JP2003231957A - 実用された航空機構成要素の鋳造インコネル７１８の機械的性質を回復させる方法 - Google Patents
実用された航空機構成要素の鋳造インコネル７１８の機械的性質を回復させる方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 鍛造部分に溶接された鋳造インコネル７１８
部分を含む航空機エンジン部品の機械的性質を回復させ
る熱処理方法。 【解決手段】 該熱処理方法は、インコネル７１８鋳造
部分を含む部品を熱処理チャンバ内に置く段階と、該チ
ャンバを真空排気して適切な雰囲気にする段階と、該鋳
造部分の変形を最小にするような方法で、該チャンバを
１９５０゜Ｆないし２０５０゜Ｆの範囲の温度に加熱す
る段階と、デルタ相析出物全てが溶体化するのに十分な
時間にわたって該温度範囲を保持する段階と、次いで該
部品の変形を最小にするような方法で該部品を室温まで
冷却する段階とを含む。溶体化熱処理の後に、エンジン
部品の鍛造部分は取除かれて交換されることができ、エ
ンジン部品は再生可能となる。
部分を含む航空機エンジン部品の機械的性質を回復させ
る熱処理方法。 【解決手段】 該熱処理方法は、インコネル７１８鋳造
部分を含む部品を熱処理チャンバ内に置く段階と、該チ
ャンバを真空排気して適切な雰囲気にする段階と、該鋳
造部分の変形を最小にするような方法で、該チャンバを
１９５０゜Ｆないし２０５０゜Ｆの範囲の温度に加熱す
る段階と、デルタ相析出物全てが溶体化するのに十分な
時間にわたって該温度範囲を保持する段階と、次いで該
部品の変形を最小にするような方法で該部品を室温まで
冷却する段階とを含む。溶体化熱処理の後に、エンジン
部品の鍛造部分は取除かれて交換されることができ、エ
ンジン部品は再生可能となる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、特に鋳造インコネ
ル７１８と鍛造ワスパロイ、又は鋳造インコネル７１８
と鍛造インコネル７０８／、鍛造インコロイ９０３／９
０７／９０９とからなる航空機の構造用構成要素に関す
る。
ル７１８と鍛造ワスパロイ、又は鋳造インコネル７１８
と鍛造インコネル７０８／、鍛造インコロイ９０３／９
０７／９０９とからなる航空機の構造用構成要素に関す
る。
【０００２】
【従来技術】多くの航空機エンジンの構造用構成要素
は、中実鋳造インコネル７１８構成要素或いは鋳造イン
コネル７１８構成要素のいずれかと、別個の鍛造構成要
素との組合せで作られている。通常、別個の鍛造構成要
素は、特に鍛造インコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ：商標）７
１８、鍛造ワスパロイ（Ｗａｓｐａｌｏｙ）、又は鍛造
インコロイ（Ｉｎｃｏｌｏｙ：商標）９０３／９０７／
９０９のような材料である。これらの材料は、一般的に
それらを互いに溶接することにより、分離不能な組立体
として接合される。エンジン作動の間に、これらの構成
要素は、それら材料のうちの１つに、該構成要素を実用
不能にするようなクラックを生じる可能性がある。
は、中実鋳造インコネル７１８構成要素或いは鋳造イン
コネル７１８構成要素のいずれかと、別個の鍛造構成要
素との組合せで作られている。通常、別個の鍛造構成要
素は、特に鍛造インコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ：商標）７
１８、鍛造ワスパロイ（Ｗａｓｐａｌｏｙ）、又は鍛造
インコロイ（Ｉｎｃｏｌｏｙ：商標）９０３／９０７／
９０９のような材料である。これらの材料は、一般的に
それらを互いに溶接することにより、分離不能な組立体
として接合される。エンジン作動の間に、これらの構成
要素は、それら材料のうちの１つに、該構成要素を実用
不能にするようなクラックを生じる可能性がある。
【０００３】鋳造インコネル７１８はニッケル基超合金
であり、その望ましい性質は高温での析出硬化によって
得られる。鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛
錬構造体は共に、航空機エンジンの耐熱構造用構成要素
としての部品の使用に対して、熱間強度、クリープ強
度、応力破壊強度、及び耐疲労性の望ましい物理的性質
を有している。これらの望ましい性質を得るために、鋳
造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬構造体は共
に、適切な量のガンマ−プライム（γ’）相及びガンマ
−ダブルプライム（γ”）相を必要とする。単純面心立
方構造における体心立方体析出物であるγ”相は、準安
定性であり、１２００゜Ｆないし１８００゜Ｆの温度範
囲で望ましくない相、即ちデルタ（δ）相を形成する。
δ相は、鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬
構造体の粒界に、γ”を消費して結晶核生成し、このδ
相は高温で溶体化されない限り急速に結晶粒粗大化す
る。δの存在は、鋳造インコネル７１８及び組み合わさ
れた鍛錬構造体の溶接性及び機械的性質の両方の劣化を
招く。
であり、その望ましい性質は高温での析出硬化によって
得られる。鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛
錬構造体は共に、航空機エンジンの耐熱構造用構成要素
としての部品の使用に対して、熱間強度、クリープ強
度、応力破壊強度、及び耐疲労性の望ましい物理的性質
を有している。これらの望ましい性質を得るために、鋳
造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬構造体は共
に、適切な量のガンマ−プライム（γ’）相及びガンマ
−ダブルプライム（γ”）相を必要とする。単純面心立
方構造における体心立方体析出物であるγ”相は、準安
定性であり、１２００゜Ｆないし１８００゜Ｆの温度範
囲で望ましくない相、即ちデルタ（δ）相を形成する。
δ相は、鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬
構造体の粒界に、γ”を消費して結晶核生成し、このδ
相は高温で溶体化されない限り急速に結晶粒粗大化す
る。δの存在は、鋳造インコネル７１８及び組み合わさ
れた鍛錬構造体の溶接性及び機械的性質の両方の劣化を
招く。
【０００４】これらのクラックを補修するための方法
は、一般的にエンジン保守マニュアルに見出され、その
方法は構成要素を補修し、実用できる状態に戻すことを
可能にする。一般にそれらの補修方法は、クラックを修
復するために該クラックを溶接することと、それに続く
応力除去の熱処理とからなる。鍛造付属部品を有する鋳
造インコネル７１８については、補修方法は、組立体を
約１７５０゜Ｆで約１時間予熱することと、約１７５０
゜Ｆで約１時間溶接後熱処理することと、それに続きエ
ージング熱処理してγ”を形成させることからなる。
は、一般的にエンジン保守マニュアルに見出され、その
方法は構成要素を補修し、実用できる状態に戻すことを
可能にする。一般にそれらの補修方法は、クラックを修
復するために該クラックを溶接することと、それに続く
応力除去の熱処理とからなる。鍛造付属部品を有する鋳
造インコネル７１８については、補修方法は、組立体を
約１７５０゜Ｆで約１時間予熱することと、約１７５０
゜Ｆで約１時間溶接後熱処理することと、それに続きエ
ージング熱処理してγ”を形成させることからなる。
【０００５】鋳造インコネル７１８を用いる航空宇宙構
造用構成要素は、耐用期間が限定されない。このような
