下したガスタービンエンジンのコバルトベース超 合金製部品を再生する方法を提供することである。

本発明に基づけば、酸素を除去するために高温の水素雰囲気中で洗浄する過程と 、部品と概ね等しい組成を有する第１の粉末と、前記粉末と等しい主成分と、融 点降下剤とを有する第２の粉末とを塗布する過程と、第２の粉末の溶融する温度 で加熱する過程と、融点降下剤が基板内に拡散しかつ溶融した粉末が凝固するま で前記温度を保持する過程とを有するガスタービンエンジンの部品を修理する方 法が提供される。粉末は溶融し、次に１時間から１２時間に亘る、合金に対する カーバイドソルバス温度以上である１２３２〜１２６０℃（２２５０〜２３００ ’　Ｆ）の真空または不活性な雰囲気中で、等温度で拡散し、その後、アルゴン 雰囲気中で１９６５°Ｆで２４時間または１９７５’Ｆで４時間に亘る被膜塗布 及び拡散サイクルが実施される。

この過程を用いることによって、Ｆｅｒｒｉｇｎｏ等による米国特許第４，８３ ０，９３４号で立証された従来技術によるものよりも非常に大きい直径約０．１ ２７ｃｍ（約０゜０５０インチ）の孔及び約０１１０２ｃｓｓ（約０．０４０イ ンチ）以上の破断を充填することが可能になる。

熱処理には、複合カーバイドを溶解するために、１時間から２時間に亘って合金 カーバイドソルバス温度以上の温度で加熱する過程が含まれる。この加熱過程は 、典型的には１２３２〜１２６０℃（２２５０〜２３００°Ｆ）の範囲の温度で 実施される。次に析出熱処理が、約２４時間に亘って１０７４℃（１９６５°Ｆ ）または約４時間に亘って１０７９℃（１９７５’　Ｆ）で実施される。この熱 処理は、材料の１％クリープ寿命を、１０７４℃（１９６５゜Ｆ）または１０７ ９℃（１９７５°Ｆ）の析出温度で熱処理された鋳造された材料と比較して、９ ８２℃（１８００’　Ｆ）で約７００％及び１０９３℃（２０００’　Ｆ）で約 ２００％に改良する。

最終的に、ガスタービンエンジンの部品を再生するための過程は、長期間に亘高 温での運転を経験した部品に加えられる、上述されたものと等しい温度のサイク ルを含み、上述された修理サイクルを必要とするような損傷を被ることのないカ ーバイト混合物の過剰な析出を結果としてもたらす。

本発明の詳細な説明された特徴及び他の特徴と利点は、以下の説明及び添付の図 面からより一層明らかとなる。

ｌ証Δ皿崖互１１ 第１図は、種々の処理条件でのＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３の１％クリープ寿命を表すグラ フである。

第２図は、種々の処理条件でのＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３の破断の伸びを表すグラフであ る。

第３図は、ベーン内の孔の上に配置された修理用粉末を伴ったＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３ 製のタービンベーン内の修理された冷却用孔の２０倍の画像である。

第４図は、溶融及び等温拡散の前に、孔の中に詰め込まれた修理用粉末を伴った 、ＭＡＲ，−Ｍ２Ｏ３製のタービンベーン内の修理された冷却用の孔の２０倍の 画像である。

第５図は、、溶融及び等温拡散の前に、亀裂の上に配置された修理用粉末を伴っ た、ＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３製のタービンベーン内の修理された亀裂の５０倍の画像で ある。

第６図は、溶融及び等温拡散の前に、亀裂の上に配置された修理用粉末を伴った 、ＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３製のタービンベーン内の修理されためくら亀裂の５０倍の画 像である。

Ｂ　るための　のξ ガスタービンエンジンに用いるためのコバルトベース超合金の利用は、その材料 が良好な機械的特性と、エンジン内で発生する燃焼過程に固有に関係した腐食性 の環境に対する強い耐性とを有するために、非常に好ましいものである。しかし 、動作状態は非常に厳しいものであり、材料は要求される耐用年数を提供するた めに、保護用コーティングのような新たな保護を必要とする。

