DE112014003501T5

DE112014003501T5 - Repair of superalloy components by adding powdered alloyed material and powdered flux

Info

Publication number: DE112014003501T5
Application number: DE112014003501.7T
Authority: DE
Inventors: Dhafer Jouini; Ahmed Kamel; Gerald J. Bruck
Original assignee: Siemens Energy Inc
Current assignee: Siemens Energy Inc
Priority date: 2013-08-01
Filing date: 2014-07-09
Publication date: 2016-04-28
Also published as: KR20160036060A; KR102280670B1; CN105431250B; WO2015017093A1; CN105431250A

Abstract

Verfahren zum Reparieren oder Herstellen eines superlegierten Bauteils (50) durch Abscheiden mehrerer Schichten (22, 24, 26, 28) zusätzlichen superlegierten Werkstoffs mit einer Eigenschaft, die sich von einem darunterliegenden, ursprünglichen superlegierten Werkstoff (30) unterscheidet. Die Eigenschaft, die zwischen dem ursprünglichen Werkstoff und dem zusätzlichen Werkstoff geändert wird, kann zum Beispiel die Werkstoffzusammensetzung, die Kornstruktur, die Kornhauptachse, die Korngrenzenfestigung und/oder die Porosität sein. Ein Bereich (60) des Bauteils, der aus dem zusätzlichen Werkstoff gebildet wird, wird eine verbesserte Leistung im Vergleich zum ursprünglichen Werkstoff aufweisen, beispielsweise eine größere Beständigkeit gegen Rissbildung (58).A method of repairing or fabricating a superalloy member (50) by depositing a plurality of layers (22, 24, 26, 28) of additional superalloy material having a property different from an underlying, original superalloy material (30). The property that is changed between the original material and the additional material may be, for example, the material composition, the grain structure, the grain main axis, the grain boundary strength, and / or the porosity. A portion (60) of the component formed from the additional material will have improved performance compared to the original material, for example greater resistance to cracking (58).

Description

Die vorliegende Anmeldung ist eine Teilfortführung der ebenfalls anhängigen US-Patentanmeldung mit der Nummer 14/071,774, eingereicht am 5. November 2013 (Aktenzeichen 2013P14584US). Die vorliegende Anmeldung ist außerdem eine Teilfortführung der ebenfalls anhängigen US-Patentanmeldung mit der Nummer 14/144,680, eingereicht am 31. Dezember 2013 (Aktenzeichen 2012P28296US01), die wiederum den Nutzen des Anmeldedatums zum 31. Januar 2013 der vorläufigen US-Patentanmeldung mit der Nummer 61/758,795 (Aktennummer 2012P28296US) beanspruchte. Die vorliegende Anmeldung ist außerdem eine Teilfortführung der ebenfalls anhängigen US-Patentanmeldung mit der Nummer 13/956,431, eingereicht am 1. August 2013 (Aktenzeichen 2013P03470US), die wiederum eine Teilfortführung der US-Patentanmeldung mit der Nummer 13/755,098, eingereicht am 31. Januar 2013 (Aktenzeichen 2012P28301US) war, die wiederum eine Teilfortführung der ebenfalls anhängigen US-Patentanmeldung mit der Nummer 13/005,656, eingereicht am 13. Januar 2011 (Aktenzeichen 2010P13119US), war.The present application is a continuation-in-part of copending US patent application number 14 / 071,774 filed on Nov. 5, 2013 (reference 2013P14584US). The present application is also a continuation-in-part of copending US Patent Application No. 14 / 144,680 filed on Dec. 31, 2013 (Serial No. 2012P28296US01), which again provides the benefit of the filing date of January 31, 2013 US Provisional Patent Application Number 61 / 758,795 (file number 2012P28296US). The present application is also a continuation-in-part of copending US Patent Application Serial No. 13 / 956,431, filed August 1, 2013 (Serial No. 2013P03470US), which is a continuation-in-part of US Patent Application No. 13 / 755,098, filed on May 31, 2013. In turn, was a continuation-in-part of copending US Patent Application No. 13 / 005,656, filed January 13, 2011 (reference 2010P13119US).

GEBIET DER ERFINDUNGFIELD OF THE INVENTION

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein das Gebiet der Werkstofftechnologien und genauer Werkstoffhinzufügungsverfahren und in einer Ausführungsform ein Verfahren zur Durchführung einer funktionsbasierten Reparatur an einem superlegierten Bauteil.The present invention relates generally to the field of material technologies and precise material addition methods and, in one embodiment, to a method for performing a function-based repair on a superalloy component.

HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION

Es wird anerkannt, dass superlegierte Werkstoffe aufgrund ihrer Anfälligkeit für die Heißrissbildung und die Rissbildung durch Reckalterung zu den am schwierigsten zu schweißenden Werkstoffen gehören. Der Begriff „superlegiert” wird im Vorliegenden so verwendet, wie es auf dem Fachgebiet üblich ist, d. h. für eine hochgradig korrosions- und oxidationsbeständige Legierung, die bei hohen Temperaturen ausgezeichnete mechanische Festigkeit und Kriechfestigkeit aufweist. Superlegierungen weisen typischerweise einen hohen Nickel- oder Kobaltgehalt auf. Beispiele für Superlegierungen sind u. a. Legierungen, die unter den Marken und Markennamen Hastelloy, Inconel-Legierungen (z. B. IN 738, IN 792, IN 939), Rene-Legierungen (z. B. Rene N5, Rene 80, Rene 142), Haynes-Legierungen, Einkristalllegierungen Mar M, CM 247, CM 247 LC, C263, 718, X-750, ECY 768, 282, X45, PWA 1483 und CMSX (z. B. CMSX-4) vertrieben werden.It is recognized that super-alloyed materials are among the most difficult to weld materials due to their susceptibility to hot cracking and cracking due to strain aging. The term "superalloy" is used herein as is conventional in the art, i. H. for a highly corrosion and oxidation resistant alloy which has excellent mechanical strength and creep resistance at high temperatures. Superalloys typically have a high nickel or cobalt content. Examples of superalloys are u. a. Alloys sold under the trademarks and trade names Hastelloy, Inconel alloys (eg, IN 738, IN 792, IN 939), Rene alloys (eg, Rene N5, Rene 80, Rene 142), Haynes alloys, Single crystal alloys Mar M, CM 247, CM 247 LC, C263, 718, X-750, ECY 768, 282, X45, PWA 1483 and CMSX (eg CMSX-4).