構造用構成要素は、それらの旧式化についての計画され
た時間はない。これらの構成要素には、航空機エンジン
の主フレーム、ケース及び支持体が含まれ、それらは一
定の継続時間及び／又はエンジンサイクルで点検され
る。それらの点検中に実用不能な状態が発見されたとき
は、不適合の構成要素はエンジンから取外され修理工場
に送られる。このことは通常「ショップビジット」と呼
ばれる。
造用構成要素は、耐用期間が限定されない。このような
構造用構成要素は、それらの旧式化についての計画され
た時間はない。これらの構成要素には、航空機エンジン
の主フレーム、ケース及び支持体が含まれ、それらは一
定の継続時間及び／又はエンジンサイクルで点検され
る。それらの点検中に実用不能な状態が発見されたとき
は、不適合の構成要素はエンジンから取外され修理工場
に送られる。このことは通常「ショップビジット」と呼
ばれる。
【０００６】上記のようなショップビジット中に、標準
的な溶接及び熱処理修理を要するクラックが、インコネ
ル７１８構成要素に発見されることは希ではない。この
ようなショップビジットは、溶接及び熱処理補修の多く
の繰返し履歴を生じる。これらの繰返し補修は、長期に
わたるδ相析出物の形成による鋳造インコネル７１８材
料の劣化の原因になる。幾つかの補修ステーションから
のデータでは、溶接／熱処理補修の効果がそれらの補修
の頻度に比例して減少することを示している。例えば、
ＣＦ６−５０圧縮機後部フレームについて、支柱端部の
抽気ポートにクラックが発生する前に、該フレームをエ
ンジンに使用できる時間は平均２５，０００時間となる
と１つの航空会社は報告している。公知の局所溶接／熱
処理補修方法を行うことによってクラックが補修され、
フレームが実用に戻された後に、その溶接／熱処理補修
部位に近い抽気ポートの領域内に新しいクラックが発生
することになる。新しいクラックが現われる平均時間
は、最初の補修の後５，０００時間である。従って、新
しいフレームが実用に供された時からクラックが現われ
るのに要する時間が約２５，０００時間である場合、溶
接及び熱処理補修の後に新しいクラックが現われるのに
要する時間は元の実用時間の約２０％である。これは、
異なる航空会社からの多くの報告のうちの正に１つの例
である。
的な溶接及び熱処理修理を要するクラックが、インコネ
ル７１８構成要素に発見されることは希ではない。この
ようなショップビジットは、溶接及び熱処理補修の多く
の繰返し履歴を生じる。これらの繰返し補修は、長期に
わたるδ相析出物の形成による鋳造インコネル７１８材
料の劣化の原因になる。幾つかの補修ステーションから
のデータでは、溶接／熱処理補修の効果がそれらの補修
の頻度に比例して減少することを示している。例えば、
ＣＦ６−５０圧縮機後部フレームについて、支柱端部の
抽気ポートにクラックが発生する前に、該フレームをエ
ンジンに使用できる時間は平均２５，０００時間となる
と１つの航空会社は報告している。公知の局所溶接／熱
処理補修方法を行うことによってクラックが補修され、
フレームが実用に戻された後に、その溶接／熱処理補修
部位に近い抽気ポートの領域内に新しいクラックが発生
することになる。新しいクラックが現われる平均時間
は、最初の補修の後５，０００時間である。従って、新
しいフレームが実用に供された時からクラックが現われ
るのに要する時間が約２５，０００時間である場合、溶
接及び熱処理補修の後に新しいクラックが現われるのに
要する時間は元の実用時間の約２０％である。これは、
異なる航空会社からの多くの報告のうちの正に１つの例
である。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】補修後のフレームの実
用使用時間（クラックなしで）が低下する主な原因は、
鋳造インコネル７１８材料の劣化である。１７００゜Ｆ
ないし１８００゜Ｆの温度範囲での繰返し加熱及び冷却
サイクルは、δ相の形成の原因になる。該材料には、溶
接及び熱処理補修によるデルタ相物質を蓄積し、このデ
ルタ相物質は多くのサイクルに伴って悪化する。このデ
ルタ相の存在は、合金中のある種のキー元素の分布が、
その元素が一定の領域に集合的に移動しそこに高濃度に
集中した状態に変化することを示している。このこと
は、それらの元素を他の領域から奪い、それらの領域に
おける合金の機械的性質を低下させる。従って、δが存
在すると鋳造インコネル７１８の機械的性質が低下する
ので、クラックの発生を防止するためには、キー元素が
合金中に適切に再分布されなくてはならない。
用使用時間（クラックなしで）が低下する主な原因は、
鋳造インコネル７１８材料の劣化である。１７００゜Ｆ
ないし１８００゜Ｆの温度範囲での繰返し加熱及び冷却
サイクルは、δ相の形成の原因になる。該材料には、溶
接及び熱処理補修によるデルタ相物質を蓄積し、このデ
ルタ相物質は多くのサイクルに伴って悪化する。このデ
ルタ相の存在は、合金中のある種のキー元素の分布が、
その元素が一定の領域に集合的に移動しそこに高濃度に
集中した状態に変化することを示している。このこと
は、それらの元素を他の領域から奪い、それらの領域に
おける合金の機械的性質を低下させる。従って、δが存
在すると鋳造インコネル７１８の機械的性質が低下する
ので、クラックの発生を防止するためには、キー元素が
合金中に適切に再分布されなくてはならない。
【０００８】本発明は、元素のより均一な分布が得られ
るように鋳造インコネル７１８のエンジン部品を回復さ
せるために使用される、補修及び熱処理における改良に
関する。長期の間にまた多数回のクラック補修及び熱処
理の後に、鋳造インコネル７１８の機械的性質は劣化す
る。本発明の方法は、鋳造インコネル７１８が、製造直
後の鋳造インコネル７１８の状態と同じ状態へ回復する
のを可能にする。
るように鋳造インコネル７１８のエンジン部品を回復さ
せるために使用される、補修及び熱処理における改良に
関する。長期の間にまた多数回のクラック補修及び熱処
理の後に、鋳造インコネル７１８の機械的性質は劣化す
る。本発明の方法は、鋳造インコネル７１８が、製造直
後の鋳造インコネル７１８の状態と同じ状態へ回復する
のを可能にする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】鋳造インコネル７１８構
成要素を含む部品は、熱処理を含む方法によって回復さ
れる。最初に、鋳造部分と鍛造部分とを通常含む部品
は、熱処理チャンバ内に置かれ、酸素がパージされ、チ
ャンバ内の圧力が適切な中性又は還元性雰囲気に設定さ
れる。次いで、部品は、変形を最小にするのに適した昇
温速度で、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲
の温度まで加熱される。次いで、部品の温度は、約１９
５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲に、デルタ相析出
物を溶体化し合金を均質化するのに十分な時間保たれ
る。次いで、部品は、保護的中性又は還元性雰囲気内
で、約１６００゜Ｆないし約１９００゜Ｆの範囲におい
てデルタ相の析出を回避するのに十分な降温速度でかつ
寸法安定性を維持するのに十分な降温速度で、冷却され
る。次いで、部品は、室温まで、空気冷却されるか又は
同等な降温速度で不活性ガス中で冷却される必要があ
る。次いで、鍛造部分が、本質的に溶体化された状態を
有する鋳造部分を残して取除かれることができる。本明
細書で用いられる、「鍛錬」及び「鍛造」の用語は互換
性をもって使用される。その後、鋳造部分は再使用され
るが、鍛錬部分は廃棄される。
成要素を含む部品は、熱処理を含む方法によって回復さ
