JP2001123237A - 超合金溶接組成物及び補修タービンエンジン部品 - Google Patents

超合金溶接組成物及び補修タービンエンジン部品

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Abstract

(57)【要約】 【課題】固溶体強化超合金溶接組成物。 【解決手段】本発明の超合金溶接組成物は、約１０〜約
１５重量％のＣｏ、約１８〜約２２重量％のＣｒ、約
０．５〜約１．３重量％のＡｌ、約３．５〜約４．５重
量％のＴａ、約１〜約２重量％のＭｏ、約１３．５〜約
１７．０重量％のＷ、約０．０８重量％までのＣ、約
０．０６重量％までのＺｒ、約０．０１５重量％までの
Ｂ、約０．４〜約１．２重量％のＭｎ、約０．１〜約
０．３重量％のＳｉを含んでおり、残部がＮｉである。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はタービンエンジン部
品の分野に関する。特に、本発明は、超合金溶接用組成
物及び超合金溶接組成物を用いて補修した部品に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンの効率は、タービ
ンブレード又はバケットとエンジンのタービンセクショ
ンのシュラウドとの間の燃焼ガスの漏れの量又は程度に
ある程度依存する。その間隙を最小にするために先端は
通常正確な機械加工にかけられる。しかし、機械加工公
差、部品間の熱膨張の差、及び動的作用のため、通常先
端とシュラウドとの間である程度の摩擦が起こる。
【０００３】例えば実際に長時間使用した後などには、
摩擦接触によりブレードの母材が露出し、通常ブレード
の腐食及び／又は酸化が起こる。広範囲の腐食又は酸化
により、ブレードとシュラウドとの間の漏れが増大し、
その結果性能と効率が損なわれる。ブレードやバケット
のようなタービン部品はかなり高価であるため、交換に
代わる費用効果的な選択として摩耗した部品を補修する
ことが一般的になって来ている。公知の補修技術では、
溶接可能な超合金組成物で形成された溶接ワイヤを「ビ
ルドアップ（肉盛り）」プロセスに用いてブレードをそ
の当初の又は当初に近い幾何学的形状を再生する。例え
ば、タングステンアーク溶接プロセスをニッケル基超合
金ブレードの先端領域に多数回施すことによってニッケ
ル基超合金溶接ワイヤを用いることができる。溶接の後
先端領域を機械加工する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】溶接補修用合金が多数
市販されてはいるが、さらに改良された溶接用合金、特
にニッケル基超合金部品用のニッケル基溶接用合金が相
変わらず求められている。この点に関し、本発明者ら
は、室温で（すなわち、補修される部品をあらかじめ加
熱することなく）溶接することが可能な優れた延性、良
好な耐酸化性、及び必要な高温引張強さとクリープ耐性
を有するニッケル基超合金に対するニーズを認識した。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明のひとつの実施形
態では、約１０〜約１５重量％のＣｏ、約１８〜約２２
重量％のＣｒ、約０．５〜約１．３重量％のＡｌ、約
３．５〜約４．５重量％のＴａ、約１〜約２重量％のＭ
ｏ、約１３．５〜約１７．０重量％のＷ、約０．０８重
量％までのＣ、約０．０６重量％までのＺｒ、約０．０
１５重量％までのＢ、約０．４〜約１．２重量％のＭ
ｎ、約０．１〜約０．３重量％のＳｉ、及び残部のＮｉ
を含む固溶体強化超合金溶接組成物を必要とする。
【０００６】本発明の別の実施形態は補修領域と無処理
（すなわち当初のままの）領域とを有する補修タービン
エンジン部品に関する。この補修領域は上記組成を有す
る。
【０００７】
【発明の実施の形態】本発明の実施形態は補修タービン
エンジン部品及びタービンエンジン部品を補修するため
の溶接用組成物を提供する。タービンエンジン部品は通
常、例えば引張強さ、クリープ耐性、耐酸化性及び耐腐
食性といった高温性能が知られている超合金材料で形成
されている。超合金部品は、通常、超合金中重量で最大
の元素がニッケルであるニッケル基合金で形成されてい
る。代表的なニッケル基超合金は、少なくとも約４０重
量％のＮｉと、コバルト、クロム、アルミニウム、タン