Es ist bekannt, selektives Laserschmelzen (Selective Laser Melting – SLM) oder selektives Lasersintern (Selective Laser Sintering – SLS) zum Schmelzen einer dünnen Schicht aus Superlegierung-Pulverpartikeln auf ein superlegiertes Substrat aufzuschmelzen. Das Schmelzebad wird durch Anwenden eines Inertgases wie Argon während der Lasererhitzung gegen die Atmosphäre abgeschirmt. Diese Vorgänge neigen dazu, die Oxide (z. B. Aluminium- und Chromoxide) die an der Oberfläche der Partikel haften, in der Schicht aus abgeschiedenem Material einzuschließen, was zu Porosität, Einschlüssen und anderen Defekten im Zusammenhang mit den eingeschlossenen Oxiden führt. Oft wird nach dem Vorgang isostatisches Heißpressen (Hot Isostatic Pressing – HIP) verwendet, um diese Leerräume, Einschlüsse und Risse zusammenzudrücken, um die Eigenschaften der abgeschiedenen Beschichtung zu verbessern. Die Anwendung dieser Vorgänge ist außerdem aufgrund der Notwendigkeit des vorherigen Anordnens des Pulvers auf horizontale Oberflächen beschränkt.It is known to melt Selective Laser Melting (SLM) or Selective Laser Sintering (SLS) to melt a thin layer of superalloy powder particles onto a superalloy substrate. The melt bath is shielded from the atmosphere by the application of an inert gas such as argon during laser heating. These processes tend to entrap the oxides (eg, aluminum and chromium oxides) that adhere to the surface of the particles in the layer of deposited material, resulting in porosity, inclusions and other defects associated with the trapped oxides. Often hot isostatic pressing (HIP) is used after the process to compress these voids, inclusions and cracks to improve the properties of the deposited coating. The application of these operations is also limited due to the need to previously arrange the powder on horizontal surfaces.

Laserauftragschweißen ist ein 3D-fähiges Verfahren, das eine kleine dünne Werkstoffschicht auf eine Oberfläche unter Verwendung eines Laserstrahls zum Schmelzen eines Pulverflusses, der auf die Oberfläche gerichtet ist, abscheidet. Das Pulver wird durch einen Gasstrahl zur Oberfläche hin getrieben und wenn das Pulver ein Stahl- oder legierter Werkstoff ist, ist das Gas Argon oder ein anderes Inertgas, das die geschmolzene Legierung gegen Atmosphärensauerstoff abschirmt. Das Laserauftragschweißen ist durch seine geringe Abscheidungsrate, wie beispielsweise in der Größenordnung von 1 bis 6 cm³/h, beschränkt. Des Weiteren kann, da sich die Argon-Schutzabschirmung tendenziell zerstreut, bevor der aufgetragene Werkstoff vollständig abgekühlt ist, Oberflächenoxidation und -nitrierung an der Oberfläche der Abscheidung auftreten, was problematisch ist, wenn mehrere Schichten aufgetragenen Werkstoffs notwendig sind, um eine gewünschte Auftragsdicke zu erreichen.Laser cladding is a 3D-capable process that deposits a small thin layer of material onto a surface using a laser beam to melt a powder flow directed at the surface. The powder is propelled toward the surface by a jet of gas and when the powder is a steel or alloyed material, the gas is argon or other inert gas which shields the molten alloy from atmospheric oxygen. Laser cladding is limited by its low deposition rate, such as in the order of 1 to 6 cm ³ / h. Furthermore, because the argon protective shield tends to dissipate before the deposited material has completely cooled, surface oxidation and nitriding may occur at the surface of the deposit, which is problematic when multiple layers of deposited material are necessary to achieve a desired application thickness ,