ガスタービンエンジンの第１段階のタービンベーンなどへ利用のするめに、部品 はインベストメント鋳造によって形成され、次に要求される公差内での厳密な寸 法を実施するべく、最小の機械加工が行われる。塗布されるコーティングは、典 型的にはＭＣｒＡＩＹ型であり、ここでＭは鉄、ニッケル、コバルト及びそれら の混合物からなる集合または拡散アルミナイド（ａｌｕｍｉｎｉｄｅ）型からな る集合より選択される。コーティングの典型的な塗布は、鋳放し状態または前も って実施された溶融加熱処理と共に、コーティング材料を部品の表面に塗布する 過程と、基層材料内にコーティング層を拡散するために、ＭＣｒＡＩＹ型のコー ティングに対して１０７９℃（約１９７５°Ｆ）で４時間または拡散アルミナイ ド型コーティングにに対して１０７４℃（約１９６５°Ｆ）で２４時間に亘って 加熱する過程とを有する。この拡散過程は、Ｍが典型的にはＣｒであるＭ２３Ｃ ６カーバイド混合物が、樹枝状晶開領域に配置された共晶相の周りに分布して形 成されている基層のコバルトベース材料のための析出凝固段階として効果的に働 く。

その結果、部品はその実施の意図を充分溝たす、機械的特性、例えば鋳放し標本 の１０７９℃（１９７５°Ｆ）での４時間の熱処理に基づく、９８２℃（１８０ ０’Ｆ）及び１７８２５ｋｇ／ｍ２（１１，５ｋｓ　ｉ）での１％クリープ寿命 を得る。同様に処理された標本は、本発明の全ての試験での比較の基準として働 く。

長い運転年数の後に、これらの部品は、腐食、エンジンの通常の動作での温度サ イクルを原因とする熱的な機械的疲労によって引き起こされた亀裂、または高温 度に長時間にさらされることによるクリープといった形式の有害な効果を受ける 。

部品の腐食した領域を元に戻すためまたはこれまでに説明されたように形成され た亀裂を充填するために、コバルトベース合金の混合物からなる材料を加えるこ とによって、これらの摩損した部品を修理する方法が開発されてきた。

材料を加える前に、部品は、酸素を除去するために真空サイクル及び水素雰囲気 サイクルの組合せによって洗浄される。この作業の一部として、１時間から４時 間に亘る１１７７〜１２６０℃（２１５０〜２３００’Ｆ）での水素処理が、エ ンジン回転部品内に形成された亀裂の底部に発生した酸素を除去するために十分 であることが確認されている。

加えられた材料は、その全体の組成が部品の組成と等しい粉末の混合物の形式を している。これまで説明されたように、この粉末の一部が、融点降下剤を含んで おり、この部分は部品の材料の溶融点よりも低い温度で溶融するが、融点降下剤 が部品の材料内に拡散するときに凝固する。

この従来技術の修理過程の拡散過程は、約１１４９℃（約２１００″’Ｆ）で実 施され、もともとの製造プロセスのコーティングサイクルよりも実質的に高い温 度でのカーバイド析出過程である。修理過程は、上述された米国特許第４．００ ８，８４４号明細書に詳しく説明されている。高温での熱処理は、相互の樹枝状 晶閉領域内に配置された細かい共晶相及び粗い共晶相の両方の付近のＭ２３Ｃ６ カーバイドの細かい分散及び針状の析出の両方をもたらす。

適切に修理された部品を提供するために、カーバイドの析出を最小化し、従来技 術の修理過程よりも良好なりリープ特性を提供し、一方のその他の特性を従来技 術の過程で得られた特性と少なくとも等しいレベルに保つ修理過程を提供するこ とが望まれている。

種々の粉末の組成及び粉末の溶融及び拡散温度を用いた多くの実験によって、１ ％クリープ寿命と、従来技術の修理過程を用いて達成された機械的な特性と等し いかまたはそれ以上に優れたその他の機械的特性とを備えた処理シーケンスが得 られる。

５０〜６０％の基質の合金粉末と、概ね１９重量％のＣｒ１１７重量％のＮｉ、 ８重量％（７）Ｓｉ、４重量％（７）Ｗ。

０．８重量％のＢ、０．　４重量％のＣ及び残りのＣｏの組成（ＡＭ３４７８３ ）の４０〜５０％の溶融点の低い粉末とを含む粉末の混合物を、真空または、不 活性雰囲気内で１〜１２時間に亘って約１２３２〜１２６０℃（約２２５０〜２ ３００’Ｆ）の間の温度で使用し、その後に、１．７℃／分（３５°Ｆ／分）ま たはそれ以上の速度で冷却する修理過程が、基質材料中の亀裂または孔を充填す るか、または腐食した表面に材料を加える充分な手段を備えていることが確認さ れている。