グステン、モリブデン、チタン及び鉄より成る群の中の
少なくとも１種の成分とを含んでいる。ニッケル基超合
金の例は、Inconel（登録商標）、Nimonic（登録商
標）、Rene（登録商標）（例えば、Rene（登録商標）80
-、Rene（登録商標）95、Rene（登録商標）142及びRene
（登録商標）N5合金）、及びUdimet（登録商標）という
商品名のものであり、方向性凝固した超合金と単結晶超
合金が包含される。
【０００８】タービンエンジン部品の形態は燃焼器ライ
ナ、燃焼器ドーム、シュラウド、バケットもしくはブレ
ード、ノズル、又はベーンのように各種のものがある。
最も典型的な場合、この部品は、ノズルやベーンのよう
な静止翼及びブレードやバケットを含めた回転翼を始め
とする翼である。本明細書中でブレードとバケット（動
翼）は互換性をもって使用されており、典型的には、ブ
レードは航空機タービンエンジンの回転翼であり、バケ
ットは陸上の動力・電力発生用タービンエンジンの回転
翼である。ブレードやバケットの場合、補修される領域
は、通常、周囲のシュラウドとの摩擦接触により摩耗し
易い先端領域である。ノズルやベーンの場合、補修され
る領域は、通常、高温のエンジン内で高速のガスに暴露
される結果摩耗し易い前縁である。補修溶接用組成物
は、充填材料として単独で用いてもよいし、或いは、ノ
ズルやベーンの前縁に沿って正規の位置に溶接される外
形をもったプレート(contoured plate)のようなインサ
ートと組み合わせて用いてもよい。
【０００９】図１に、補修された翼、特に動力発生用タ
ービンエンジンの補修バケット１０を示す。バケット１
０は翼部分１２とダブテール部分１４とをもっている。
翼部分１２は当初のままの領域１６と補修領域１８とを
もっている。補修に先立って、バケットをタービンエン
ジンから取り外し、慣用の方法で洗浄して付着した異物
及び酸化物や腐食生成物を取り除く。洗浄したコーティ
ングを先端近くの領域から除き、その先端を先端キャビ
ティー近くまで研削した後、溶接技術によって補修す
る。通常はタングステンアーク不活性ガス（ＴＩＧ）溶
接を使用するが、ガス−金属アーク溶接、抵抗溶接、電
子ビーム溶接、プラズマ溶接及びレーザー溶接のような
他の溶接技術を用いてもよい。ＴＩＧ溶接プロセスでは
工作物、例えばバケット１０の先端とタングステン電極
との間で熱を発生させる。本明細書に記載した組成を有
するニッケル基溶接ワイヤを充填材金属として使用す
る。先端の周辺に多数回の処理を施すことによりほぼ当
初の幾何学的形状までその先端に肉盛りする。この補修
プロセスは、追加の機械加工、並びにバケットをさらに
保護するための皮膜形成工程（例えば、オーバーレイコ
ーティング、拡散皮膜、断熱皮膜）で完了する。
【００１０】本発明の第一の実施形態によると、固溶体
強化溶接用合金組成物は、約１０〜約１５重量％のＣ
ｏ、約１８〜約２２重量％のＣｒ、約０．５〜約１．３
重量％のＡｌ、約３．５〜約４．５重量％のＴａ、約１
〜約２重量％のＭｏ、約１３．５〜約１７．０重量％の
Ｗ、約０．０８重量％までのＣ、約０．０６重量％まで
のＺｒ、約０．０１５重量％までのＢ、約０．４〜約
１．２重量％のＭｎ、約０．１〜約０．３重量％のＳ
ｉ、及び残部のＮｉを含んでいる。特定の組成物では、
Ｃが約０．０２重量％以上の量で存在し、Ｚｒが約０．
０１重量％以上の量で存在し、Ｂが約０．００５重量％
以上の量で存在する。好ましい形態では、組成物が、約
１３．５重量％のＣｏ、約２０重量％のＣｒ、約０．８
重量％のＡｌ、約４重量％のＴａ、約１．５重量％のＭ
ｏ、約１５．５重量％のＷ、約０．０５重量％のＣ、約
０．０３重量％のＺｒ、約０．０１重量％までのＢ、約
０．７重量％のＭｎ、約０．２重量％のＳｉ、及び残部
のＮｉを含む。本組成物は通常の不純物を含有していて
もよい。
【００１１】本発明の第二の実施形態によると、固溶体
強化溶接用合金組成物は、約１０重量％までのＣｏ、約
１８〜約２２重量％のＣｒ、約０．２〜約０．７重量％
のＡｌ、合計で約１５〜約２８重量％の耐火性元素、約
０．０９重量％までのＣ、約０．０６重量％までのＺ
ｒ、約０．０１５重量％までのＢ、約０．４〜約１．２
重量％のＭｎ、約０．２〜約０．４５重量％のＳｉ、及
び残部のＮｉを含む。通常耐火性元素はＴａ、Ｍｏ及び
Ｗの群の中から選択される。１つの例では耐火性元素が