1 ist ein herkömmliches Diagramm, das die relative Schweißbarkeit verschiedener Superlegierungen als Funktion ihres Aluminium- und Titangehalts darstellt. Legierungen wie Inconel^® IN718, die verhältnismäßig geringe Konzentrationen dieser Elemente und demzufolge einen verhältnismäßig geringen Gamma-Strich-Gehalt aufweisen, gelten als verhältnismäßig gut schweißbar, obschon dieses Schweißen allgemein auf spannungsarme Bereiche eines Bauteils beschränkt ist. Legierungen wie Inconel^® IN939, die verhältnismäßig hohe Konzentrationen dieser Elemente aufweisen, sind viel schwieriger zu schweißen. Eine Strichellinie 10 kennzeichnet eine anerkannte Obergrenze einer Schweißbarkeitszone. Die Linie 10 schneidet 3 Gew.-% Aluminium auf der vertikalen Achse und 6 Gew.-% Titan auf der horizontalen Achse. Legierungen außerhalb der Schweißbarkeitszone sind anerkanntermaßen sehr schwierig mit traditionellen Verfahren zu schweißen und es wird allgemein festgestellt, dass die Legierungen mit dem höchsten Aluminium-Gehalt am schwierigsten zu schweißen sind, wie der Pfeil kennzeichnet. 1 is a conventional diagram illustrating the relative weldability of various superalloys as a function of their aluminum and titanium content. Alloys such as Inconel ^® IN718, the relatively low concentrations of these elements and, consequently, have a relatively low gamma prime content, are considered to be relatively easy to weld, although this welding is generally limited to low-stress areas of a component. Alloys such as Inconel ^® IN939 which have relatively high concentrations of these elements are much more difficult to weld. A dash line 10 indicates a recognized upper limit of a weldability zone. The line 10 cuts 3% by weight of aluminum on the vertical axis and 6% by weight of titanium on the horizontal axis. Alloys outside the weldability zone are recognized to be very difficult to weld using traditional methods and it is generally stated that the alloys with the highest aluminum content are the most difficult to weld, as indicated by the arrow.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Die Erfindung wird in der folgenden Beschreibung anhand der Zeichnungen erläutert. Es zeigen:The invention will be explained in the following description with reference to the drawings. Show it:

1 ein herkömmliches Diagramm, das die verhältnismäßige Schweißbarkeit verschiedener superlegierter Werkstoffe darstellt. 1 a conventional diagram illustrating the relative weldability of various superalloy materials.

2 eine Querschnittsansicht eines superlegierten Bauteils, das einen Werkstoffhinzufügungsvorgang durchläuft. 2 a cross-sectional view of a superalloy member undergoing a material addition process.

3 eine Perspektivansicht einer Gasturbinenschaufel. 3 a perspective view of a gas turbine blade.

AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Die Reparatur von im Einsatz befindlichen superlegierten Bauteilen von Gasturbinen ist bisher traditionell durch die Schwierigkeit beschränkt, hochlegierte Werkstoffe reparaturzuschweißen. Die veröffentlichte US-Patentanmeldung mit der Nummer US 2013/0136868 A1, die durch Bezugnahme in das Vorliegende aufgenommen wird, offenbart verbesserte Verfahren zum Abscheiden superlegierter Werkstoffe, die sonst schwer zu schweißen sind. Diese Verfahren sind u. a. das Laserverschmelzen von pulverförmigem superlegiertem Werkstoff mit pulverförmigem Flussmittel, um ein Schmelzebad unter einer Schicht Schutzschlacke zu bilden. Die Schlacke führt neben dem Schutz des geschmolzenen legierten Werkstoffs vor der Atmosphäre eine Reinigungsfunktion aus. Nach der Erstarrung wird die Schlacke von dem frisch abgeschiedenen superlegierten Werkstoff entfernt, um eine rissfreie Oberfläche freizulegen. Derartige Verfahren sind nachweislich selbst bei superlegierten Werkstoffen, die außerhalb der in 1 dargestellten traditionellen Zone der Schweißbarkeit liegen, wirksam.The repair of super-alloyed components of gas turbines in use has traditionally been limited by the difficulty of repair-welding high-alloyed materials. US Published Patent Application Number US 2013/0136868 A1, which is incorporated herein by reference, discloses improved methods of depositing superalloy materials that would otherwise be difficult to weld. These methods include laser fusing powdered superalloy powdered flux powder to form a molten bath under a layer of protective slag. The slag performs a cleaning function in addition to the protection of the molten alloyed material from the atmosphere. After solidification, the slag is removed from the freshly deposited superalloy material to expose a crack-free surface. Such processes are demonstrably even with superalloy materials that are outside of the 1 represented traditional zone of weldability are effective.

Die Erfinder des Vorliegenden erweitern nun die Möglichkeiten, die in der veröffentlichten US-Patentanmeldung mit der Nummer US 2013/0136868 A1 beschrieben sind, indem sie Verfahren offenbaren, in denen ein zusätzlicher superlegierter Werkstoff auf einem ursprünglichen superlegierten Werkstoff abgeschieden wird, so dass der zusätzliche superlegierte Werkstoff eine Eigenschaft aufweist, die sich von einer entsprechenden Eigenschaft des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs unterscheidet. Die Eigenschaft, die sich zwischen dem ursprünglichen Werkstoff und dem zusätzlichen Werkstoff verändert hat, kann als nicht einschränkende Beispiele die Werkstoffzusammensetzung, die Kornstruktur, die Kornhauptachse, die Korngrenzenfestigung und/oder die Porosität sein. Darüber hinaus kann der zusätzliche Werkstoff an sich eine über sein Volumen variierende Eigenschaft aufweisen, wobei sich der zusätzliche Werkstoff im Ganzen oder in Teilen von dem ursprünglichen superlegierten Werkstoff unterscheidet. In einigen Ausführungsformen, die im Folgenden vollständiger beschrieben sind, kann eine Eigenschaft des zusätzlichen Werkstoffs in Reaktion auf eine zu erwartende Umgebung ausgewählt werden, in der zu arbeiten das sich ergebende Bauteil ausgelegt sein kann.The present inventors now extend the possibilities described in published US patent application number US 2013/0136868 A1 by disclosing methods in which an additional superalloy material is deposited on an original superalloy material, so that the additional superalloy material has a property different from a corresponding property of the original superalloy material. The property which has changed between the original material and the additional material may be, as non-limiting examples, the material composition, the grain structure, the grain main axis, the grain boundary strengthening, and / or the porosity. In addition, the additional material per se may have a volume-varying property, with the additional material differing in whole or in part from the original superalloy material. In some embodiments, described more fully below, a property of the additional material may be selected in response to an expected environment in which the resulting component may be configured to operate.

