JP2005231024A - 硫化作用を受けた部品やエーロフォイルを補修する補修方法 - Google Patents

Abstract

【課題】熱影響領域と溶接後の応力発生とを最小限にしつつ、運転仕様を満たすように硫化作用を受けた部品を修復する。
【解決手段】硫化作用を受けた部品（例えば、回転ガスタービンエンジンのタービン部品）を補修する補修方法は、硫化作用を受けた部分を有した部品を準備するステップ６２と、上記作用を受けた部分を除去するステップ６５と、上記部品に交換部材をレーザ被覆するステップ６６と、を含む。この補修方法は、研磨洗浄により硫化部分を除去するステップ６４や、上記部品から余分な部分の材料を機械加工するステップ６８や、上記交換部材を熱処理するステップ６９を、さらに含んでもよい。
【選択図】図８

Description

本発明は、硫化（sulphidation）作用を受けた部品、例えばガスタービンエンジン部品、を補修する方法に関する。

回転ガスタービンエンジンは、圧縮機区間、燃焼器区間、およびタービン区間を含む。上記の圧縮機区間およびタービン区間の内部には、一連の回転可能なブレードがタービンホイール上に配設され、静止したタービンベーン（ステータベーン）の間に組み合わせられる。ブレードやベーンの各々は、エンジンを通過するコアガス流の境界の画定に役立つ１つまたは複数のプラットフォームを備える。高温燃焼ガスが、タービンエンジン内を（特に上記タービン区間内を）通過すると、ブレードを回転可能に駆動し、シャフトを回転させ、ひいては、シャフト仕事量を付与して上記圧縮機区間や他の補助システムを駆動させる。ガス温度が高温になればなるほど、タービン区間内で取り出すことが可能な仕事量が増大し、総合効率が上昇する。タービン区間の作動温度特性を向上するために、超合金材料（superalloy material）を用いてタービンエーロフォイル（ブレードおよびベーン）が製造される。上記材料は高温度において機械的な強度を維持する。

運転時には、タービンブレードやタービンベーンの種々の表面は、硫化作用を受けて劣化しやすい。硫化作用は、多くの場合高温腐食として知られ、硫酸塩（通常、Ｎａ₂ＳＯ₄や他の汚染物質）によって引き起こされる腐食形態をいう。この硫化作用により、金属の通常の組織が溶かされ、破壊され、あるいは、崩壊し、時間が経つと、金属の炭化物網状組織（carbide network）が溶解する。

タービンエンジンは所定の飛行時間の間運転すると、エンジンマニュアルによってコンプリートオーバーホールが要求される。上記エンジンは分解され、上記のブレードやベーンの定期点検が行われる。損傷が発見されれば、その後上記ブレードは廃棄されるか、もしくは補修される。

点検作業においてタービンエーロフォイルの定期点検により硫化に起因した損傷が明らかになった場合には、その後、上記構造は研磨洗浄される。この洗浄工程は、上記構造を洗浄した後これを極端に薄くさせてしまう。所定の厚さを超えていれば、上記エーロフォイルは上記エンジン内で再度利用可能である。所定の厚さ未満であれば、交換用エーロフォイルを使用しなければならない（つまり、上記エーロフォイルは廃棄される。）か、あるいは、腐食した材料を交換しあるいは腐食した部分を修復して上記エーロフォイルを補修しなければならない。

上記のブレードやベーンの構造を補修するための幾つかの方法が存在する。蝋付け補修は、補修される超合金材料の融点よりも低い融点を有した材料を用いる。従って、上記超合金部材でなく上記蝋付け合金上に酸化や腐食が発生する。しかしながら、この蝋付け合金の耐高温強度は被補修部品に比べより低いため、蝋付け合金は被補修部品と同程度には高温度に耐えられない。