本発明の過程が、以下の具体例を参照することによって充分に理解される。

鋳放し状態のＭＡＲ−Ｍ５０９コバルトベース合金の試験標本が、１２３２℃（ ２２５０’　Ｆ）、１２４６℃（２２７５’　Ｆ）　及び１２６０℃（２３００ ’　Ｆ）（７）温度で、１２時間に亘って加熱された。その後に、温度遮断コー ティングのための拡散ザイクルをシミュレートすべく、１０７９℃（１９７５° Ｆ）での４時間に亘る熱サイクルが続く。１％クリープ寿命が、１７８２５ｋｇ ／ｍ２（１１，５ｋｓｉ）、９８２℃（１８００’　Ｆ）またｌｉ　１１６２５ 　ｋｇ／ｍ２（７，５ｋｓｉ）、１０９３℃（２０００’　Ｆ）　テ決定される 。第１図に示された結果は、鋳放し材料の１９７５’Ｆでの４時間の基準状態と 比較して、低い試験温度で約７００％の改良及び高い試験温度で約２００％の改 良を伴って、１％クリープ寿命は、両方の場合で１２４６℃（２２７５°Ｆ）で 準備された標本でピークを示している。

等しい試験温度で同様に準備された破断の伸びは、第２図に示されるように、こ の特性が本発明の過程を用いて準備された標本で、基準の標本のレベルと概ね等 しいレベルに保たれていることを示している。８時間に亘る１２４１”Ｃ（２２ ６５”　Ｆ）での熱サイクルとその後の４時間に亘る１０７９℃（１９７５°Ｆ ）でのコーティング拡散サイクルは、基準の標本と比較して、約６８％の衝撃抵 抗の改良をもたらす。

餞ス 保護用コーティングを除去するために、従来の化学媒体ストリップ法を用いて、 冷却孔を備えたＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３製のガスタービンエンジンの高圧タービンベー ンの一部が準備された。次に、残留した任意の酸化物層が、水素雰囲気中で約１ ２０４℃（約２２００’　Ｆ）で４時間に亘って加熱することによって除去され る。５０重量％のＭＡＲ−Ｍ５０９粉末（直径４４ｐｍ以下）と５０重量％のＡ ＭＳ４７８３粉末（直径４４μｍ以下）の混合物が、エチルセルロース、石油及 び水をベースとした結合剤と混合されてペーストを形成する。

ペーストは、ベーンの半分の部分の冷却用孔の上の広げられ、ベーンの他の半分 の部分の冷却用孔の中に詰め込まれる。冷却用孔は、最大の直径が約０．　１２ ７　ｃｍ　（約０゜０５０インチ）の略円錐型の形状である。標本は、１５分間 に亘って、１２４１℃（２２６５°Ｆ）で真空中で加熱され、必要に応じて更に 粉末を冷却用孔の上に配置できるように冷却され、次に１２４１℃（２２６５° Ｆ）で真空中で更に５時間に亘って加熱される。

標本の表面に粉末が広げられた充填材料の微小構造が第３図に示されている。Ｍ ＡＲ−Ｍ２Ｏ３の粉末粒子は孔の全長に亘って均一に分布せず孔の上部に集中し 、ＡＭＳ４７８３の粒子は溶融した後にマトリクスを形成し、このマトリクスは 対応する数のＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３の粒子を運搬せずに孔の中に下降する。

比較のために、粉末が冷却用孔の中に詰め込まれている充填材料の微小構造が第 ４図に示されている。この微小構造では、ＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３の粒子は、孔の全長 に亘って均一に分布し、ＡＭ８４７８３マトリクスは、粒子の間に均一に分布し ている。

餞ｊ 部材を貫通する幾つかの亀裂を有するＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３製のタービンベーンの一 部が、例２に説明されたように洗浄される。例２で用いられたものと等しい修理 用粉末のペーストの一部が亀裂の上に配置さ也標本が１２４１℃（２２６５°Ｆ ）で真空中で１５分間に亘って加熱さね、次に冷却さ枳更に１２４１℃（２２６ ５’　Ｆ）で５時間に亘って加熱される。

、第５図に示すように、約０．０２０ｃ＋ａ（約０．００８インチ）の幅の亀裂 に対して、修理用粉末が均一に分散した状態で、標本の厚み全体を通して効果的 に充填されている。

氾 めくら亀裂（材料を完全に貫通していない亀裂）を有するＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３製の タービンベーンの一部が、例２で説明されたように洗浄されている。例２で用い られたものと等しい修理用粉末のペーストの一部は、亀裂の上に配置され、標本 が１２４１℃（２２６５”　Ｆ）で真空中で１５分間に亘って加熱され、次に冷 却さね、更に１２４１℃（２２６５°Ｆ）で真空中で５時間に亘って加熱される 。