ＭｏとＷを含んでおり、ＭｏとＷは合計で約１６〜２０
重量％の範囲内である。好ましい形態では耐火性元素
が、約１７〜１９重量％の量で存在するＷのみからな
る。第一の実施形態と同様に、第二の実施形態の１つの
特定の例は、約０．０２重量％以上の量でＣを、約０．
０１重量％以上の量でＺｒを、そして約０．００５重量
％以上の量でＢを含有している。本組成物は通常の不純
物を含有していてもよい。
【００１２】第二の実施形態の特定の形態では、組成物
が、約２１重量％のＣｒ、約０．４重量％のＡｌ、約１
８重量％のＷ、約０．０７重量％のＣ、約０．０３重量
％のＺｒ、約０．０１重量％までのＢ、約０．７重量％
のＭｎ、約０．３５重量％のＳｉ、及び残部のＮｉを含
む。通常、第二の実施形態はランタンを含有しない。と
いうのは、この元素は合金組成物の性質に望ましくない
影響を与えることが判明しているからである。したがっ
て、第二の実施形態の合金は通常、ランタンを含まず、
実質的に上記の成分のみから成る。
【００１３】
【実施例】本発明の第一の実施形態による組成物
（Ａ）、本発明の第二の実施形態によるいくつかの組成
物（Ｂ〜Ｈ及びＪ〜Ｍ）、及び市販の組成物ＩＮ６２５
（Ｘ）を比較して後掲の表に示す。合金Ｊ〜Ｍは、Ｃｏ
とＭｎの含量を変えた点でＢ〜Ｈの組成物とは異なって
いる。
【００１４】本発明の実施形態による溶接合金を、寸法
１５ｃｍ×３ｃｍ×１ｃｍの矩形のインゴットに鋳造し
方向性凝固（ＤＳ）させるか、又は、直径約２ｃｍのロ
ッドに熱間押出した。次に、放電加工法（ＥＤＭ）によ
って酸化ピンを形成し、等温酸化処理にかけた。選択し
た合金の結果を図２と３に示す。ｙ軸の重量変化は酸化
の程度を示す。サンプルの重量は処理中規則的に（ほぼ
一日に一回）測定した。プロットに明白に示されている
ように、本発明の実施形態による合金は、市販合金Ｘと
比較して、酸化に対する耐性が明らかに優れていた。１
９００°Ｆ、６００時間で、合金ＡとＤは酸化のための
重量損失が４０ｍｇ／ｃｍ2未満、特に３０ｍｇ／ｃｍ2
未満であった。特に、合金Ｄは同じ条件で重量損失が１
０ｍｇ／ｃｍ2未満であった。
【００１５】方向性凝固した試験片の破断寿命を評価す
るために溶接合金を試験した。いくつかの合金に対して
は方向性凝固を実施して試験片の結晶粒組織の差の影響
を排除した。他のものは熱間変形して完全な微細粒状化
等軸組織を生成させた。組成物Ａは、組成物Ｘと比べ
て、２０００°Ｆ、３ｋｓｉでほぼ３倍の破断寿命の改
善を示した。組成物Ｄは組成物Ｘと比べて４倍以上の寿
命の改善を示した。本発明の実施形態による他の合金組
成物でも同様な結果が立証された。
【００１６】また、本発明の実施形態による溶接合金の
いくつかを突き合わせ溶接試験にかけた。ここでは、合
金を、ＴＩＧ溶接工程において２つのニッケル基超合金
プレート間の充填材量として用いた。比較試験で立証さ
れたところによると、合金組成物Ａは、２０００°Ｆ、
３ｋｓｉで市販の合金ＩＮ６１７と比べてほぼ３０％の
破断寿命の増大を、また１９００°Ｆ、５ｋｓｉでＩＮ
６１７と比べて６００％の破断寿命の増大を示した。同
様に、組成物Ｄは２０００°Ｆ、３ｋｓｉで合金ＩＮ６
１７と比べてほぼ４０％の破断寿命の増大を、また１９
００°Ｆ、５ｋｓｉでＩＮ６１７と比べて３５％の破断
寿命の増大を示した。以上の結果は、これらの合金がバ
ケットやブレードの先端の補修用途に対して充分なクリ
ープ破断特性をもっていることを示している。
【００１７】さらに、室温における引張強さ試験では、
これらの合金が室温で容易に溶接可能であるのに充分な
降伏強さ、極限引張強さ及び伸び特性をもっていること
が示された。すなわち、これらの合金は必要な室温延性
をもっている。これら合金は一般に、少なくとも約４０
ｋｓｉの降伏強さ、少なくとも約７５ｋｓｉ、特に少な
くとも約８０〜９０ｋｓｉの極限引張強さをもってい
た。さらに、高温引張試験では、これらの合金がブレー
ドやバケットの先端の補修用途に対して充分な引張強さ
をもっていることが示された。すなわち、組成物は１８
００°Ｆで２０〜２５ｋｓｉのオーダーの引張強さをも
っていた。
【００１８】本発明の実施形態により、必要とされる室
温溶接可能性、高温強さ、高温クリープ破断特性、及び
高温酸化耐性を有する固溶体強化合金組成物が提供され
た。本発明の実施形態について特に説明して来たが、当