2 ist eine Querschnittsteilansicht eines superlegierten Bauteils 20, das ein Bauteil im Heißgasweg eines Gasturbinenmotors sein kann, wie beispielsweise eine Schaufel, eine Leitschaufel oder eine Verbrennungsdüse oder ein Brenner. Das Bauteil 20 ist als einen Werkstoffhinzufügungsvorgang durchlaufend dargestellt, wobei mehrere Schichten 22, 24, 26, 28 zusätzlichen superlegierten Werkstoffs auf einem ursprünglichen superlegierten Werkstoff 30 abgeschieden wurden. Man wird verstehen, dass der ursprüngliche superlegierte Werkstoff 30 ein ursprünglicher Gusswerkstoff sein kann, aus dem das Bauteil 20 hergestellt wurde, oder sie kann eine Werkstoffschicht sein, die dem Bauteil 20 während eines vorherigen Reparatur- oder Fertigungsschritts hinzugefügt wurde. 2 is a partial cross-sectional view of a superalloy component 20 , which may be a component in the hot gas path of a gas turbine engine, such as a blade, a vane or a combustion nozzle or a burner. The component 20 is continuously shown as a material adding process, with multiple layers 22 . 24 . 26 . 28 additional superalloy material on an original superalloy material 30 were separated. It will be understood that the original superalloy material 30 may be an original casting material from which the component 20 or it may be a layer of material corresponding to the component 20 added during a previous repair or manufacturing step.

2 veranschaulicht die Schicht zusätzlichen superlegierten Werkstoffs 28 in dem Vorgang des Abgeschieden-werdens auf die vorher abgeschiedene Schicht 26, wie beispielsweise durch einen ähnlichen Vorgang wie jene, die in der veröffentlichten US-Patentanmeldung mit der Nummer US 2013/0136868 A1 beschrieben sind. Bei diesem Beispiel wurde eine Schicht 32 gemischten pulverförmigen superlegierten Werkstoffs und pulverförmigen Flussmittels auf der Schicht 26 abgeschieden und wird durch einen Energiestrahl wie beispielsweise den Laserstrahl 34, der die Schicht 26 in Richtung des Pfeils 36 überquert, geschmolzen. Der Laserstrahl 34 schmilzt die Pulver, um ein Schmelzebad 38 zu bilden, wobei eine Schicht Schlackewerkstoff 40 so schwimmt, dass sie die Schicht zusätzlichen superlegierten Werkstoffs 28 bedeckt. Das Schmelzebad 38 kühlt ab und erstarrt hinter dem überquerenden 36 Laserstrahl 34. Die Schlackeschicht 40 wird dann durch ein beliebiges zweckmäßiges Verfahren entfernt (nicht dargestellt), beispielsweise Strahlputzen, um eine neue Oberfläche 42 des zusätzlichen superlegierten Werkstoffs 28 freizulegen. 2 illustrates the layer of additional superalloy material 28 in the process of being deposited on the previously deposited layer 26 , such as by a similar process to those described in published US patent application number US 2013/0136868 A1. In this example, a layer was 32 mixed powdered superalloy material and powdered flux on the layer 26 deposited and is by an energy beam such as the laser beam 34 who's the shift 26 in the direction of the arrow 36 crossed, melted. The laser beam 34 melts the powder to a melt bath 38 forming a layer of slag material 40 so it floats that layer of extra superalloy material 28 covered. The melt bath 38 cools and solidifies behind the crossing 36 laser beam 34 , The slag layer 40 is then removed by any convenient method (not shown), such as blast cleaning, to a new surface 42 of the additional superalloy material 28 expose.

