CN105149597A - 金属或合金部件的修复或联结方法和经修复或联结的部件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种修复或联结金属或合金部件的方法，包括以下步骤：a)向待修复或联结区域施加填料粉末腻子或条带，所述填料粉末包括含有铝、尤其是2％-8％重量的铝的超合金，并混有含氧有机粘结剂；b)直接在填料粉末腻子或条带上方施加混有有机粘结剂、优选为含氧有机粘结剂的膏状钎焊材料；c)在真空中加热以烧去有机粘结剂；d)在真空或保护性气氛中进一步加热以便在使基体材料、钎焊材料和填料粉末保持固态的温度下使填料粉末在基体材料上发生预烧；e)在真空或保护性气氛中进一步加热至熔渗温度；f)在所述熔渗温度下保温来进行液态烧结；g)冷却以进行固化。本发明还涉及经修复或联结的金属或合金部件。

Description

金属或合金部件的修复或联结方法和经修复或联结的部件

技术领域

本发明是对JosephLiburdi,PaulLowden和KeithEllison在标题为“粉末冶金修复技术”的专利US5,156,321中首先描述的金属制品的修复或联结方法的进一步开发，本发明可以用于修复或联结金属材料尤其是涡轮发动机部件。

背景技术

由镍、铁和钴基超合金制成的涡轮发动机部件通常含有因生产或使用造成的缺陷。因为这些部件很昂贵，所以非常鼓励修复它们。对于修复受损的发动机部件，Liburdi工程有限公司开发出粉末冶金修复技术并申请专利，该技术首先在1992年的美国专利5,156,321中描述，该技术包括：施用填料粉末(该填料粉末由具有与涡轮发动机部件的待修复区域或连结部相同或相似化学组分的超合金制成)，在真空或保护性环境中加热所述部件以便固态烧结该填料粉末，导致在修复或连结区域形成多孔结构，然后将涡轮发动机部件冷却至室温。冷却后，一层由包括硼或硅或两者兼有的镍基或钴基超合金制成的钎焊材料或粉末随后被添加到烧结的多孔结构或连结部的表面，然后将所述制品加热至钎焊温度而导致钎焊材料熔化，钎焊材料渗入整个多孔结构——此时多孔结构和基体金属保持固态，烧结填料粉末和液态钎焊材料，然后冷却并固化所有填料粉末、钎焊材料和基体材料，产生与涡轮发动机部件的基体材料出色结合的高强度复合状材料。

这种方法已经成功地用于修复由析出硬化超合金制成的在焊接过程中和焊接之后的热处理过程中容易裂的涡轮发动机部件。然而，这种工艺由于多次热处理周期和低生产率而非常昂贵。因此，要求进一步改进对涡轮发动机部件的修复以使粉末冶金修复的生产率更高。

发明内容

根据本发明，提出一种修复或联结金属或合金部件，特别是涡轮发动机部件的方法，该方法包括以下步骤：

a)向所述金属或合金部件的待修复或联结区域施加包括填料粉末的填料粉末腻子或条带，所述填料粉末包括含有铝、尤其是2％-8％重量的铝的超合金，并混有含氧有机粘结剂；

b)直接在所述填料粉末腻子或条带上方施加膏状、腻子状或浆液状的钎焊材料，所述钎焊材料混有有机粘结剂、优选为含氧有机粘结剂；

c)在真空中加热以烧去有机粘结剂；

d)在真空或保护性气氛中进一步加热以便在使所述金属或合金部件的基体材料、所述钎焊材料和所述填料粉末保持固态的温度下使填料粉末在基体材料上发生预烧；

e)在真空或保护性气氛中进一步加热至熔渗温度，允许所述钎焊材料熔渗到整个预烧的填料粉末中而所述填料粉末和所述基体材料为固体，

f)在填料粉末和基体材料保持为固态的情况下在所述熔渗透温度下保温来进行液态烧结；

g)冷却以进行固化。

根据另一优选实施例，所述金属或合金部件由选自等轴、定向凝固的单晶铁、镍或钴基超合金的材料制成。

优选地，所述方法包括，在步骤a)之前，通过选自机加工、研磨、抛光、喷砂处理、化学清洗、脱脂的方法在所述金属或合金部件的待修复或待联结的区域中露出无缺陷无污染的基体材料的步骤。

在修复涡轮发动机部件的情况下，通常在步骤g)之后，进行从所修复的或联结的区域去除多余材料以恢复涡轮发动机部件的初始几何形状。

在一优选的实施例中，所述步骤c)包括在真空中以1-10℃/min的速率加热至高达450℃的温度，以烧掉所述有机粘合剂。

为了防止由于气体的快速膨胀而形成多余的空隙和空穴，所述方法包括，在步骤b)之后以及在步骤c)之前，通过在大气压或高压下加热至位于25℃和220℃之间的一温度来从所述有机粘结剂去除挥发性物质的步骤。