れる。最初に、鋳造部分と鍛造部分とを通常含む部品
は、熱処理チャンバ内に置かれ、酸素がパージされ、チ
ャンバ内の圧力が適切な中性又は還元性雰囲気に設定さ
れる。次いで、部品は、変形を最小にするのに適した昇
温速度で、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲
の温度まで加熱される。次いで、部品の温度は、約１９
５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲に、デルタ相析出
物を溶体化し合金を均質化するのに十分な時間保たれ
る。次いで、部品は、保護的中性又は還元性雰囲気内
で、約１６００゜Ｆないし約１９００゜Ｆの範囲におい
てデルタ相の析出を回避するのに十分な降温速度でかつ
寸法安定性を維持するのに十分な降温速度で、冷却され
る。次いで、部品は、室温まで、空気冷却されるか又は
同等な降温速度で不活性ガス中で冷却される必要があ
る。次いで、鍛造部分が、本質的に溶体化された状態を
有する鋳造部分を残して取除かれることができる。本明
細書で用いられる、「鍛錬」及び「鍛造」の用語は互換
性をもって使用される。その後、鋳造部分は再使用され
るが、鍛錬部分は廃棄される。
【００１０】本発明の他の特徴及び利点は、本発明の原
理を例として示す添付図面に関連してなされる好ましい
実施形態の、以下のより詳細な説明から明らかとなろ
う。
理を例として示す添付図面に関連してなされる好ましい
実施形態の、以下のより詳細な説明から明らかとなろ
う。
【００１１】
【発明の実施の形態】本発明は航空機エンジンの１部と
して含まれる鋳造インコネル７１８の機械的性質を回復
するための新規な熱処理方法を提供する。従って、回復
された鋳造インコネル７１８構成要素を含むフレーム
は、該部品の鋳造インコネル７１８構成要素のショップ
ビジット補修が減少することによる利益をもたらすこと
になる。該フレームの将来の保守コストもまた低減され
ることになる。
して含まれる鋳造インコネル７１８の機械的性質を回復
するための新規な熱処理方法を提供する。従って、回復
された鋳造インコネル７１８構成要素を含むフレーム
は、該部品の鋳造インコネル７１８構成要素のショップ
ビジット補修が減少することによる利益をもたらすこと
になる。該フレームの将来の保守コストもまた低減され
ることになる。
【００１２】鋳造インコネル７１８構成要素を含むフレ
ームの機械的性質を回復するためには、インコネル７１
８構成要素を適切に溶体化するために、いくつかの加熱
サイクル段階が実行されなければならない。部品の鍛造
構成要素は、部品の鋳造構成要素に取付けたままにして
おくべきであり、それにより、鋳造構成要素は、熱処理
工程中にその寸法安定性を維持することになる。
ームの機械的性質を回復するためには、インコネル７１
８構成要素を適切に溶体化するために、いくつかの加熱
サイクル段階が実行されなければならない。部品の鍛造
構成要素は、部品の鋳造構成要素に取付けたままにして
おくべきであり、それにより、鋳造構成要素は、熱処理
工程中にその寸法安定性を維持することになる。
【００１３】さて、図１を参照すると、この図には、ク
ラック発生後に回復された鋳造インコネル７１８部分が
当初の機械的性質を有するために、鋳造インコネル７１
８部分を含む部品に実施される必要がある段階を説明す
るフローチャートが示されている。最初に、鋳造インコ
ネル７１８部分を含む部品は、符号１０で表すように、
当業者に公知の熱処理チャンバ内に置かれ、該チャンバ
は約０．５ミクロンHgの雰囲気にまで真空排気されるか
或いは非反応ガスでパージされる。次いで、該部品は、
符号１２で表すように、約９７５゜Ｆないし約１０２５
゜Ｆの範囲内の温度まで加熱される。約９７５゜Ｆない
し約１０２５゜Ｆの範囲までの加熱が終わると、符号１
４で表すように、温度はその範囲に保持される。次い
で、該部品は、６０分以内の温度安定状態の後に、約１
９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲の温度まで加熱
され、この段階は符号１６により表されている。次い
で、部品の温度は、符号１８で表すように、約１９５０
゜Ｆないし２１５０゜Ｆの範囲の温度に約５５分ないし
約６５分の範囲の時間保持される。この時間の長さは、
δ相が完全に溶体化されることを可能にするものである
べきである。しかしながら、部品、即ち通常航空機エン
ジンに使用されるフレームの寸法に応じて、より長いか
又はより短い時間を用いることができる。次いで、符号
２０で表すように、不活性又は非反応性ガスが、もし既
に存在していなければ、該チャンバに導入される。該チ
ャンバは、符号２０で表すように、鋳造インコネル７１
８部分におけるδ相の形成を避けるのに十分な降温速
度、即ち通常３０゜Ｆ／分より小さくない降温速度で、
約１０００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲の温度まで
冷却され、再加熱されてγ”が析出する時間の間保持さ
れる。次いで、該チャンバは、符号２４で表すように、
空気により冷却されるか又は空気による冷却と同等な降
温速度で室温まで冷却される。
ラック発生後に回復された鋳造インコネル７１８部分が
当初の機械的性質を有するために、鋳造インコネル７１
８部分を含む部品に実施される必要がある段階を説明す
るフローチャートが示されている。最初に、鋳造インコ
ネル７１８部分を含む部品は、符号１０で表すように、
当業者に公知の熱処理チャンバ内に置かれ、該チャンバ
は約０．５ミクロンHgの雰囲気にまで真空排気されるか
或いは非反応ガスでパージされる。次いで、該部品は、
符号１２で表すように、約９７５゜Ｆないし約１０２５
゜Ｆの範囲内の温度まで加熱される。約９７５゜Ｆない
し約１０２５゜Ｆの範囲までの加熱が終わると、符号１
４で表すように、温度はその範囲に保持される。次い
で、該部品は、６０分以内の温度安定状態の後に、約１
９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲の温度まで加熱
され、この段階は符号１６により表されている。次い
で、部品の温度は、符号１８で表すように、約１９５０
゜Ｆないし２１５０゜Ｆの範囲の温度に約５５分ないし
約６５分の範囲の時間保持される。この時間の長さは、
δ相が完全に溶体化されることを可能にするものである
べきである。しかしながら、部品、即ち通常航空機エン
ジンに使用されるフレームの寸法に応じて、より長いか
又はより短い時間を用いることができる。次いで、符号
２０で表すように、不活性又は非反応性ガスが、もし既
に存在していなければ、該チャンバに導入される。該チ
ャンバは、符号２０で表すように、鋳造インコネル７１
８部分におけるδ相の形成を避けるのに十分な降温速
度、即ち通常３０゜Ｆ／分より小さくない降温速度で、
約１０００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲の温度まで
冷却され、再加熱されてγ”が析出する時間の間保持さ
れる。次いで、該チャンバは、符号２４で表すように、
空気により冷却されるか又は空気による冷却と同等な降
温速度で室温まで冷却される。
【００１４】図２及び図３を参照すると、これらの図
は、鋳造インコネル７１８についての時間−温度−変態
（「ＴＴＴ」）曲線、及び鋳造インコネル７１８につい
ての温度−安定状態図であり、両方とも、鉱物、金属及
び材料協会から１９８９年発行の、Ｅ．Ａ．Ｌｏｒｉａ
編の論文集「超合金７１８‐冶金学及び用途」内の「キ
ャスト７１８のミクロ構造的特徴」と題する論文に記載