Reparaturtechniken im Stand der Technik für superlegierte Bauteile waren in ihrer Auswahl von Werkstoffen eingeschränkt, aufgrund der Neigung dieser Werkstoffe zur Rissbildung wie vorstehend beschrieben. Die Erfinder des Vorliegenden haben erkannt, dass es nun möglich ist, die Eigenschaften eines zusätzlichen superlegierten Werkstoffs zielgerichtet anzupassen, um eine Leistungseigenschaft des sich ergebenden Bauteils zu verbessern oder zu optimieren. Beispielsweise werden bei der in 3 dargestellten Gasturbinenschaufel 50 die lokale Umgebung des Heißgasweges und die Spannung im Werkstoff der Schaufel 50 im Verlauf des Fußabschnitts 52, der Plattform 54 und des Bereichs der Spitze 56 der Schaufel 50 während der Nutzung der Schaufel in einem Gasturbinenmotor (nicht dargestellt) variieren. Durch Steuern eines Werkstoffabscheidevorgangs, wie er in 2 dargestellt ist, sind die Erfinder des Vorliegenden nunmehr in der Lage, eine Reparatur bereitzustellen, die auf derartige variierende Betriebsbedingungen reagiert, beispielsweise indem mehr Oxidationsbeständigkeit im Bereich der Spitze 56 und mehr Korrosions- und Erosionsbeständigkeit an der Plattform 54 bereitgestellt wird. Diese Verbesserung kann während der ursprünglichen Herstellung der Schaufel 50 oder während einer Reparaturaktivität realisiert werden, bei der durch den Einsatz induzierte Risse 58 im ursprünglichen (typischerweise gegossenen) superlegierten Werkstoff entfernt und der gerissene Werkstoff durch einen zusätzlichen superlegierten Werkstoff ersetzt wird, der eine Eigenschaft aufweist, die sich von einer entsprechenden Eigenschaft des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs unterscheidet. Ein Bereich 60 der Schaufelplattform 54 ist als auf diese Weise repariert dargestellt, wobei die reparierte Schaufel 50 nun in der Lage ist, im Vergleich zur ursprünglich hergestellten Schaufel eine verbesserte Leistung während des Betriebs bereitzustellen (wie beispielsweise die Anzahl der Stunden, bevor sich Rissen bilden, oder Beständigkeit gegen Erosion oder Korrosion usw.).Prior art repair techniques for superalloy components have been limited in their choice of materials due to the tendency of these materials to crack as described above. The inventors of the present have recognized that it is now possible to tailor the properties of an additional superalloy material to improve or optimize performance of the resulting component. For example, at the in 3 shown gas turbine blade 50 the local environment of the hot gas path and the stress in the material of the blade 50 in the course of the foot section 52 , the platform 54 and the area of the top 56 the shovel 50 during use of the blade in a gas turbine engine (not shown) vary. By controlling a material deposition process, as in 2 Now, the inventors of the present invention are now able to provide a repair that responds to such varying operating conditions, for example, by providing more oxidation resistance at the tip 56 and more corrosion and erosion resistance on the platform 54 provided. This improvement may be during the original manufacture of the bucket 50 or during a repair activity in which insert-induced cracks 58 in the original (typically cast) superalloy material, and the cracked material is replaced by an additional superalloy material that has a property that differs from a corresponding property of the original superalloy material. An area 60 the scoop platform 54 is shown as being repaired in this way, using the repaired bucket 50 is now able to provide improved performance during operation compared to the originally manufactured blade (such as the number of hours before cracks form or resistance to erosion or corrosion, etc.).

Wenn man sich vorstellt, dass der Bereich 60 von 3 unter Anwendung eines Vorgangs repariert wurde, wie er in 2 veranschaulicht ist, so unterscheidet sich die Zusammensetzung des zusätzlichen Werkstoffs, wie beispielsweise der Schicht 22 von 2, von einer Zusammensetzung des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs 30. Außerdem kann es Variationen der Zusammensetzung im Verlauf des Volumens des zusätzlichen Werkstoffs geben, beispielsweise wenn die obersten Schichten zusätzlichen Werkstoffs 26, 28 eine Zusammensetzung aufweisen, die sich von den untersten Schichten zusätzlichen Werkstoffs 22, 24 unterscheidet. Die Variation der Zusammensetzung im Verlauf des Volumens des zusätzlichen Werkstoffs kann alternativ oder zusätzlich innerhalb einer einzelnen Schicht erreicht werden, beispielsweise durch Variieren der Zusammensetzung der Schicht abgeschiedenen pulverförmigen Werkstoffs 32 im Verlauf der Oberfläche der Schicht 26. Eine derartige Variation kann erreicht werden, indem die Zusammensetzung des pulverförmigen legierten Werkstoffs, des pulverförmigen Flussmittels oder beider variiert wird. Beispielsweise kann in Bereichen, in denen eine höhere Oxidationsbeständigkeit gewünscht ist, zusätzliches pulverförmiges Aluminium aufgenommen werden. Und mit steigendem Aluminiumgehalt und der größeren Anfälligkeit für Rissbildung der sich ergebenden Superlegierung, wie in 1 veranschaulicht ist, kann die Zusammensetzung des pulverförmigen Flussmittels variiert werden, beispielsweise durch Aufnehmen von mehr Radikalfänger-Elementen, um Unreinheiten in der sich ergebenden zusätzlichen Legierung zu reduzieren.If you imagine that area 60 from 3 was repaired using an operation as described in 2 is illustrated, the composition of the additional material, such as the layer is different 22 from 2 , from a composition of the original superalloy material 30 , In addition, there may be variations in composition over the volume of the additional material, for example, when the topmost layers of additional material 26 . 28 have a composition that differs from the lowermost layers of additional material 22 . 24 different. The variation of the composition in the course of the volume of the additional material may alternatively or additionally be achieved within a single layer, for example by varying the composition of the layer of deposited powdered material 32 in the course of the surface of the layer 26 , Such a variation can be achieved by varying the composition of the powdered alloyed material, the powdered flux, or both. For example, in areas where higher oxidation resistance is desired, additional powdered aluminum may be included. And with increasing aluminum content and greater susceptibility to cracking of the resulting superalloy, as in 1 As illustrated, the composition of the powdered flux may be varied, for example, by incorporating more free radical scavenger elements to reduce impurities in the resulting additional alloy.