为了进行根据优选实施例的方法，所述钎焊材料选自与所述金属或合金部件具有基本相同化学成分的合金，并且还包括熔点降低剂，所述熔点降低剂为0.1-3.5％重量的硼、0.1-12％重量的硅或两者兼有。

根据另一优选实施例，用于所述填料粉末的含铝超合金选自含铝的镍基超合金、钴基超合金和铁基超合金。其中所含的铝能够使得在填料粉末颗粒上形成氧化铝膜，防止填料粉末被钎焊材料过早熔渗，以形成具有高机械性能的材料，在竖直位置或倒立位置在修复表面上保持填料粉末并减少所需的钎焊材料的量。此外，需要铝来形成γ'相以用于镍基超合金的沉积增强。

为了使单位体积硼含量最低、生产具有高机械性能的无缺陷材料，所述钎焊材料的重量与所述填料粉末的重量之比为0.2-0.37。

为了在修复区域和连结部实现高水平的机械和氧化性能，根据其他优选实施例，填料粉末选自下列合金中的一种：包括8-35％重量的Cr、0-15％重量的W、0-15％重量的Mo、0-10％重量的Ta、0-6％重量的Nb、2-8％重量的Al、0-6％重量的Ti、0-5％重量的Hf、0-1％重量的Y，其余为Ni以及杂质的合金；包括8-35％重量的Cr、0-15％重量的W、0-15％重量的Mo、0-10％重量的Ta、0-6％重量的Nb、2-8％重量的Al、0-6％重量的Ti、0-5％重量的Hf、0-1％重量的Y，其余为Co以及杂质的合金；包括8-35％重量的Cr、0-15％重量的W、0-15％重量的Mo、0-10％重量的Ta、0-6％重量的Nb、2-8％重量的Al、0-6％重量的Ti、0-5％重量的Hf、0-1％重量的Y，其余为Fe以及杂质的合金。

根据另一优选实施例，所述填料粉末在固态状态下的预烧在800℃-1500℃，优选1050℃-1175℃的温度范围内进行。所述液态烧结在1050℃-1600℃，优选1190℃-1290℃的温度范围内但是低于基体材料和填料粉末的液相线温度进行。

根据另一优选实施例，为了提高耐磨性，所述填料粉末包含选自金属氮化物、氧化物、碳化物、硼化物或它们的混合物的硬质颗粒。

根据另一优选实施例，为了提高填料粉末腻子或条带的密度并且减小修复或联结所需的钎焊材料的量，所述填料粉末是具有不同尺寸的金属粉末颗粒的混合物。

为了进一步提高所修复的部件的密度以及质量，本发明的方法还包括，在冷却所修复的或联结的金属或合金部件例如至环境温度的步骤g)之后，进行热等静压处理的附加步骤。

根据优选的实施例，所述金属或合金部件为涡轮发动机部件，选自航空及工业涡轮发动机的喷嘴导向叶片、压气机静叶片、压气机叶片、涡轮叶片、高压涡轮叶片、低压涡轮叶片、罩环、密封段、壳体、导流盘、燃烧室、火焰筒、燃料喷嘴、歧管。优选地，所述待修复或待联结的区域包括护罩、叶尖、叶面、尾缘、前缘、外平台、内平台、翼板、内轨、外轨、内凸缘、外凸缘、耳、唇部、冲击板、翅片或密封槽。

为了在修复或联结之后恢复金属或合金部件的初始几何形状，根据本发明的方法包括，在冷却步骤之后并且可选地在热等静压处理的步骤之后，使用用于基体材料的参数进行时效热处理的步骤。

为了执行修复涡轮发动机部件的方法，在优选实施例中，所述有机粘结剂为树脂和溶剂的混合物，其中所述树脂选自由丙烯酸树脂、聚乙烯树脂和聚酯树脂构成的组，所述溶剂选自由含氧乙二醇醚、丙酮、乙醇和水构成的组。

在一优选的实施例中，所述方法包括，在步骤g)之后，去除所修复的或联结的区域中的缺陷，露出通过液态烧结制得的无缺陷材料。

为了修复所修复或联结的区域中的缺陷而不导致先前使用的钎焊材料的完全再熔化，根据本发明的优选实施例，所述方法包括，在去除所修复的或联结的区域中的缺陷、露出通过液态烧结制得的无缺陷材料之后，向所述的无缺陷材料施加填料粉末腻子或条带并且在所述填料粉末腻子或条带上方施加钎焊合金的步骤，其中所述钎焊合金的固相线温度低于钎焊材料的固相线温度但高于所述金属或合金部件例如涡轮发动机部件的工作温度。优选地，所述钎焊合金选自镍钎焊合金和钴钎焊合金。

为了制造用于在竖直头顶上的位置修复发动机部件的粘土状填料粉末腻子，所述填料粉末腻子或条带包括占填料粉末重量的5-15％重量、优选6-8％重量的有机粘结剂。为了确保利用重力和表面张力更好地施加钎焊材料，所述钎焊材料混有5-15％重量、优选8-15％重量的有机粘结剂。