第６図に示すように、亀裂は修理用粉末が均一に分散した状態で、亀裂の先端ま で効果的に充填されている。

匠五 ２枚の０．３１８ｃｍ（０，１２５インチ）の厚さのＭＡＲ−Ｍ２Ｏ３製のプレ ートの間の０．１０２ｃ＋ａ（０，０４０インチ）の空隙に、例２で用いられた ものと等しい粉末の混合物が詰め込まれている。標本は、空隙を垂直に配置した 状態で、１２４１℃（２２６５°Ｆ）で真空中で１５分間に亘って加熱され、必 要に応じて任意の粉末を追加するために冷却され、更に、１２４１℃（２２６５ °Ｆ）で真空中で５時間に亘って加熱される。

この方法は、低い溶融点の粉末が溶融するときに空隙内の修理用粉末を追い出さ ずに、効果的に空隙を充填する。

微小構造は第４図に示されたものと等しい。

本発明は、ＭＡＲ−Ｍ５０９コバルトベース合金及びＡＭＳ４７８３蝋付は材料 に基づく充填剤用いて説明されたが、説明された概念は、ＷＩ−５２及びＭＡＲ −Ｍ２Ｏ３のような他の析出焼き入れ可能なコバルトベース合金や、コバルトベ ース合金と冶金学によって適合可能な他の一般的な材料にも適用することができ る。

長期間に亘って高温度で運転された部品が、その本来の寸法を修復するために、 運転中に腐食したまたはねじれた部品の表面に材料を加えるため、及び損傷のた めの修理を必要とするので、これらの部品の機械的特性を再生または修復するた めにも、これらの方法が有効であることが当業者には明らかである。

本発明が、これまで例示されかつ説明された特定の実施例に限定されるものでは なく、以下の請求の範囲によって定義されるこの新規な概念の真髄及び技術的視 点を逸脱することなしに、種々の変型及び変更が実施可能なことが理解される。

コ　の “ε Ｉ哨 国際調査報告 □、Ｎｍ　ＰＣＴルＳ　９３１０４３２６１，１１１１Ｎ・　ＰＣＴルＳ　９３ １０４３２６

Claims (26)