In anderen Ausführungsformen kann sich die Kornstruktur des zusätzlichen superlegierten Werkstoffs 22, 24, 26, 28 von der des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs 30 unterscheiden. Dies wird erreicht, indem der Vorgang der Erstarrung des Schmelzebads 38 gesteuert wird. Zum Beispiel kann ursprünglicher superlegierter Werkstoff 30 herkömmlich mit einer gleichachsigen Kornstruktur gegossen werden. Um jedoch seine Festigkeit entlang einer festgelegten Achse zu verbessern, kann es wünschenswert sein, die Schritte des Schmelzens, Abkühlens und Erstarrens der Schichten abgeschiedenen zusätzlichen Werkstoffs 22, 24, 26, 28 zu steuern, um eine direktional erstarrte Kornstruktur in dem zusätzlichen Werkstoff zu entwickeln. In der Veranschaulichung von 2 mit der Bewegungsrichtung des Laserstrahls in Richtung 36 ist zu erkennen, dass das Schweißbad 38 hauptsächlich vom darunterliegenden legierten Werkstoff gekühlt wird und dass die sich ergebende Kornwachstumsrichtung allgemein vertikal sein wird. Wegen der Bewegungsrichtung wird jedoch die Kornwachstumsrichtung nicht vollkommen rechtwinklig zur darunterliegenden Fläche sein, sondern sie wird vielmehr um einige Grad aus der Vertikalen geneigt sein. Da sich die Neigung mit dem Aufbringen mehrerer Schichten 22, 24, 26, 28 tendenziell aufsummiert, wird der Werkstoff tendenziell eine gleichachsige Kornstruktur entwickeln. In Anerkennung dieses Phänomens steuern die Erfinder des Vorliegenden die Erstarrungsbedingungen und die Bewegungsrichtung 36 von Schicht zu Schicht, beispielsweise durch abwechselnde Änderung der Bewegungsrichtung um 180 Grad zwischen den Schichten, um eine direktional erstarrte Kornstruktur im sich ergebenden Gesamtvolumen des zusätzlichen Werkstoffs 31 aufrechtzuerhalten. Durch Steuern von Erhitzungs- und Erstarrungsvariablen mit Kühlplatten, Heizvorrichtungen und Laservorgangssteuerungen kann jede gewünschte Kornstruktur des zusätzlichen Werkstoffs im Vergleich zu einer Kornstruktur des ursprünglichen Werkstoffs erreicht werden, einschließlich der Steuerung einer Kornhauptachse eines direktional erstarrten zusätzlichen superlegierten Werkstoffs derart, dass sie nicht parallel zu einer Kornhauptachse eines direktional erstarrten ursprünglichen superlegierten Werkstoffs liegt.In other embodiments, the grain structure of the additional superalloy material 22 . 24 . 26 . 28 from that of the original superalloy material 30 differ. This is achieved by the process of solidification of the melt bath 38 is controlled. For example, original superalloy material 30 conventionally cast with an equiaxed grain structure. However, in order to improve its strength along a fixed axis, it may be desirable to follow the steps of melting, cooling and solidifying the layers of deposited additional material 22 . 24 . 26 . 28 to control a directionally solidified grain structure in the additional material. In the illustration of 2 with the direction of movement of the laser beam in the direction 36 it can be seen that the weld pool 38 is mainly cooled by the underlying alloyed material and that the resulting grain growth direction will be generally vertical. Because of the direction of movement, however, the grain growth direction will not be perfectly perpendicular to the underlying surface, but rather it will be tilted a few degrees out of the vertical. As the inclination with the application of multiple layers 22 . 24 . 26 . 28 tended to add up, the material will tend to develop an equiaxed grain structure. In recognition of this phenomenon, the present inventors control the solidification conditions and the direction of movement 36 from layer to layer, for example, by alternately changing the direction of movement by 180 degrees between the layers to a directionally solidified grain structure in the resulting total volume of the additional material 31 maintain. By controlling heating and solidification variables with cold plates, heaters, and laser indexing controls, any desired grain structure of the additional material can be achieved compared to a grain structure of the original material, including controlling a major grain axis of a directionally solidified additional superalloy material such that it is not parallel to one Main grain axis of a directionally solidified original superalloy material lies.

Andere Ausführungsformen können das Steuern eines Materialhinzufügungsvorgangs derart beinhalten, dass sich eine Porosität des zusätzlichen superlegierten Werkstoffs von der Porosität des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs oder anderer Abschnitte des zusätzlichen superlegierten Werkstoffs unterscheidet. Dies kann zum Beispiel durch Aufnahme flüchtiger oder hohler Partikel in die Schicht pulverförmigen Materials 32 erreicht werden. Ein Wärmeleitfähigkeitskoeffizient, ein Wärmeausdehnungskoeffizient, eine Härte- oder Abnutzungseigenschaft des Materials kann somit variiert werden und kann durch das selektive Hinzufügen von Graphitpartikeln weiter variiert werden. Noch ein weiteres Beispiel beinhaltet das lokale Festigen der Korngrenzen eines Abschnitts des Bauteils, beispielsweis durch das Hinzufügen von Bor im Abscheidungsvorgang.Other embodiments may include controlling a material addition operation such that a porosity of the additional superalloy material is different from the porosity of the original superalloy material or other portions of the additional superalloy material. This can be done, for example, by including volatile or hollow particles in the layer of powdered material 32 be achieved. A coefficient of thermal conductivity, a thermal expansion coefficient, a hardness or wear property of the material can thus be varied and further varied by the selective addition of graphite particles. Yet another example involves locally strengthening the grain boundaries of a portion of the device, for example, by adding boron in the deposition process.