用于填料粉末腻子的有机粘结剂和用于钎焊材料的有机粘结剂具有相同或不同的化学组分。

为了防止在低温储存、运输和装卸期间填料粉末腻子的污染，根据另一优选实施例，用于填料粉末腻子的有机粘结剂为疏水性的。

为了制造具有高氧含量的钎焊材料，根据另一优选实施例，用于钎焊材料的有机粘结剂为水基粘结剂。

为了增强液态烧结，优选地，在步骤f)中，保温时间为0.5-24小时。

优选地，所述待修复或待联结的区域由两个单独金属或合金部件的彼此对置的接合面之间的间隙来限定。

根据本发明的另一方面，提供一种金属或合金部件，尤其是涡轮发动机部件，其具有利用上述方法修复或联结的区域。

附图说明

现在将参考附图描述本发明，附图并不是对本发明的限制。

图1(a)、(b)、(c)和(d)示出了本发明的修复方法，其中：100-基体材料，101-深裂纹，102-浅的表面缺陷，103-为了修复而对基体材料进行的典型准备，4-填料粉末腻子，105-钎焊膏，和106-复合状沉积物，该复合状沉积物包括固化后的烧结的填料粉末和钎焊材料。

图2是典型的涡轮发动机喷嘴导向叶片(NGV)，其中201-叶面，202-叶面尾缘(TE)，203-叶面前缘，204-内平台，205-外平台，206-内凸缘，207-外凸缘，208-耳部，209-销孔，210和211-密封槽，212-后唇，213-前唇，214-凸缘，215-轨。

图3是典型的航空涡轮发动机的有罩叶片，其中301–护罩，302-叶面，303–翅片，304-尾缘，305–前缘，306-平台。

图4示出了典型的工业涡轮发动机的无罩涡轮叶片修复区域，其中302-叶面，304-尾缘，305–前缘，306-平台，400-叶尖，402-翼板。

图5示出了在时效条件下在测试之前的对接接头的复合状结构的显微图，所述接头利用如例2中描述的镍基填料粉末和液相线温度为1052℃的镍基钎焊材料制得。

图6是利用如例9中所描述的钴基填料粉末和液相线温度为971℃的镍基钎焊材料制得的复合状结构的显微图。

具体实施方式

下面以图1为例更详细地说明根据本发明修复涡轮发动机部件的主要步骤。本发明是结合了高温填料和钎焊粉末的多层工艺。本发明可以应用于除涡轮发动机部件之外的金属或合金部件。填料和钎焊粉末与有机粘结剂混合以产生柔性条带或粘土状腻子。在施加该填料腻子粉之前，所有的裂纹101和表面缺陷102都通过研磨而被完全去除，露出发动机部件的无缺陷基体材料100，如图1(a)、图1(b)所示。使用与基体材料的化学成分匹配的或者相同类型的更高级的材料制成的填料粉末腻子和条带被小心地施加到受损表面以完全填满受损区域，如图1(c)所示。通常为膏状、条带或浆液形式的钎焊材料105随后被施加到填料粉末腻子的顶部。然后，发动机部件在大气压下或高压下被缓慢加热至高达220℃的温度，以从有机粘合剂中去除挥发性物质，接着在真空中以1-10℃/min的速率，优选约5℃/min的速率加热至400℃，以烧掉有机粘合剂，并且在该温度下保温以稳定不超过1·10^-4托的残留气体压力，接着，进一步加热至约1040℃的温度(该温度低于钎焊材料的液相线温度)，以进行填料粉末的固态预烧，进行填料粉末和基体材料的真空清洁约一小时。之后，发动机部件被在真空或惰性气体中在高于钎焊材料的液相线温度但低于填料粉末和基体材料的固相线温度下进一步加热至约1215℃，导致预烧的填料粉末在钎焊材料中的熔渗。在发动机部件在此温度下保温约30分钟至约24小时期间，发生液态烧结——通过硼向填料粉末和基体材料中扩散来增强。冷却导致填料粉末颗粒、钎焊材料和基体材料发生聚结和形成扩散接合，在修复区域形成复合状的材料106，如图1(d)和图5所示。所得的具有复合状结构的沉积物与传统的宽间隙钎焊(WGB)材料相比由于较低的硼含量而具有优良的拉伸强度、蠕变性能和延展性。冷却后，多余的材料通过选自机加工、研磨和抛光的方法来去除，从而恢复涡轮发动机部件或其它修复制品的几何形状，如图1(d)和图5所示。

为了生产可以在修复或联结过程中施用并保持住的填料粉末腻子和钎焊膏，使用包括树脂和溶剂的各种有机粘结剂，所述树脂选自丙烯酸树脂、聚乙烯树脂、聚酯树脂，所述溶剂选自乙二醇醚、丙酮、乙醇、水。填料粉末腻子的粘度取决于有机粘结剂与填料粉末的比例，该比例可以从约5％重量到约15％重量，优选从6％重量到约8％重量变化。在真空中加热的过程中，有机粘结剂被完全解离和通过真空泵从修复区域被去除。在1100℃以上的温度和高度真空中加热所述正在修复的发动机部件导致对接合面和填料粉末颗粒的真空清洁，改进了润湿性和在整个预烧填料粉末中焊料的熔渗。