もう１つの方法は、タングステンイナートガス溶接を含む。タングステンイナートガス溶接補修方法は、ロータブレードやステータベーンの修復を行うためによく使用される。しかしながら、タングステンイナートガス溶接は大きな熱影響領域を有し、この熱影響領域は、補修された部品に溶接後の応力や構造上の欠陥（loss of structural integrity）をもたらす。さらに、イナートガス溶接においては頻繁に変形が起こってしまう。

さらにもう１つの方法は、劣化した特定の箇所に対して行われるプラズマ溶射工程を含む。このプラズマ溶射工程では、広範囲かつ平坦な形を成した極薄い層の合金が上記表面に付与される。プラズマ溶射工程の終了後、付与し過ぎた上記合金材料は、構造内の腐食が起こっていない領域から除去されなければならない。特定の箇所において上記劣化が著しい場合には、多数の層の合金を付与しなければならず、かつ上記腐食が起こっていない領域から大部分の合金を除去しなければならない。上記の方法は大変時間の掛かるものであり、このプラズマ溶射作業に含まれる熱応力のために損傷を与えてしまう場合がある。

ワイヤ送給電子ビーム工程が超合金の補修によく用いられる。上記の場合には、溶接の際に高温での亀裂や微細なひび（microfissuring）が発生する場合があるので、超合金上の熱は非常に注意深く制御する必要がある。

熱影響領域と溶接後の応力発生とを最小限にしつつ運転仕様を満たすように構造を修復することができる、回転ガスタービンエンジン内部の構造を補修する方法が必要とされている。

硫化作用を受けた部品を補修する補修方法は、硫化作用を受けた部分を有した部品を準備するステップと、上記作用を受けた部分を除去するステップと、上記部品に交換部材をレーザ被覆するステップと、を含む。

さらに、硫化作用を受けた部品を補修する補修方法は、硫化作用を受けた部分を有した部品を準備するステップと、上記作用を受けた部分を機械加工により除去するステップと、上記部品に交換部材をレーザ被覆するステップと、上記レーザ被覆により生じた余分な部分の材料を除去するステップと、を含む。

硫化作用を受けたタービンブレードを補修する補修方法は、硫化作用を受けた組織を有したタービンブレードを準備するステップと、上記タービンブレードの上記作用を受けた組織を機械加工により除去するステップと、上記タービンブレードに交換組織をレーザ被覆するステップと、上記レーザ被覆により生じた余分な部分の材料を上記タービンブレードから除去するステップと、を含む。

本発明におけるその他の態様や利点は、以下の詳細な説明を参照することにより明らかとなろう。

本発明の一態様は、タービンブレードの根元部プラットフォームの補修についての以下の記載によって説明される。硫化作用によって影響を受け得る部品（回転ガスタービンエンジンのいずれの部品を含む。）であれば、本発明の方法を用いて補修可能であることを理解すべきであろう。

図１に示すように、超合金材料から形成されかつ本発明の方法を用いて適宜に補修されるタービンブレード１０は、エーロフォイル１２と、鋸状のブレード根元部１４（回転可能なタービンディスクに上記ブレードを取り付けるために用いられる）と、上記エーロフォイル１２と鋸状のブレード根元部１４との間に配置されたプラットフォーム１６と、を含む。このブレードプラットフォーム１６は底面１８を備える。この底面１８と上記鋸状のブレード根元部１４との間の領域は、通常ネック部と呼ばれる。通常、タービンブレード１０（および他のガスタービンエンジン部品）は、例えば単結晶や成長方向に平行に配向された複数の柱状粒を含んだ、一方向凝固ニッケル基合金から形成される。単結晶や柱状晶および一方向凝固合金について開示する米国特許には、米国特許第４，２０９，３４８号、米国特許第４，６４３，７８２号、米国特許第４，７１９，０８０号、および米国特許第５，０６８，０８４号が挙げられる。