Eine lokale Erhöhung des Wärmeausdehnungskoeffizienten der reparierten Bereiche 60 der Gasturbinenschaufel 50 von 3 im Vergleich zum umgebenden ursprünglichen superlegierten Werkstoff in einem verbleibenden Abschnitt der Plattform 54 wird dazu führen, dass sich die Bereiche 60 stärker ausdehnen als der umgebende Werkstoff, wenn die Schaufel 50 erhitzt wird. Infolgedessen erfahren der zusätzliche superlegierte Werkstoff und ein angrenzender Bereich 62 des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs (der wichtig sein und sonst zur Rissbildung neigen kann) Druckkräfte, wenn die Schaufel 50 in eine Umgebung mit erhöhter Betriebstemperatur in einem Gasturbinenmotor zurückgebracht wird. Die sich ergebende Druckbeanspruchung mildert tendenziell das erneute Auftreten von Rissen 58 im reparierten Bereich 60 und in seinem umgebenden Werkstoff 62 während des anschließenden Betriebs. Ein lokal erhöhter Wärmeausdehnungskoeffizient in mindestens den obersten 100 Mikrometern der Dicke der Plattform 54 kann bei der Milderung der durch den Einsatz induzierten Rissbildung und -ausbreitung besonders hilfreich sein. In einer Ausführungsform kann eine aus der Legierung IN 939 gebildete Schaufel einen mit der Legierung 825 gebildeten Reparaturbereich 60 aufweisen. Die Legierung 939 weist einen Wärmeausdehnungskoeffizienten von 14,0 In/In/K auf, während die Legierung 825 einen Wärmeausdehnungskoeffizienten von 17,1 In/In/K aufweist. Der sich ergebende Unterschied des Wärmewachstums bei Betriebstemperatur wird tendenziell eine Druckbeanspruchung im Bereich 60 und in dem ihn umgebenden Werkstoff entwickeln, wenn die Schaufel 50 wieder zum Einsatz kommt.A local increase in the thermal expansion coefficient of the repaired areas 60 the gas turbine blade 50 from 3 compared to the surrounding original superalloy material in a remaining portion of the platform 54 will cause the areas 60 expand more than the surrounding material when the blade 50 is heated. As a result, the additional superalloy material and an adjacent area experience 62 of the original superalloy material (which may be important and otherwise prone to cracking) compressive forces when the blade 50 is returned to an elevated operating temperature environment in a gas turbine engine. The resulting compressive stress tends to alleviate the reoccurrence of cracks 58 in the repaired area 60 and in its surrounding material 62 during the subsequent operation. A locally increased thermal expansion coefficient in at least the top 100 microns of the thickness of the platform 54 may be particularly helpful in mitigating the application-induced cracking and propagation. In one embodiment, a blade formed from the IN 939 alloy may have a repair region formed with the 825 alloy 60 exhibit. Alloy 939 has a coefficient of thermal expansion of 14.0 In / In / K, while Alloy 825 has a thermal expansion coefficient of 17.1 In / In / K. The resulting difference in thermal growth at operating temperature tends to be compressive in the range 60 and develop in the surrounding material when the blade 50 is used again.

Ein Reparaturregime für ein superlegiertes Gasturbinenbauteil kann nun den Schritt des Bewertens der Leistung eines ursprünglichen superlegierten Werkstoffs nach Entnahme des Bauteils aus der Betriebsumgebung eines im Einsatz befindlichen Gasturbinenmotors enthalten. Sollte die Bewertung einen den Einsatz einschränkenden Bereich des Bauteils identifizieren, kann es möglich sein, einen superlegierten Werkstoff mit einer Eigenschaft zu identifizieren, die sich von der entsprechenden Eigenschaft des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs unterscheidet, und der dem Bauteil eine verbesserte Leistung im Motor verleihen würde. Ein derartiger Werkstoff kann eine Zusammensetzung aufweisen, die über der Linie 10 in 1 liegt. Ein derartiger Werkstoff kann während einer Reparatur des Bauteils als zusätzlicher Werkstoff anstelle des ursprünglichen superlegierten Werkstoffs mit Hilfe eines Vorgangs aufgebracht werden, wie er beispielsweise in 2 veranschaulicht ist, oder ein Ersatzbauteil kann auf diese Weise hergestellt werden. Das reparierte oder Ersatzbauteil ist dann zum weiteren Einsatz in der Betriebsumgebung des Gasturbinenmotors verfügbar.A repair regime for a superalloy gas turbine engine component may now include the step of evaluating the performance of an original superalloy material after removal of the component from the operating environment of an in-use gas turbine engine. Should the rating identify a field-limiting portion of the component, it may be possible to identify a superalloy material with a property that differs from the corresponding property of the original superalloy material and would impart improved engine performance to the component. Such a material may have a composition above the line 10 in 1 lies. Such a material can be applied during a repair of the component as an additional material instead of the original superalloy material by means of a process, such as in 2 is illustrated or a replacement component can be manufactured in this way. The repaired or replacement component is then available for further use in the operating environment of the gas turbine engine.

In einer weiteren Ausführungsform kann ein Gasturbinenmotor derart repariert oder hergestellt werden, dass er eine Brennerspitze mit einer Superlegierungszusammensetzung in Reaktion auf eine im Motor zu nutzende Kraftstoffart aufweist. Derzeit werden Gasturbinen-Brennerspitzen typischerweise durch Hast-X-Legierung ersetzt, wegen der Einfachheit der Herstellung dieser Legierung. Es ist nunmehr möglich, die Spitzenreparatur nach Maß mit einem zusätzlichen superlegierten Werkstoff anzupassen, der eine verbesserte Leistung bereitstellt, wenn er Kraftstoffen mit hohem Schwefelgehalt oder anderen weniger wünschenswerten Kraftstoffen ausgesetzt wird.In another embodiment, a gas turbine engine may be repaired or manufactured to include a burner tip having a superalloy composition in response to a fuel type to be used in the engine. Currently, gas turbine burner tips are typically replaced by Hast-X alloy because of the ease of manufacture of this alloy. It is now possible to tailor the tail repair with an additional superalloy material that provides improved performance when exposed to high sulfur fuels or other less desirable fuels.