【特許請求の範囲】
1. １．コバルトベース超合金製のガスタービンエンジンの部品の欠陥を修理する方 法であって、 ａ）前記部品の組成と概ね等しい前記組成を有する第１の粉末と、多量の融点降 下剤と共に前記部品と等しい主成分を有する組成の第２の粉末とからなる２種類 の粉末の混合物を提供する過程と、 ｂ）前記部品の前記欠陥の近傍に前記粉末の混合物を塗布する過程と、 ｃ）前記部品を真空または不活性な雰囲気内で、１時間〜２時間に亘って、カー バイドソルバス温度以上の温度に加熱する過程とを有することを特徴とするコバ ルトベース超合金製のガスタービンエンジンの部品の欠陥を修理する方法。
2. ２．前記過程ｃの温度が、１２３２℃〜１２６０℃（２２５０°Ｆ〜２３００° Ｆ）であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. ３．前記部品が、１．７℃／分（３５°Ｆ／分）以上の速度で冷却されることを 特徴とする請求項１に記載の方法。
4. ４．前記修理する方法の前に、前記部品が、１時間〜４時間に亘って、１１７７ ℃〜１２６０℃（２１５０°Ｆ〜２３００°Ｆ）で水素雰囲気中で洗浄されてい ることを特徴とする請求項１に記載の方法。
5. ５．前記第２の粉末が、概ね１９重量％のＣｒと、１６．５重量％のＮｉと、８ 重量％のＳｉと、４重量％のＷと、０．８重量％のＢと、０．４重量％のＣと、 残りのＣｏとからなる組成を有することを特徴とする請求項１に記載の方法。
6. ６．前記粉末の混合物が、前記欠陥の中に詰め込まれることを特徴とする請求項 １に記載の方法。
7. ７．前記部品が、４時間〜８時間に亘って、１２３２℃〜１２６０℃（２２５０ °Ｆ〜２３００°Ｆ）で真空または不活性な雰囲気内で加熱されることを特徴と する請求項１に記載の方法。
8. ８．前記欠陥が、０．１０２ｃｍ（０．０４０インチ）以上の幅を有する亀裂か らなることを特徴とする請求項１に記載の方法。
9. ９．前記欠陥が、０．１２７ｃｍ（０．０５０インチ）以上の直径を有する孔か らなることを特徴とする請求項１に記載の方法。
10. １０．ａ）前記部品の前記表面に保護用コーティングを塗布する過程と、 ｂ）約４時間に亘って約１０７９℃（約１９７５°Ｆ）で前記部品をアルゴン内 で加熱する過程とを更に有することを特徴とする請求項１に記載の方法。
11. １１．ａ）前記部品の前記表面に保護用コーティングを塗布する過程と、 ｂ）前記部品をアルゴン内で、約２４時間に亘って約１０７９℃（約１９６５° Ｆ）で加熱する過程とを更に有することを特徴とする請求項１に記載の方法。
12. １２．コバルトベース超合金製のガスタービンエンジンの部品の表面に材料を加 える方法であって、ａ）前記部品の組成と概ね等しい前記組成を有する第１の粉 末と、多量の融点降下剤と共に前記部品と等しい主成分の組成を有する第２の粉 末とからなる２種類の粉末の混合物を提供する過程と、 ｂ）前記部品の前記表面に前記粉末の混合物を塗布する過程と、 ｃ）前記部品を真空または不活性の雰囲気内で、１時間〜１２時間に亘ってカー バイドソルバス温度以上の温度に加熱する過程とを有することを特徴とするコバ ルトベース超合金製のガスタービンエンジンの部品の表面に材料を加える方法。
13. １３．前記過程ｃの前記温度が、１２３２℃〜１２６０℃（２２５０°Ｆ〜２３ ００°Ｆ）であることを特徴とする請求項１２に記載の方法。
14. １４．前記部品が、１．７℃／分（３５°Ｆ／分）以上の速度で冷却されること を特徴とする請求項１２に記載の方法。
15. １５．前記粉末の混合物を塗布する前に、前記部品が、１時間〜４時間に亘って 、１１７７℃〜１２６０℃（２１５０°Ｆ〜２３００°Ｆ）で水素の雰囲気内で 洗浄されることを特徴とする請求項１２に記載の方法。
16. １６．前記部品が、４時間〜８時間に亘って、１２３２℃〜１２６０℃（２２５ ０°Ｆ〜２３００°Ｆ）で真空または不活性の雰囲気内で加熱されることを特徴 とする請求項１２に記載の方法。
17. １７．ａ）前記部品の前記表面に保護用コーティングを塗布する過程と、 ｂ）約４時間に亘って約１０７９℃（約１９７５°Ｆ）で前記部品をアルゴン内 で加熱する過程とを更に有することを特徴とする請求項１２に記載の方法。
18. １８．ａ）前記部品の前記表面に保護用コーティングを塗布する過程と、 ｂ）前記部品を、アルゴン内で約２４時間に亘って約１０７４℃（約１９６５° Ｆ）で加熱する過程とを更に有することを特徴とする請求項１２に記載の方法。
19. １９．コバルトベース超合金を熱処理する方法であって、ａ）１時間〜１２時間 に亘る前記カーバイドソルバス温度以上の温度で溶融熱処理する過程と、ｂ）２ 時間〜８時間に亘って約１０７９℃（約１９７５°Ｆ）でエージングする過程と を有することを特徴とするコバルトベース超合金を熱処理する方法。
20. ２０．前記溶融熱処理温度が、１２３２℃〜１２６０℃（２２５０°Ｆ〜２３０ ０°Ｆ）であることを特徴とする請求項１９に記載の方法。
21. ２１．前記超合金が、１．７℃／分（３５°Ｆ／分）以上の速度で冷却されるこ とを特徴とする請求項１９に記載の方法。
22. ２２．前記エージング過程が２時間〜２４時間に亘って１０７４℃（約１９６５ °Ｆ）で実施されることを特徴とする請求項１９に記載の方法。
23. ２３．コバルトベース合金製のガスタービンエンジンの部品を再生する方法であ って、 ａ）前記部品を１時間〜１２時間に亘って前記カーバイドソルバス温度以上の温 度で真空または不活性の雰囲気内で溶融熱処理する過程と、 ｂ）前記部品を２時間〜８時間に亘って約１０７９℃（約１９７５°Ｆ）でアル ゴン内でエージングする過程とを有することを特徴とするコバルトベース合金製 のガスタービンエンジンの部品を再生する方法。
24. ２４．前記溶融熱処理の温度が１２３２℃〜１２６０℃（２２５０°Ｆ〜２３０ ０°Ｆ）であることを特徴とする請求項２３に記載の方法。
25. ２５．前記部品が１．７℃／分（３５°Ｆ／分）以上の速度で冷却されることを 特徴とする請求項２３に記載の方法。
26. ２６．前記エージング過程が、２時間〜２４時間に亘っ約１０７４℃（約１９６ ５°Ｆ）でアルゴン内で実施されることを特徴とする請求項２３に記載の方法。