されており、インコネル７１８の部品が上側のＴＴＴ曲
線の鼻部を通過して冷却されない場合、望ましくないδ
相が析出を開始できないことが分かる。この相の形成は
回避することが可能であり、１０００゜Ｆないし１２０
０゜Ｆまで急速に冷却することによってこの相の形成が
防止できる。しかしながら、高温からの急速な冷却によ
り発生する応力に基づく変形を避けるためには、フレー
ムの鋳造部分に取付けられた該フレームの鍛造部分を残
しておくことが必要である。
は、鋳造インコネル７１８についての時間−温度−変態
（「ＴＴＴ」）曲線、及び鋳造インコネル７１８につい
ての温度−安定状態図であり、両方とも、鉱物、金属及
び材料協会から１９８９年発行の、Ｅ．Ａ．Ｌｏｒｉａ
編の論文集「超合金７１８‐冶金学及び用途」内の「キ
ャスト７１８のミクロ構造的特徴」と題する論文に記載
されており、インコネル７１８の部品が上側のＴＴＴ曲
線の鼻部を通過して冷却されない場合、望ましくないδ
相が析出を開始できないことが分かる。この相の形成は
回避することが可能であり、１０００゜Ｆないし１２０
０゜Ｆまで急速に冷却することによってこの相の形成が
防止できる。しかしながら、高温からの急速な冷却によ
り発生する応力に基づく変形を避けるためには、フレー
ムの鋳造部分に取付けられた該フレームの鍛造部分を残
しておくことが必要である。
【００１５】通常、熱処理サイクルが終わると、部品即
ちフレームは機械加工されて鍛造部分が部品の鋳造イン
コネル７１８部分から取除かれる。部品の回復された鋳
造インコネル７１８部分には、次いで新しい鍛造部分が
溶接され、新しい分離不能の部品が作り出される。厳密
な方法は、この熱処理工程を用いる処理を必要とする鋳
造インコネル７１８フレームの寸法（即ち、航空機エン
ジンフレームの形式）に応じて変化する。
ちフレームは機械加工されて鍛造部分が部品の鋳造イン
コネル７１８部分から取除かれる。部品の回復された鋳
造インコネル７１８部分には、次いで新しい鍛造部分が
溶接され、新しい分離不能の部品が作り出される。厳密
な方法は、この熱処理工程を用いる処理を必要とする鋳
造インコネル７１８フレームの寸法（即ち、航空機エン
ジンフレームの形式）に応じて変化する。
【００１６】新しい鍛造構成要素が鋳造インコネル７１
８構成要素に溶接されると、個々の構成要素のために当
初の製造設計図に定められている溶体化及び熱処理サイ
クルを行うことができる。溶接後の加熱サイクル、例え
ばエンジン型式に特有の応力除去サイクルの実行につい
ては例外がある場合があり、全てのフレーム設計が溶接
後の溶体化熱処理を指定しているとは限らない。しかし
ながら、実用から外され本発明に従って補修され、新し
い鍛造部分をその後溶接したフレームの鋳造インコネル
７１８部分は、新しい鋳造インコネル７１８部分と新し
い鍛造部分とから作られた新しいフレームと同様に処理
されることができる。
８構成要素に溶接されると、個々の構成要素のために当
初の製造設計図に定められている溶体化及び熱処理サイ
クルを行うことができる。溶接後の加熱サイクル、例え
ばエンジン型式に特有の応力除去サイクルの実行につい
ては例外がある場合があり、全てのフレーム設計が溶接
後の溶体化熱処理を指定しているとは限らない。しかし
ながら、実用から外され本発明に従って補修され、新し
い鍛造部分をその後溶接したフレームの鋳造インコネル
７１８部分は、新しい鋳造インコネル７１８部分と新し
い鍛造部分とから作られた新しいフレームと同様に処理
されることができる。
【００１７】鋳造インコネル７１８部分が約１９５０゜
Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当
初のつまり古い鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、
新しい鍛造部分を鋳造品に取付けることができる。処理
されるべき鋳造インコネル７１８構成要素を含む部品
が、各図で説明したような特別の溶接後溶体化熱処理を
要しない場合であっても、鋳造インコネル７１８部分及
び取付けられた鍛造部分の機械的性質を完全に達成させ
るために、応力除去熱処理及び該部分を適切にエージン
グするための時効硬化熱処理が行われるべきである。鍛
造部分は、その性質が異なった熱処理で達成される種々
の熱処理可能な合金からなる可能性があるので、それら
のエージング処理は以下で説明するように多様である。
Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当
初のつまり古い鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、
新しい鍛造部分を鋳造品に取付けることができる。処理
されるべき鋳造インコネル７１８構成要素を含む部品
が、各図で説明したような特別の溶接後溶体化熱処理を
要しない場合であっても、鋳造インコネル７１８部分及
び取付けられた鍛造部分の機械的性質を完全に達成させ
るために、応力除去熱処理及び該部分を適切にエージン
グするための時効硬化熱処理が行われるべきである。鍛
造部分は、その性質が異なった熱処理で達成される種々
の熱処理可能な合金からなる可能性があるので、それら
のエージング処理は以下で説明するように多様である。
【００１８】鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新し
い鍛造部分を鋳造品に取付けることができる。部品が、
鍛造ワスパロイ構成要素又は鍛造ルネ４１構成要素のい
ずれかに溶接された鋳造インコネル７１８構成要素を含
む場合、それらの構成要素が互いに溶接された後に、溶
接応力を除去し該部品を適切にエージングするために、
該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲
で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理
され、次いで約１２５０゜Ｆないし約１３５０゜Ｆの範
囲で、第２の予め選択された時間として、約８時間熱処
理され、次いで約１１５０゜Ｆないし約１２５０゜Ｆの
範囲で、第３の予め選択された時間として、約１時間熱
処理されるべきである。より好ましい実施形態において
は、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、
該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理
され、次いで約１３２５゜Ｆ±２５゜Ｆで約８時間熱処
理され、次いで約１２００゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱
処理されるべきである。
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新し
い鍛造部分を鋳造品に取付けることができる。部品が、
鍛造ワスパロイ構成要素又は鍛造ルネ４１構成要素のい
ずれかに溶接された鋳造インコネル７１８構成要素を含
む場合、それらの構成要素が互いに溶接された後に、溶
接応力を除去し該部品を適切にエージングするために、
該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲
で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理
され、次いで約１２５０゜Ｆないし約１３５０゜Ｆの範
囲で、第２の予め選択された時間として、約８時間熱処
理され、次いで約１１５０゜Ｆないし約１２５０゜Ｆの
範囲で、第３の予め選択された時間として、約１時間熱