運転している間に、上記タービンブレード１０は、図２に示すように硫化作用によって損傷を受ける場合がある。適宜な洗浄工程が使用可能であるが、通常は、グリッドブラスト洗浄等の研磨洗浄が上記ブレード上の硫化作用を受けた部分２０から大部分の硫化を除去するために用いられる。この研磨洗浄により、プラットフォーム１６は薄くなり、かつ、関連するエンジンマニュアルで特定されるような適用パラメータの範囲外のものになってしまう場合がある。研磨洗浄後に上記プラットフォーム１６を補修するために、硫化作用を受けた部分２０が、図３に示すように機械加工による切削、形削り、仕上げ削り等の適宜な技術によってプラットフォーム１６から除去される。当業者であれば、レーザ被覆の準備（前工程）として硫化作用を受けた部分２０を除去するためにタービンブレード１０をどのように機械加工するかを理解するであろう。硫化作用を受けた部分２０を除去し機械加工が施された部分２１は、以下に説明するようにレーザ被覆される。

図４に示すレーザ被覆工程の実施例では、焦点が合っていない（defocused）レーザビームやラスタ形の（rastered）レーザビーム２２を用いて、基材２６（この実施例では低圧タービンブレードプラットフォーム１６の上記機械加工された部分２１）上に材料の層を堆積させる。上記レーザビーム２２は、焦点レンズ２４によって、基材２６上にあるいは該基材２６の少し上の高い点２７に集められる。レーザ被覆工程を実施できる装置の一例として、Huffman Corp.（米国、サウスカロライナ州、クローバー、２９７１０にある）から入手可能なHC-205が挙げられる。

焦点レンズ２４の焦点が基材２６上に集められると、少量の材料溶融池（molten pool）２５が形成され、注入粉末２８がこの材料溶融池２５を溶融させる。粉末注入装置３７により上記粉末２８を付与することで、望ましい形で表面領域の組成を変質させることができる。上記材料溶融池２５からレーザビーム２２を除去すると、上記材料溶融池２５は急速に冷えて、基材２６の固体金属の相変化によって硬化する。

あるいは、レーザビーム２２の焦点レンズ２４を、図５に示すように基材２６の表面よりも若干上に位置する高い点２７に焦点を合わしてもよい。この構成では焦点の合っていない高温領域３５が生じ、この領域中に粉末２８が粉末注入装置３７により注入される。
上記粉末２８は十分に加熱されているため、該粉末が基材２６に衝突するときには軟化溶融状態となっている。基材２６に衝突すると、加熱された該粉末２８は、放熱板として機能する比較的冷たい基材２６によって急速に冷やされる。また、当業者に知られた別のレーザ被覆の手法や技術を用いてもよい。上記のようなレーザ被覆工程を実施できる１つの装置が米国特許第５，４４９，５３６号に開示され、本願に引用して援用される。

上記粉末２８は、基材２６（この実施例では補修されるブレードプラットフォーム１６）と組成が類似している。レーザビームのエネルギレベル、粉末特性、ガス流量、およびレーザ被膜工程でのプラットフォーム１６の操作方法は、それぞれ、レーザ被膜の分野の当業者にとっては周知な事項である。図６に示すように、交換部材５０は、ブレードプラットフォーム１６に金属的に結合した材料２８の第１層５２と、この第１層５２に金属的に結合した複数の材料２８の後続の層５４と、から形成される。この第１層と、全ての従属層５４とは、図１に示すようにブレードプラットフォーム１６の外形における物理パラメータに対して、適合あるいは超過していなければならない（つまり、材料が不足せずに、過多となっていればよい）。このレーザ被覆工程により、熱影響のほとんどない領域にはとても薄い層が作られるはずである。さらに、上記交換部材５０は、上記交換部材５０と上記基材２６との間に、滑らかでかつクラックのない境界を有した均一の微細組織を有するはずである。

図７はタービンブレード１０の外形における必要な物理パラメータ以上に余分に堆積した合金材料４０（つまり、材料の余剰）を示す。さらに別の態様は、ブレードプラットフォーム１６から余分な部分の合金材料４０を機械加工するステップを含む。当業者であれば、根元部プラットフォームを所望の寸法に（つまり、仕様を満たす適切な寸法と形状に適合するように）機械加工する方法を理解するであろう。結果的には、交換部材５０はエンジンマニュアルに規定された仕様に適合する。上記機械加工の実施を可能にする装置の一例として、米国イリノイ州にあるOkamoto Corp.から入手可能な研削盤12-24DX が挙げられる。