各种标准和定制的镍基钎焊材料可用于修复涡轮发动机部件。钎焊材料包含选自约0.1-3.5％重量的硼、约0.1-12％重量的硅或两者兼有的材料的熔点下降剂来使固相线和液相线温度降低至低于基体材料和填料粉末的固相线和液相线温度。硅基钎焊材料通常用于增强涡轮发动机部件的抗氧化性，而硼基钎焊材料大多用于结构修复。包含约0.1-0.4％重量的B和2-2.5％重量的Si的高温钎焊材料结合了良好的机械性能和优异的抗氧化性能。

根据优选实施例，固态预烧和液态烧结可以在约800℃-1600℃的温度范围内完成。然而，在约800℃-1500℃，优选1050℃-1175℃的温度范围内进行固态烧结，在1050℃-1600℃，优选1190℃-1290℃，更优选约1200℃-1290℃的温度范围内进行液态烧结可获得最佳效果。

根据用于改善涡轮发动机部件的耐磨性的另一优选实施例，填料粉末包括选自金属氮化物、氧化物、碳化物、硼化物或它们的混合物的硬质颗粒。

为了增加填料粉末腻子的浓度，该填料粉末腻子可包括粗的和细的金属粉末颗粒的混合物。细的粉末颗粒在该混合物中占据粗粉末颗粒之间的空间，这显著增加了预烧多孔填料材料的密度，并减少了为填满这些孔所需的钎焊材料的用量。

根据本发明的另一优选实施例，涡轮发动机部件经受HIP处理、退火和使用用于所述基体材料的材料进行时效热处理，目的在于恢复基体材料的初始机械性能。

本发明的方法可以用于修复各种涡轮发动机部件，包括航空和工业涡轮发动机的喷嘴导向叶片(NGV)、压气机静叶片、压气机叶片、涡轮叶片、高压涡轮机(HPT)的叶片、低压涡轮机(LPT)的叶片、密封罩环、密封段、壳体、导流盘、燃烧室、火焰筒、燃料喷嘴、歧管。

图2所示的典型的NGV示出了可以用本发明的方法修复的不同区域。最常见的，叶面201、内平台205和外平台206容易热疲劳开裂和氧化，几乎每次到店都需要修复。NGV的典型修复将在下面的实施例中再更详细地讨论。

分别在图3和图4中示出的有罩和无罩的HPT和LPT叶片需要典型修复，修复区域包括护罩301、叶尖400、叶面302、翅片303、尾缘304、前缘305、平台306、翼板402。

液态烧结和HIP导致涡轮发动机部件的基体材料退火，降低了基体材料的应力破裂特性。为了恢复基体材料的初始机械特性，根据本发明的方法包括使用为基体材料制定的参数进行时效热处理的附加步骤。

优选实施例还可用于连结不同的金属或合金部件。然而，为了固定金属或合金部件的彼此对置的接合面并且支承填料粉末腻子，金属或合金部件被固定在支撑构件、通常是支撑金属条上，在接合面之间留有约0.005英寸至约0.5英寸的间隙。包括选自镍、钴和铁基合金的填料粉末、混合有5-15％重量的有机粘结剂的填料粉末腻子被施加到接合面之间的间隙中。为了执行本发明的单步骤工艺，包括钎焊粉末和3-15％重量的有机粘结剂的钎焊材料被直接施加到填料粉末腻子的顶部。然后，对置的金属部件(在两者之间的间隙中填充有填料粉末和钎焊材料)的组件被放置在真空室中并在不超过0.5×10^-3托的残留气体压力中缓慢加热至约1100-1150℃的温度，从而进行约一个小时的固态预烧，然后加热至1200-1290℃的温度，造成钎焊材料熔渗和在该温度下保温0.5-2小时以完成液态烧结。由于填料粉末和钎焊材料的冷却和固化而形成高强度接头。热处理之后，使用机加工或研磨去除支撑条，被连结的部件根据特定标准受到标准的非破坏性和尺寸检验。