処理されるべきである。より好ましい実施形態において
は、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、
該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理
され、次いで約１３２５゜Ｆ±２５゜Ｆで約８時間熱処
理され、次いで約１２００゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱
処理されるべきである。
【００１９】鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新し
い鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品
がインコロイ９０７鍛造構成要素に溶接された鋳造イン
コネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が
互いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエー
ジングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約
１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間とし
て、約１時間熱処理され、次いで約１４００゜Ｆないし
約１５２５゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間と
して、約１６時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆな
いし約１２００゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時
間として、約８時間熱処理されるべきである。より好ま
しい実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエ
ージングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５
゜Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１４７５゜Ｆ±２
５゜Ｆで約１６時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆ
±２５゜Ｆで約８時間熱処理されるべきである。
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新し
い鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品
がインコロイ９０７鍛造構成要素に溶接された鋳造イン
コネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が
互いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエー
ジングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約
１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間とし
て、約１時間熱処理され、次いで約１４００゜Ｆないし
約１５２５゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間と
して、約１６時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆな
いし約１２００゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時
間として、約８時間熱処理されるべきである。より好ま
しい実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエ
ージングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５
゜Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１４７５゜Ｆ±２
５゜Ｆで約１６時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆ
±２５゜Ｆで約８時間熱処理されるべきである。
【００２０】鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新し
い鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品
が鍛造インコロイ９０９構成要素に溶接された鋳造イン
コネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が
溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージング
するために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６０
０゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約
１時間熱処理され、次いで約１３５０゜Ｆないし約１４
５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、
約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆないし約１
２２５゜Ｆで、第３の予め選択された時間として、約４
時間熱処理されるべきである。第３の予め選択された時
間は、望むのなら、範囲内の上限温度であれば、１時間
に短縮できる。
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新し
い鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品
が鍛造インコロイ９０９構成要素に溶接された鋳造イン
コネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が
溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージング
するために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６０
０゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約
１時間熱処理され、次いで約１３５０゜Ｆないし約１４
５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、
約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆないし約１
２２５゜Ｆで、第３の予め選択された時間として、約４
時間熱処理されるべきである。第３の予め選択された時
間は、望むのなら、範囲内の上限温度であれば、１時間
に短縮できる。
【００２１】鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後、新しい
鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が
鍛造インコロイ９０３構成要素に溶接された鋳造インコ
ネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互
いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージ
ングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１
６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間とし
て、約１時間熱処理され、次いで約１２５０゜Ｆないし
約１３５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間と
して、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆない
し約１２００゜Ｆの範囲で、機械特性を達成し且つ内部
応力が無くなるように第３の予め選択された時間で熱処
理されるべきである。一例として、第３の予め選択され
た時間として８時間かかるかもしれない。より好ましい
実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエージ
ングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆ
で約１時間熱処理され、次いで約１３２５゜Ｆ±２５゜
Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１２００゜Ｆ±２５
゜Ｆで約１時間熱処理されるべきである。
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後、新しい
鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が
鍛造インコロイ９０３構成要素に溶接された鋳造インコ
ネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互
いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージ
ングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１
６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間とし
て、約１時間熱処理され、次いで約１２５０゜Ｆないし
約１３５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間と
して、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆない
し約１２００゜Ｆの範囲で、機械特性を達成し且つ内部
応力が無くなるように第３の予め選択された時間で熱処
理されるべきである。一例として、第３の予め選択され
た時間として８時間かかるかもしれない。より好ましい
実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエージ
ングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆ
で約１時間熱処理され、次いで約１３２５゜Ｆ±２５゜
Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１２００゜Ｆ±２５
゜Ｆで約１時間熱処理されるべきである。
【００２２】鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後、新しい
鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が
鍛造インコネル７１８構成要素に溶接された鋳造インコ
ネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互
いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージ
ングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１
６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間とし
て、約１時間熱処理され、次いで約１３５０゜Ｆないし
約１４５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間と
して、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆない
し約１２００゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時間
として、約４時間熱処理されるべきである。より好まし
い実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエー
ジングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜
Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１４２５゜Ｆ±２５
゜Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆ±２
５゜Ｆで約４時間熱処理されるべきである。
０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化さ
れ、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後、新しい
鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が
鍛造インコネル７１８構成要素に溶接された鋳造インコ
ネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互
いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージ
ングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１
６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間とし
て、約１時間熱処理され、次いで約１３５０゜Ｆないし
約１４５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間と
して、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆない
し約１２００゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時間
として、約４時間熱処理されるべきである。より好まし
い実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエー
ジングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜
Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１４２５゜Ｆ±２５
゜Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆ±２
５゜Ｆで約４時間熱処理されるべきである。
【００２３】本発明を好ましい実施形態に関連して説明
してきたが、本発明の技術的範囲から逸脱することな