図８は、フロー図を利用して、レーザ被覆によるプラットフォーム補修方法の一態様を示す。まず、エンジンオーバホール６０がエンジンマニュアルの定めるところにより実行される。上記エンジンオーバホール６０の間に、タービンブレード１０の定期点検６１が実施される。次に、硫化作用を受けたブレードの特定ステップ５２において、タービンエンジン内部で硫化作用を受けたタービンブレード１０が特定される。取り外しステップ６３においては、硫化作用を受けたタービンブレード１０が上記洗浄のためにタービンエンジンから取り外される。次いで、洗浄ステップ６４において、硫化作用を受けた部分２０が全体に亘って研磨洗浄されるため、上記硫化部分の全てあるいはほぼ全てが除去される。上記研磨洗浄により、硫化作用を受けた部分２０は大幅に薄くなって、タービンエンジンへの再組み付けに十分な寸法を有さなくなる場合がある。機械加工ステップ６５においては、機械加工が施された部分２１が残るように上記硫化作用を受けた部分２０が除去される。上記機械加工後の部分２１は、基本的には空隙（void）であり、レーザ被覆工程を用いて同様の組成を有した交換部材５０で充填される。レーザ被覆ステップ６６においては、交換部材５０はタービンブレード１０に金属的に結合される。熱処理ステップ６７は、タービンブレード１０が本来備えている所望の状態や物性を、交換部材５０が得るのに必要なステップであろう。とは言っても、この熱処理ステップ６７は必須ではない（任意である）。合金材料４０の余剰が原因で該交換部材５０がタービンブレード１０の仕様に規定された物理パラメータを超えている場合には、余剰合金材料除去ステップ６８に示すように、タービンブレード１０は上記仕様に収まるように上記機械加工される。必要に応じて、補修されるタービンブレード１０の最適性能を達成できるように熱処理ステップ６９が採用され得る。最後に、一般的な再組み付けステップ７０においてタービンブレード１０がタービンエンジンに再度組み付けられる。

タービンブレード根元部プラットフォームの補修と関連させて本発明の方法を説明したが、硫化作用を受けたいずれの部品の表面を補修、修復（restore）、改修（refurbish）するのに本発明の方法が用いられることが認識されよう。

本明細書を参照した当業者であれば、本発明の多数の改良を想到するであろう。従って、本明細書は、説明目的でのみ使われていると解釈すべきであり、当業者に、実施可能な程度に本発明を実施させ、あるいは、最適な形態を説明するために開示したものである。添付の特許請求の範囲に属する全ての改良に対し独占的な権利が与えられる。

タービンブレードの斜視図。 硫化作用を受けているプラットフォーム上の領域を示したタービンブレードの斜視図。 硫化した領域を除去および洗浄した後の図２のタービンブレードの斜視図。 本発明の方法の使用に適した、一般的なレーザ粉末注入集束構成を示した概略図。 本発明の方法の使用に適した、もう１つのレーザ粉末注入集束構成を示した概略図。 適切にプラットフォーム上にレーザ被覆された層を有したプラットフォームの断面図。 プラットフォーム上に余分な合金材料が付いた図２のタービンブレードの斜視図。 レーザ被覆によるプラットフォーム補修方法の一態様を示したフロー図。