例1

利用下面的原料制造含氧粘合剂：

i.含氧丙烯酸树脂，也称为聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)，具有化学式(C₅O₂H₈)_n，占35％重量；

ii.邻苯二甲酸丁基苄酯(BBzP)，也称为酞酸丁基苄酯(BBP)或邻苯二甲酸丁基基酯，具有化学式C₁₉H₂₀O₄，占25％重量；

iii.亲水性乙二醇乙醚溶剂，具有化学式C₆H₁₄O₂，占40％重量。

所有上述原料在密封的容器中在室温下仔细混合，形成粘性的透明的果冻状有机粘合剂，该粘合剂具有适度的蒸发率和优良的联接能力。

所述粘合剂中含有的氧提供额外的氧来源，以利于形成铝和其他金属的氧化物，以防止发生过早的熔渗。

每100克填料粉末使用6-8克所述有机粘合剂来制造粘土状的填料粉末腻子。

每100克钎焊粉末使用10-11克所述有机粘合剂来制造具有较低粘度的钎焊材料，允许在发动机部件在水平位置被修复期间钎焊材料在填料粉末腻子的表面上更均匀地分布。

对于修复竖直或头顶位置的发动机部件，粘合剂在钎焊材料中的最优的量为约6％至约8％重量。

为了进行深槽修复，利用包含约12％至约15％的粘合剂的钎焊材料可获得最好的结果。

有利地，所有用于制造有机粘合剂的原料包含有氧，防止填料粉末的过早去氧化皮和钎焊材料的过早熔渗。

例2

气体雾化填料粉末形式的高γ'超合金制成的填料粉末腻子(包含约8.25％重量的Cr、10％重量的Co、0.7％重量的Mo、5.5％重量的Al、1％重量的Ti、3％重量的Ta、10％重量的W、0.5％重量的Fe、0.05％重量的Zr、1.5％重量的Hf，其余为Ni和杂质，以及约6％重量的例1中给出的丙烯酸树脂基粘结剂)和用钎焊粉末(包含约19％重量的Cr、3.5％重量的B、其余为Ni和杂质)和约8％重量的例1中给出的有机粘结剂制成的膏状形式的钎焊材料(称为Amdry775钎焊材料)，用于在水平位置制造厚7mm、宽度15mm和长度60mm的样品。Amdry775钎焊材料的固相线温度为约1052℃，基体材料和填料粉末的固相线温度超过1400℃。

根据本发明的优选实施例利用“单步骤”工艺制造所述样品，所述工艺包括步骤：在基体材料上施加填料粉末腻子；向填料粉末腻子的表面施加一层钎焊材料，该钎焊材料的重量为填料粉末腻子的重量的20-37％，优选35-37％，并且其固相线温度和液相线温度低于填料粉末和基体材料的固相线温度和液相线温度；在空气中加热以在180℃的温度从粘结剂中去除挥发性物质；在真空中以5℃/min的速率加热至约400℃，稳定1·10^-5托的真空(残留气体压力)，接着，将温度升高至约1030℃-1040℃并且保温约一小时，以进行固态预烧，进一步加热至1100℃-1150℃的温度以进行真空清洁，稳定1·10^-5托的真空(残留气体压力)，进一步加热至1200℃-1215℃约两小时，以进行液态烧结，其中低熔点钎焊材料熔渗到固态烧结的填料粉末中而填料粉末和基体材料保护固态；进行时效热处理，以恢复基体材料的初始特性。

除此之外，利用相同的填料粉末和钎焊材料但利用US5,156,321中所述的“两步骤”工艺来制造比较样品。

在两组样品时效热处理之后，按照ASTME-8机加工制造基准直径为4±0.1mm的小尺寸拉伸样品。按照ASTME-21在982℃的温度下进行样品的拉伸测试。下表中给出样品的机械特性：

表1982℃的温度下材料的拉伸特性

注意：按照本发明，钎焊材料与填料粉末腻子的重量比减小，以制造无缺陷的材料。

从上面给出的例子可以看出，与使用已知的方法采用高含量的钎焊材料制得的材料相比，按照本发明的优选实施例采用钎焊材料与填料粉末腻子的重量比为0.37制得的材料具有更好的机械特性。

例3

气体雾化填料粉末形式的高γ'超合金制成的填料粉末腻子(包含约8.25％重量的Cr、10％重量的Co、0.7％重量的Mo、5.5％重量的Al、1％重量的Ti、3％重量的Ta、10％重量的W、0.5％重量的Fe、0.05％重量的Zr、1.5％重量的Hf，其余为Ni和杂质，以及约7％重量的丙烯酸树脂基粘结剂)和用钎焊粉末(包含约15％重量的Cr、3.5％重量的B、其余为Ni和杂质)和约10％重量的有机粘结剂制成的钎焊材料膏用于为具有宽度为0.25英寸的间隙的0.4英寸厚的MarM247(M247)板制造对接结头。M247样板安装在由镍铬铁625合金(IN625)制成的支撑带上，用IN625焊丝通过钨极氩弧焊(GTAW-MA)焊接进行点焊，该钎焊合金的熔点为约1052℃。

样品的连结在5×10^-5托的真空中进行。样品被缓慢加热至1040℃的温度以允许有机粘结剂充分解离，并保持在该温度一小时以允许填料粉末的固态预烧和填料粉末的真空清洁。然后，温度升高至1200℃以熔化钎焊材料，并允许熔渗。样品被保持在1200℃±5℃两(2)个小时以允许填料粉末和钎焊粉末液态烧结两小时，然后随炉缓慢冷却到800℃的温度从而固化连结部的所有部件并氩气淬火。