業者はこれらに対して修正を加えることができ、それら
の修正はやはり特許請求の範囲に入るものと理解された
い。
【００１９】
【表１】
【図面の簡単な説明】
【図１】タービンエンジンの高圧段の補修タービンバケ
ットの透視図である。
【図２】本発明のいくつかの合金組成物と市販合金の１
９００°Ｆにおける等温酸化を示すプロットである。
【図３】本発明のいくつかの合金組成物と市販合金の２
０００°Ｆにおける等温酸化を示すプロットである。
【符号の説明】 １０ 補修バケット １６ 当初のままの領域 １８ 補修領域
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 メルビン・ロバート・ジャクソン アメリカ合衆国、ニューヨーク州、ニスカ ユナ、ニスカユナ・ドライブ、2208番 (72)発明者 アーロン・トッド・フロスト アメリカ合衆国、ニューヨーク州、ボール ストン・スパ、ミドルライン・ロード、 863番 (72)発明者 アドリアン・モーリス・ベルトラン アメリカ合衆国、ニューヨーク州、ボール ストン・スパ、ピーサブル・ストリート、 1162番

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 約１０〜約１５重量％のＣｏ、約１８〜
    約２２重量％のＣｒ、約０．５〜約１．３重量％のＡ
    ｌ、約３．５〜約４．５重量％のＴａ、約１〜約２重量
    ％のＭｏ、約１３．５〜約１７．０重量％のＷ、約０．
    ０８重量％までのＣ、約０．０６重量％までのＺｒ、約
    ０．０１５重量％までのＢ、約０．４〜約１．２重量％
    のＭｎ、約０．１〜約０．３重量％のＳｉ、及び残部の
    Ｎｉを含んでなる固溶体強化超合金溶接組成物。
  2. 【請求項２】 Ｃが約０．０２重量％以上の量で存在
    し、Ｚｒが約０．０１重量％以上の量で存在し、Ｂが約
    ０．００５重量％以上の量で存在する、請求項１記載の
    組成物。
  3. 【請求項３】 約１３．５重量％のＣｏ、約２０重量％
    のＣｒ、約０．８重量％のＡｌ、約４重量％のＴａ、約
    １．５重量％のＭｏ、約１５．５重量％のＷ、約０．０
    ５重量％のＣ、約０．０３重量％のＺｒ、約０．０１重
    量％までのＢ、約０．７重量％のＭｎ、約０．２重量％
    のＳｉ、及び残部のＮｉを含んでなる、請求項２記載の
    組成物。
  4. 【請求項４】 本質的に、約１０〜約１５重量％のＣ
    ｏ、約１８〜約２２重量％のＣｒ、約０．５〜約１．３
    重量％のＡｌ、約３．５〜約４．５重量％のＴａ、約１
    〜約２重量％のＭｏ、約１３．５〜約１７．０重量％の
    Ｗ、約０．０８重量％までのＣ、約０．０６重量％まで
    のＺｒ、約０．０１５重量％までのＢ、約０．４〜約
    １．２重量％のＭｎ、約０．１〜約０．３重量％のＳ
    ｉ、並びに残部のＮｉ及び通常の不純物から成る固溶体
    強化超合金溶接組成物。
  5. 【請求項５】 無処理の領域と補修領域とを含んでお
    り、前記補修領域が、本質的に、約１０〜約１５重量％
    のＣｏ、約１８〜約２２重量％のＣｒ、約０．５〜約
    １．３重量％のＡｌ、約３．５〜約４．５重量％のＴ
    ａ、約１〜約２重量％のＭｏ、約１３．５〜約１７．０
    重量％のＷ、約０．０８重量％までのＣ、約０．０６重
    量％までのＺｒ、約０．０１５重量％までのＢ、約０．
    ４〜約１．２重量％のＭｎ、約０．１〜約０．３重量％
    のＳｉ、並びに残部のＮｉ及び通常の不純物から成る、
    補修タービンエンジン部品。
  6. 【請求項６】 部品が翼であり、補修領域が翼先端であ
    る、請求項５記載の部品。
  7. 【請求項７】 翼が動力発生用タービンエンジンのバケ
    ットである、請求項６記載の部品。
  8. 【請求項８】 翼が航空機タービンエンジンのブレード
    である、請求項７記載の部品。
  9. 【請求項９】 部品がタービンノズル又はタービンベー
    ンである、請求項５記載の部品。
  10. 【請求項１０】 補修領域がノズル又はベーンの前縁領
    域に沿って位置している、請求項９記載の部品。
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