符号の説明

６０…エンジンマニュアルの要求に従ってエンジンのオーバーホールを実行するステップ
６１…摩耗あるいは損傷したタービンブレード１０について定期点検を実施するステップ
６２…タービンエンジンから硫化作用を受けたタービンブレード１０を特定するステップ
６３…タービンエンジンから硫化作用を受けたタービンブレード１０を取り外すステップ
６４…タービンブレード１０上の硫化作用を受けた部分２０を研磨洗浄するステップ
６５…タービンブレード１０上の硫化作用を受けた部分２０を機械加工により除去するステップ
６６…タービンブレード１０上の機械加工が施された部分２１に交換用部材５０をレーザ被覆するステップ
６７…タービンブレード１０上に熱処理を施すステップ（任意）
６８…タービンブレード１０から余分な部分の合金材料を除去するステップ（必要に応じて）
６９…タービンブレード１０上に熱処理を施すステップ（任意）
７０…タービンエンジンにタービンブレード１０を再度組み付けるステップ

Claims (24)

1. 硫化作用を受けた部分を有した部品を準備するステップと、
   上記作用を受けた部分を除去するステップと、
   上記部品に交換部材をレーザ被覆するステップと、
   を含んだ、硫化作用を受けた部品を補修する補修方法。
2. 研磨洗浄により硫化部分を除去するステップをさらに含んだ請求項１に記載の補修方法。
3. 上記部品から余分な部分の材料を機械加工するステップをさらに含んだ請求項１に記載の補修方法。
4. 上記交換部材を熱処理するステップをさらに含んだ請求項１に記載の補修方法。
5. 上記交換部材の組成は上記部品の組成と類似することを特徴とする請求項１に記載の補修方法。
6. 上記部品がエーロフォイルであることを特徴とする請求項１に記載の補修方法。
7. 上記エーロフォイルがタービンブレードであることを特徴とする請求項６に記載の補修方法。
8. 上記作用を受けた部分が上記タービンブレードのプラットフォームの一部であることを特徴とする請求項７に記載の補修方法。
9. 上記エーロフォイルがタービンベーンであることを特徴とする請求項６に記載の補修方法。
10. 硫化作用を受けた部分を有した部品を準備するステップと、
    上記作用を受けた部分を機械加工により除去するステップと、
    上記部品に交換部材をレーザ被覆するステップと、
    上記レーザ被覆により生じた余分な部分の材料を除去するステップと、
    を含んだ、硫化作用を受けた部品を補修する補修方法。
11. 研磨洗浄により硫化部分を除去するステップをさらに含んだ請求項１０に記載の補修方法。
12. 上記交換部材を熱処理するステップをさらに含んだ請求項１０に記載の補修方法。
13. 上記余分な部分の材料は機械加工されることを特徴とする請求項１０に記載の補修方法。
14. 上記交換部材の組成は上記部品の組成と類似することを特徴とする請求項１０に記載の補修方法。
15. 上記部品がエーロフォイルであることを特徴とする請求項１０に記載の補修方法。
16. 上記エーロフォイルがタービンブレードであることを特徴とする請求項１５に記載の補修方法。
17. 上記作用を受けた部分が上記タービンブレードのプラットフォームの一部であることを特徴とする請求項１６に記載の補修方法。
18. 上記エーロフォイルがタービンベーンであることを特徴とする請求項１５に記載の補修方法。
19. 硫化作用を受けた部分を有したエーロフォイルを準備するステップと、
    上記エーロフォイルの上記作用を受けた部分を機械加工により除去するステップと、
    上記エーロフォイルに交換部材をレーザ被覆するステップと、
    上記エーロフォイルの寸法を修復するステップと、
    を含んだ、硫化作用を受けたエーロフォイルを補修する補修方法。
20. 上記修復するステップは、上記レーザ被覆により生じた余分な部分の材料を上記エーロフォイルから除去することを含むことを特徴とする請求項１９に記載の補修方法。
21. 研磨洗浄により硫化部分を除去するステップをさらに含んだ請求項１９に記載の補修方法。
22. 上記交換部材を熱処理するステップをさらに含んだ請求項１９に記載の補修方法。
23. 上記交換部材の組成は上記エーロフォイルの組成と類似することを特徴とする請求項１９に記載の補修方法。
24. 上記作用を受けた部分が上記エーロフォイルのプラットフォームであることを特徴とする請求項１９に記載の補修方法。

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