钎焊材料熔渗在退火温度下发生，这降低M247合金的强度。因此，为了恢复基体材料的初始机械特性，在1080℃的温度下对样品进行标准首次时效热处理四小时，随后在870℃的温度下进行二次时效热处理二十小时。

时效热处理后，根据ASTME-8从对接接头机加工出小尺寸的拉伸样品。在760℃和870℃的温度下对这些样品进行拉伸测试，分别表现出595MPa和518MPa的拉伸强度。因形成良好烧结的高密度复合状材料而实现高水平的机械性能，填料粉末颗粒之间的基于硬焊料的共晶体的厚度最小，如图5所示。这些机械性能已经符合特定的要求，并应用于其它示例以说明根据本发明修复涡轮发动机部件的不同的实施例。

例4

例2中描述的本发明的方法、材料和工艺参数用于封闭由定向凝固MarM247超合金制成的IGT发动机的行1和行2涡轮叶片上的型芯孔(corehole)。这些大的型芯孔难以通过焊接封闭，因为定向凝固的MarM247超合金的开裂。铸孔的常规WGB也不实用，因为钎焊材料的含量高。因此，选择上述材料和工艺参数来封闭叶片尖端，因为它有良好的抗蠕变性能、低孔隙度，并且不会产生裂纹。由MarM247粉末制成的填料粉末腻子被施加到型芯孔内，使得每个孔都被填充成轻微过满。钎焊膏被施加到填料粉末腻子的顶部。然后使用在例2中制定的参数将叶片在真空中热处理，从而固化填料粉末、钎焊材料和基体材料和密封孔，然后进行首次时效热处理，如对MarM247合金在1080℃下进行四个小时，再在870℃下二次时效二十小时。叶片尖端的初始几何结构通过机械加工和手工抛光来恢复。修复后，叶片分别进行标准荧光渗透剂放射照相以检测表面和表面以下的缺陷。所有叶片都符合检验要求，并成功地经历工作条件超过24000小时。

例5

IGT发动机的喷嘴导向叶片(NGV)由钴基合金FSX414制成。在工作条件下，这些NGV喷嘴出现大量裂纹，特别是围绕前缘、尾缘和叶片半径处。开裂主要是由低周期热机械疲劳引起的。前缘处的裂纹发生分支并延伸通向内部叶片空腔。一些氧化腐蚀和相关的裂纹也已经在叶面之间的外罩和内罩上出现。这些裂纹的焊接修复可能导致过度扭曲。因此，决定使用本发明的方法来挽救这些严重受损的部件。在修复的准备过程中，裂纹被磨掉，如前缘处留下尺寸为约25mm×100mm的大孔，受腐蚀表面也被从平台和叶面在孔周围研磨掉约0.75mm深的缺陷基体材料，露出无缺陷基体材料以用于填料粉末腻子的施加。大孔被填料粉末腻子MarM247填充，它被整型成NGV的初始轮廓。被侵蚀的区域覆盖有用MarM247填料粉末腻子制成的1mm厚的条带以恢复尺寸。小裂纹和冲击损伤用填料粉末腻子修复。在修复过程中，这些区域通过如下方式成功地修复：使用例2中描述的镍基钎焊材料和工艺参数，在1200℃下进行两小时，随后在980℃下标准时效四小时。多余的材料通过打磨和抛光来去除。修复后的NGV成功通过荧光渗透剂检测和发动机试验。

例6

用MarM247制成的飞行发动机的NGV组件暴露至甚至比IGT涡轮发动机的NGV的工作条件更恶劣的条件。铝镀层保护叶面、内平台和外平台。然而，如图2中所示的定位槽内未受保护的基材被热腐蚀严重影响。为了恢复NGV，受损的材料被完全去除，随后根据发动机手册对NGV进行标准脱脂和化学清洗。然后将MarM247填料粉末腻子施加到密封槽，然后施加具有例2中描述的化学成分的钎焊膏。然后，使用在例2中制定的参数对NGV进行真空热处理，然后使用例2中描述的参数进行首次和二次时效。在目测检查后，对NGV进行标准铣切和打磨来恢复几何形状以及进行放电加工(EDM)来重新产生定位槽。荧光渗透剂和尺寸检测证实了NGV已经符合由相关发动机手册制定的可接受的标准。在修复的最后阶段，根据发动机手册程序对叶面、内平台和外平台实施标准镀铝保护涂层。如上修复的NGV成功通过飞行条件下的发动机测试。

例7

高压涡轮机(HPT)密封罩暴露至最恶劣的工作条件，导致所有流动通道表面的大量损坏。密封段由IN738制成。为了延长部件的寿命，使用更多高级镍基超合金MarM247填料粉末结合例2中描述的钎焊材料来说明该发动机部件的修复。