く、種々の変更を行うことができまた均等物をその要素
に置き換えることができることは当業者には明らかであ
ろう。更に、本発明の本質的な技術的範囲から逸脱する
ことなく、特定の状況或いは材料を本発明の教示に適合
させるように多くの修正が可能である。従って、本発明
は、本発明を実施するために考えられる最良の形態とし
て開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、
また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易の
ためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮す
るものではない。
してきたが、本発明の技術的範囲から逸脱することな
く、種々の変更を行うことができまた均等物をその要素
に置き換えることができることは当業者には明らかであ
ろう。更に、本発明の本質的な技術的範囲から逸脱する
ことなく、特定の状況或いは材料を本発明の教示に適合
させるように多くの修正が可能である。従って、本発明
は、本発明を実施するために考えられる最良の形態とし
て開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、
また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易の
ためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮す
るものではない。
【図１】 全部或いは一部が鋳造インコネル７１８を含
む構成要素からなる航空機エンジン部品をクラック発生
後に回復させることができる方法を示すフローチャー
ト。
む構成要素からなる航空機エンジン部品をクラック発生
後に回復させることができる方法を示すフローチャー
ト。
【図２】 鋳造インコネル７１８についての時間−温度
−変態曲線。
−変態曲線。
【図３】 鋳造インコネル７１８についての温度−安定
状態図。
状態図。
１０ 部品を熱処理チャンバ内に置き０．５ミクロンHg
までチャンバを真空排気する １２ チャンバを１０００゜Ｆまで加熱する １４ チャンバの温度を安定にする １６ チャンバを１９５０゜Ｆないし２０００゜Ｆの間
まで加熱する １８ 温度を１時間保持する ２０ チャンバ内に不活性ガスを送入する ２２ チャンバを１０００゜Ｆまで冷却する ２４ チャンバを室温まで冷却する
までチャンバを真空排気する １２ チャンバを１０００゜Ｆまで加熱する １４ チャンバの温度を安定にする １６ チャンバを１９５０゜Ｆないし２０００゜Ｆの間
まで加熱する １８ 温度を１時間保持する ２０ チャンバ内に不活性ガスを送入する ２２ チャンバを１０００゜Ｆまで冷却する ２４ チャンバを室温まで冷却する
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考）
Ｃ２２Ｆ 1/00 ６３０ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６３０Ａ
６３０Ｇ
６３０Ｍ
６５０ ６５０Ａ
６５０Ｄ
６５１ ６５１Ｂ
６９１ ６９１Ａ
６９１Ｂ
６９１Ｃ
６９２ ６９２Ａ
６９２Ｂ
(72)発明者 トマス・ジョセフ・ケリー
アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ
ィ、ベニントン・ドライブ、10185番
(72)発明者 マイケル・ジェームズ・バイマー
アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン
ド、マイアミ・トレイルズ・ドライブ、
6607番
Claims (18)
- 【請求項１】 δソルバスより低温で繰返し熱サイクル
に曝された、インコネル７１８鋳造部分と鍛造部分とを
有する航空機エンジン部品の性質を回復させるための熱
処理方法であって、 処理されるインコネル７１８部品を準備する段階と、 前記部品を、非酸化性雰囲気内で、該部品の変形を最小
とするような昇温速度で、約１９５０゜Ｆないし約２１
５０゜Ｆの範囲の温度まで加熱する段階と、前記部品
を、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲の温度
で析出物が完全に溶体化するのに十分な時間保持する段
階と、 前記部品を、保護的雰囲気内で、δ相の生成を回避しな
がら寸法安定性を維持するのに十分な冷却速度で、約１
０００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲の温度まで冷却
する段階と、 前記部品を室温まで冷却する段階と、 前記部品の前記鍛造部分を取除く段階と、を含むことを
特徴とする方法。 - 【請求項２】 前記加熱する段階が、約０．５ミクロン
Hgの圧力を有する真空のような非酸化性雰囲気を更に含
むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記部品を、変形を最小にするような昇
温速度で加熱する前記段階が、 前記部品を、約９７５゜Ｆないし約１０２５゜Ｆの範囲
の温度まで加熱する段階と、 次いで、前記部品の温度を、約９７５゜Ｆないし約１０
２５゜Ｆの範囲で安定させる段階と、 次いで、前記部品を６０分以内安定させた後に、該部品
を、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲の第２
の温度まで加熱する段階と、 を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 【請求項４】 前記方法は、前記冷却する段階の後に、
前記処理された鋳造インコネル７１８部品を新しい鍛造
インコネル７１８部分に溶接して、補修された部品を作
り出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の
方法。 - 【請求項５】 前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造部
品に溶接する前記段階の後に、前記溶接された部品内の
溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させる
ために、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲の
温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段階
と、次いで約１３５０゜Ｆないし約１４５０゜Ｆの範囲
の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階
と、次いで約１１００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲
の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階と
を含むことを特徴とする、請求項４に記載の方法。 - 【請求項６】 前記第１の予め選択された時間が約１時
間であり、前記第２の予め選択された時間が約８時間で
あり、前記第３の予め選択された時間が約４時間である
ことを特徴とする、請求項５に記載の方法。 - 【請求項７】 前記方法は、前記冷却する段階の後に、
前記処理された鋳造インコネル７１８部品をワスパロイ
及びルネ４１からなる群から選ばれた合金である鍛造部
品に溶接して、補修された部品を作り出す段階を含むこ