Zwar wurden verschiedene Ausführungsformen im Vorliegenden gezeigt und beschrieben, doch ist es offensichtlich, dass derartige Ausführungsformen lediglich als Beispiele aufgeführt sind. Es können zahlreiche Variationen, Änderungen und Ersetzungen vorgenommen werden, ohne von der vorliegenden Erfindung abzuweichen.While various embodiments have been shown and described herein, it will be understood that such embodiments are provided by way of example only. Numerous variations, changes and substitutions can be made without departing from the present invention.

Claims

A method comprising simultaneously melting powdered alloyed material and powdery flux on a surface of an original superalloy material to form a molten bath comprising a slag layer covering an additional superalloy material, cooling and solidifying the melt bath, and removing the slag layer Surface of the additional superalloy material exposing, wherein the steps of melting and of cooling and solidification are carried out such that the additional superalloy material has a property that is different from a corresponding property of the original superalloy material.

The method of claim 1, further comprising selecting the powdered alloyed material and the powdered flux such that a composition of the additional superalloyed material is different from a composition of the original superalloyed material.

The method of claim 1, further comprising controlling a solidification direction during the step of cooling and solidifying such that a grain structure of the additional superalloy material is different from a grain structure of the original superalloy material.

The method of claim 1 wherein the original superalloy material comprises a directionally solidified material and further comprising controlling a solidification direction during the cooling and solidification step such that a major grain axis of the additional superalloy material is not parallel to a major grain axis of the original superalloy material.

The method of claim 1, further comprising performing the steps of melting and cooling and solidifying such that a porosity of the additional superalloy material is different from a porosity of the original superalloy material.

The method of claim 1, further comprising: repeating the steps of melting, cooling and solidifying and removing the slag several times to build up the additional superalloy material in multiple layers to a desired geometry, and Performing the plurality of steps of melting, cooling and solidifying and removing the slag such that a first of the plurality of layers of the additional superalloy material has a property different from a corresponding characteristic of a second one of the plurality of layers of the additional superalloy material.

The method of claim 1, further comprising performing the steps of melting and cooling and solidifying to respond to an operating parameter associated with the original superalloy material such that the differing property of the additional superalloy material upon contact with the operating parameter provides improved performance compared to the performance of the original superalloy material.

The method of claim 1, further comprising selecting the powdered alloyed material and the powdered flux such that a composition of the additional superalloyed material comprises a grain boundary strengthening different from the original superalloyed material.

Method, comprising: Evaluating performance of an original superalloy material in an operating environment, Identifying an additional superalloy material that has a property that differs from a corresponding property of the original superalloy material and that would provide the additional superalloy material with improved performance in the operating environment compared to the performance of the original superalloy material, simultaneously melting powdered alloyed material and powdery flux on a surface of the original superalloy material to form a melt bath comprising a slag layer covering a layer of the additional superalloy material, cooling and solidifying the melt bath and removing the slag layer to form a surface of the slag layer additional super-alloyed material in anticipation of exposure to the operating environment.

The method of claim 9, further comprising selecting the powdered alloyed material and the powdered flux such that a composition of the additional superalloyed material is different from a composition of the original superalloyed material.

The method of claim 9, further comprising controlling a solidification direction during the cooling and solidifying step such that a grain structure of the additional superalloy material is different from a grain structure of the original superalloy material.

The method of claim 9, wherein the original superalloy material comprises a directionally solidified material and further comprising controlling a solidification direction during the cooling and solidification step such that a major grain axis of the additional superalloy material is not parallel to a major grain axis of the original superalloy material.

The method of claim 9, further comprising performing the steps of melting and cooling and solidifying such that a porosity of the additional superalloy material is different from a porosity of the original superalloy material.

The method of claim 9, further comprising selecting the powdered alloyed material and the powdered flux such that a composition of the additional superalloyed material comprises a grain boundary strengthening different from the original superalloyed material.

The method of claim 9, further comprising: repeating the steps of melting, cooling and solidifying and removing the slag several times to build up the additional superalloy material in multiple layers to a desired geometry, and Performing the plurality of steps of melting, cooling and solidifying and removing the slag such that a first of the plurality of layers of the additional superalloy material has a property different from a corresponding characteristic of a second one of the plurality of layers of the additional superalloy material.

The method of claim 9, further comprising removing a degraded portion of the original superalloy material to expose the surface of the original superalloy material.

The method of claim 9, further comprising: Removing a degraded portion of the original superalloy material from a remaining portion of the original superalloy material of an in-use component to expose the surface of the original superalloy material, Performing the steps of melting and cooling and solidifying such that a coefficient of thermal expansion of the additional superalloy material is different from a coefficient of thermal expansion of the original superalloy material such that the additional superalloy material and an adjacent region of the original superalloy material experience compressive stresses when the component is in an environment with increased operating temperature is returned.

The method of claim 9 as applied to a burner tip of a gas turbine engine and further comprising: Selecting the additional superalloy material in response to a fuel type used in the gas turbine engine and Selecting the powdered alloyed material and the powdered flux such that the simultaneous melting, cooling and solidification steps produce a burner tip of the additional superalloyed material.

Method, comprising: simultaneously melting powdered alloyed material and powdered flux on a surface to form a molten bath comprising a slag layer covering a superalloyed material, Cooling and solidification of the melt bath, Removing the slag layer to expose a surface of the superalloy material, repeating the steps of melting, cooling, and solidification and removal several times to form a desired geometry of a superalloy material, and Controlling the steps of melting and cooling and solidifying such that a property of the superalloy material is caused to vary across the geometry in response to an expected operating environment of the superalloy component.

A superalloy member formed by the method of claim 19.