所有受损的材料通过手工研磨而从修复表面仔细去除，然后根据相关的发动机手册程序进行标准化学脱脂。脱脂之后，部件在1200-1210℃的温度范围内在0.02×10^-3托的真空中经受真空清洗一小时，然后在真空中冷却至低于800℃的温度和氩气淬火。可替代地，也可以在1100℃的温度下使用高纯度的氢气来清洗。条带形式的MarM247填料粉末腻子和钎焊材料被施加到修复表面，然后使用例2中描述的参数进行热处理。使用常规机加工、EDM和手动打磨来恢复部件的几何形状。进行荧光渗透剂和尺寸检验以确认密封罩是否符合相关的发动机手册要求。蜂窝的钎焊和在1120℃的温度下首次时效两小时被组合到一个周期中以降低修复的成本。二次时效热处理在845℃的温度下进行二十四小时。所修复的部件成功通过发动机试验。

例8

对在先前已修复(按照例2中描述的步骤进行修复并包括材料的液态烧结)的高压涡轮(HPT)发动机部件中的裂纹修复进行模拟。但是，替代具有1052℃的固相线温度的Amdry775钎焊材料，使用固相线温度为1160℃的Amdry788钎焊材料。Amdry788钎焊材料包括22％重量的Cr、21％重量的Ni、14％重量的W、2％重量的B、2％重量的Si，其余为钴以及杂质。与Amdry775钎焊材料相比较，Amdry788钎焊材料的升高的固相线温度归因于较低的硼含量，其中Amdry788中硼含量为2％重量，Amdry775中硼含量为3.5％重量。

为了增强熔渗和液态烧结，所述部件在1250±10℃的温度下烧结10小时，由于合金元素从填料粉末向钎焊材料中的部分溶解和伴随具有硼的钎焊材料的消耗(由于硼向填料粉末和基体材料中的扩散)的扩散，其提高固相线温度。

在冷却至环境温度之后，利用手用工具制造深度3mm、宽度5mm、长度20mm的空腔，从而模拟缺陷修复(二次修复)。

在脱脂之后，将包含8.25％重量的Cr、10％重量的Co、0.7％重量的Mo、5.5％重量的Al、1％重量的Ti、3％重量的Ta、10％重量的W、0.5％重量的Fe、0.05％重量的Zr、1.5％重量的Hf、其余为Ni和杂质以及例1中描述的6％重量的有机粘结剂的腻子施加到已修复的区域，之后施加Amdry775基钎焊合金以及热处理，如例2中所描述的。但是，熔渗温度被降低至1190℃。按照相关的标准进行所修复部件的非破坏性测试。没有发现缺陷和在第一修复环节期间制得的材料的显著再熔化。

例9

利用包含25％重量的Cr、10％重量的Ni、7.5％重量的W、2.5％重量的Al、1％重量的Si、其余为Co和杂质的钴基超合金、7％重量的亲水性有机粘合剂以及例2中给出的工艺参数进行低压涡轮发动机部件的修复的模拟。对于初始修复使用固相线温度为1052℃的Amdry775钎焊合金。使用固相线温度为971℃的包含82％重量的Ni、4.5％重量的Si、7.0％重量的Cr、3.1％重量的B、3％重量的Fe的AMS4777钎焊合金来模拟缺陷修复(二次修复)。在缺陷修复期间，液态烧结在1100℃的温度下进行30分钟，由于固化冷却而制造出好质量的材料。金相检查表明在液态烧结期间填料粉末颗粒的一些溶解以及相互连接的钎焊合金基基体的形成，如图6所示。

上述示例仅用于说明发动机部件的一些典型修复，而并不用于限制本发明的在修复其它涡轮发动机部件和联结不同金属材料以及制品方面的应用。

Claims (32)

1.一种修复或联结金属或合金部件，特别是涡轮发动机部件的方法，包括以下步骤：

a)向所述金属或合金部件的待修复或联结区域施加包括填料粉末的填料粉末腻子或条带，所述填料粉末包括含有铝、尤其是2％-8％重量的铝的超合金，并混有含氧有机粘结剂；

b)直接在所述填料粉末腻子或条带上方施加膏状、腻子状或浆液状的钎焊材料，所述钎焊材料混有有机粘结剂、优选为含氧有机粘结剂；

c)在真空中加热以烧去有机粘结剂；

d)在真空或保护性气氛中进一步加热以便在使所述金属或合金部件的基体材料、所述钎焊材料和所述填料粉末保持固态的温度下使填料粉末在基体材料上发生预烧；

e)在真空或保护性气氛中进一步加热至熔渗温度，允许所述钎焊材料熔渗到整个预烧的填料粉末中而所述填料粉末和所述基体材料为固体，

f)在填料粉末和基体材料保持为固态的情况下在所述熔渗透温度下保温来进行液态烧结；

g)冷却以进行固化。

2.根据权利要求1所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述钎焊材料选自与所述金属或合金部件具有基本相同化学成分的合金，并且还包括熔点降低剂，所述熔点降低剂为0.1-3.5％重量的硼、0.1-12％重量的硅或两者兼有。