とを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 【請求項８】 前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造部
品に溶接する前記段階の後に、前記溶接された部品内の
溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させる
ために、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲の
温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段階
と、次いで約１２５０゜Ｆないし約１３５０゜Ｆの範囲
の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階
と、次いで約１１５０゜Ｆないし約１２５０゜Ｆの範囲
の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階と
を含むことを特徴とする、請求項７に記載の方法。 - 【請求項９】 前記第１の予め選択された時間が約１時
間であり、前記第２の予め選択された時間が約８時間で
あり、前記第３の予め選択された時間が約１時間である
ことを特徴とする、請求項８に記載の方法。 - 【請求項１０】 前記方法は、前記冷却する段階の後
に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を鍛造イ
ンコロイ９０３部品に溶接して、補修された部品を作り
出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方
法。 - 【請求項１１】 前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造
部品に溶接する前記段階の後に、前記溶接された部品内
の溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させ
るために、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲
の温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段
階と、次いで約１２５０゜Ｆないし約１３５０゜Ｆの範
囲の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階
と、次いで約１１００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲
の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階と
を含むことを特徴とする、請求項１０に記載の方法。 - 【請求項１２】 前記第１の予め選択された時間が約１
時間であり、前記第２の予め選択された時間が約８時間
であり、前記第３の予め選択された時間が約８時間であ
ることを特徴とする、請求項１１に記載の方法。 - 【請求項１３】 前記方法は、前記冷却する段階の後
に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を鍛造イ
ンコロイ９０７部品に溶接して、補修された部品を作り
出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方
法。 - 【請求項１４】 前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造
部品に溶接する前記段階の後に、前記溶接された部品内
の溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させ
るために、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲
の温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段
階と、次いで約１４００゜Ｆないし約１５２５゜Ｆの範
囲の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階
と、次いで約１１００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲
の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階と
を含むことを特徴とする、請求項１３に記載の方法。 - 【請求項１５】 前記第１の予め選択された時間が約１
時間であり、前記第２の予め選択された時間が約１６時
間であり、前記第３の予め選択された時間が約８時間で
あることを特徴とする、請求項１４に記載の方法。 - 【請求項１６】 前記方法は、前記冷却する段階の後
に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を鍛造イ
ンコロイ９０９部品に溶接して、補修された部品を作り
出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方
法。 - 【請求項１７】 前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造
部品に溶接する前記段階の後に、前記溶接された部品内
の溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させ
るために、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲
の温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段
階と、次いで約１３５０゜Ｆないし約１４５０゜Ｆの範
囲の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階
と、次いで約１１００゜Ｆないし約１２２５゜Ｆの範囲
の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階と
を含むことを特徴とする、請求項１６に記載の方法。 - 【請求項１８】 前記第１の予め選択された時間が約１
時間であり、前記第２の予め選択された時間が約８時間
であり、前記第３の予め選択された時間が約４時間であ
ることを特徴とする、請求項１７に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/029365 | 2001-12-20 | ||
| US10/029,365 US6755924B2 (en) | 2001-12-20 | 2001-12-20 | Method of restoration of mechanical properties of a cast nickel-based super alloy for serviced aircraft components |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003231957A true JP2003231957A (ja) | 2003-08-19 |
| JP2003231957A5 JP2003231957A5 (ja) | 2006-02-02 |
| JP4554882B2 JP4554882B2 (ja) | 2010-09-29 |
Family
ID=21848648
Family Applications (1)
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