3.根据权利要求1或2所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，用于所述填料粉末的含铝的超合金选自含铝的镍基超合金、钴基超合金和铁基超合金。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述钎焊材料的重量与所述填料粉末的重量之比为0.2-0.37。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述金属或合金部件由选自等轴、定向凝固的单晶铁、镍或钴基超合金的材料制成。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末包括8-35％重量的Cr、0-15％重量的W、0-15％重量的Mo、0-10％重量的Ta、0-6％重量的Nb、2-8％重量的Al、0-6％重量的Ti、0-5％重量的Hf、0-1％重量的Y，其余为Ni以及杂质。

7.根据权利要求1-5中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末包括8-35％重量的Cr、0-15％重量的W、0-15％重量的Mo、0-10％重量的Ta、0-6％重量的Nb、2-8％重量的Al、0-6％重量的Ti、0-5％重量的Hf、0-1％重量的Y，其余为Co以及杂质。

8.根据权利要求1-5中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末包括8-35％重量的Cr、0-15％重量的W、0-15％重量的Mo、0-10％重量的Ta、0-6％重量的Nb、2-8％重量的Al、0-6％重量的Ti、0-5％重量的Hf、0-1％重量的Y，其余为Fe以及杂质。

9.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末在固态状态下的预烧在800℃-1500℃，优选1050℃-1175℃的温度范围内进行。

10.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述液态烧结在1050℃-1600℃，优选1190℃-1290℃的温度范围内进行。

11.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末包含选自金属氮化物、氧化物、碳化物、硼化物或它们的混合物的硬质颗粒。

12.根据权利要求11所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末是具有不同尺寸的金属粉末颗粒的混合物。

13.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，该方法包括，在冷却步骤g)之后，进行热等静压处理的附加步骤。

14.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述金属或合金部件为涡轮发动机部件，选自航空及工业涡轮发动机的喷嘴导向叶片、压气机静叶片、压气机叶片、涡轮叶片、高压涡轮叶片、低压涡轮叶片、罩环、密封段、壳体、导流盘、燃烧室、火焰筒、燃料喷嘴、歧管。

15.根据权利要求14所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述待修复或待联结的区域包括护罩、叶尖、叶面、尾缘、前缘、外平台、内平台、翼板、内轨、外轨、内凸缘、外凸缘、耳、唇部、冲击板、翅片或密封槽。

16.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，该方法包括使用用于基体材料的参数进行时效热处理的步骤，其中所述时效热处理的步骤在步骤g)之后进行。

17.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述有机粘结剂为树脂和溶剂的混合物，其中所述树脂选自由丙烯酸树脂、聚乙烯树脂和聚酯树脂构成的组，所述溶剂选自由含氧乙二醇醚、丙酮、乙醇和水构成的组。

18.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述方法包括，在步骤g)之后，从所修复的或联结的区域去除多余材料的步骤。

19.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，在步骤g)之后，去除所修复的或联结的区域中的缺陷，露出通过液态烧结制得的无缺陷材料。

20.根据权利要求19所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述方法还包括，在去除所修复的或联结的区域中的缺陷之后，向无缺陷材料施加填料粉末腻子或条带并且在所述填料粉末腻子或条带上方施加钎焊合金的步骤，其中所述钎焊合金选自固相线温度低于钎焊材料的固相线温度但高于所述金属或合金部件的工作温度的镍钎焊合金和钴钎焊合金。

21.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述填料粉末腻子或条带包括占填料粉末重量的5-15％重量、优选6-8％重量的有机粘结剂。

22.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述钎焊材料混有5-15％重量、优选8-15％重量的有机粘结剂。

23.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，用于填料粉末腻子的有机粘结剂和用于钎焊材料的有机粘结剂具有相同的化学组分。

24.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，用于填料粉末腻子的有机粘结剂和用于钎焊材料的有机粘结剂具有不同的化学组分。

25.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，用于填料粉末腻子的有机粘结剂为疏水性的。

26.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，用于钎焊材料的有机粘结剂为水基粘结剂。

27.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，在步骤f)中，保温时间为0.5-24小时。

28.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述方法包括，在步骤a)之前，通过选自机加工、研磨、抛光、喷砂处理、化学清洗、脱脂的方法在所述金属或合金部件的待修复或待联结的区域中露出无缺陷无污染的基体材料的步骤。

29.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述步骤c)包括在真空中以1-10℃/min的速率加热至高达450℃的温度。

30.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述待修复或待联结的区域由两个单独金属或合金部件的彼此对置的接合面之间的间隙来限定。

31.根据前述权利要求中任一项所述的修复或联结金属或合金部件的方法，其中，所述方法包括，在步骤b)之后以及在步骤c)之前，通过在大气压或高压下加热至位于25℃和220℃之间的一温度来从所述有机粘结剂去除挥发性物质的步骤。

32.一种金属或合金部件，尤其是涡轮发动机部件，其具有利用上述权利要求中的任一项所述的方法修复或联结的区域。