JP2005349478A - 超合金製物品の均一溶接法 - Google Patents

Abstract

【課題】 従来技術の難点を解決する均一溶接法を提供する。
【解決手段】 超合金の均一溶接法は、洗浄および損傷した材料の除去により物品を準備することを含む。次に、物品全体または物品の局部的な領域を、物品がその温度で安定する十分な時間にわたって高温に予熱する。続いて、予熱源を停止する。その後、修理が必要な予め選択された位置において物品を溶接する。溶接された物品は、室温まで冷却してから、物品の応力を除去するために加熱する。
【選択図】 図９

Description

本発明は、主に、溶接に関し、特に、残留応力を減少させるために予熱を使用する超合金の均一溶接法に関する。

航空宇宙部品の製造および修理で使用される一連の金属溶着処理では、固有の残留応力が結果的に生じる。残留応力は、機械部品の強度や寿命を明らかに減少させるが、続く処理作業における一体性および実現性にも影響を与える。例えば、エアフォイルのプラットフォームのエピタキシャル溶接修理後の熱処理中に割れが生じるおそれがある。エピタキシャル溶接や他の溶着処理で形成される部品の品質を制限する主な要因の１つは、過大な残留応力である。溶接後の残留応力が大きい部材は、続く機械加工作業でも激しく変形するおそれがある。

鋳造超合金ＨＰＴ（高圧タービン）ハードウェアの修理に関する最新技術の一つは、高温での均一溶接であり、従来の溶接よりも特性の難点が格段に少なくなる。この技術に関連する典型的な従来技術は、特許文献１〜６を含む。

予熱処理によって均一溶接を有利に達成できることが解析モデリングを通して最近発見された。モデリングでは、この技術が、凝固、機械的な拘束、および温度勾配に関連する応力を低減することで溶接性を改善し、溶接割れや溶接後の熱処理における割れを減少させる可能性を有することが示された。

基準となる熱および機械的な無次元プロセス変量の非線形の熱−機械的有限要素シミュレーションおよび分析によって、特定の溶着処理の主な溶着特性を研究した。本発明の開発に使用された熱−機械的モデルは、残留応力の大きさを捕らえて規定された温度勾配に対する関連性を示すように設計された。

以下で説明および開示するように、高強度鋳造超合金において、予熱による均一溶接によって特定の固有の利点が得られる。
米国特許第５８９７８０１号明細書 米国特許第５５５４８３７号明細書 米国特許第６１４５６８号明細書 米国特許第５３７４３１９号明細書 米国特許第６０８４１９６号明細書 米国特許第５１０６０１０号明細書

よって、本発明の目的は、上述した従来技術の難点を解決する均一溶接法を提供することである。

本発明の他の目的は、残留応力を減少させる超合金の溶接法を提供することである。

本発明のまた他の目的は、残留応力を減少させるために予熱を含む均一溶接による物品の修理法を提供することである。

本発明は、従来の均一溶接法（ｈｏｍｏｇｅｎｅｏｕｓ ｗｅｌｄｉｎｇ ｐｒｏｃｅｓｓ）において、残留応力を減少させるために予熱ステップを使用することに関する。この方法のシーケンスは、洗浄および損傷した材料の除去により物品を準備することを含む。次に、物品全体または物品の局部的な領域を、物品がその温度で安定する十分な時間にわたって高温に予熱する。続いて、予熱源を停止する。その後、修理が必要な予め選択された位置において物品を溶接する。溶接された物品は、室温まで冷却してから、物品の応力を除去するために加熱する。超合金は、あらゆるニッケル基超合金とすることができる。

本発明の技術は、エピタキシャル溶接、高強度溶接部溶加材の形成、高圧タービンブレード先端部の再生に適用可能である。また、タービンエアフォイルのハードウェアの修理にも適用可能である。

本発明では、プロセス変量の操作を通して達成可能である、最大残留応力を減少させる２つの重要なメカニズムが解明された。第１のメカニズムは、レーザ速度およびレーザ出力の変更によって主に実施され、第２のメカニズムは、均一な部品予熱によって主に実施される。

図１〜図６は、エアフォイルのプラットフォームの修理法において、種々の予熱温度における相当残留応力および軸方向残留応力の数値を比較している。均一な部品の予熱によって残留応力がかなり減少することが明らかである。予熱による残留応力の減少の一部は、熱的なひずみの差の減少によるが、大部分は有効降伏応力の減少によるものである。ニッケル基超合金の降伏応力は、温度の増加とともに減少する。部品の予熱によって、最大残留応力が最大降伏応力によって制限される。

基部プレートの高レベルの予熱では、残留応力の減少はレーザ速度およびレーザ出力の非常に弱い関数である。よって、高レベルの予熱では、最大残留応力の大きさに対する影響を最小に保ちながら、全域の出力および速度が使用可能である。

より詳細には、図１〜図６は、エアフォイル１０および根部１４の単純な形状に対するレーザ粉末溶着修理法の弾性−塑性に関連する熱−機械的冶金分析の結果を示している。基材は、図のタイトルに記載されたゼロから１７５０°Ｆ（約９５４℃）までの異なるレベルの予熱でそれぞれモデリングされている。図１、図３、および図５は、根部領域に４度の材料溶着を行った後に残留するミーゼスの応力分布の外形図を示している。修理された領域における最大応力は、それぞれ約１３５ｋｓｉ、９８ｋｓｉ、および９２ｋｓｉであった。これらの３つの図は、１４５０°Ｆ（約７８８℃）に予熱すると、予熱を行わない場合に比べて最大相当残留応力の減少に関して利点がかなり多いことを示している。しかし、１７５０°Ｆまでの予熱レベルの増加は、１４５０°Ｆまでの予熱に比べて得られる利点が比較的少ない。

図２、図４、および図６は、同様に根部領域に４度の材料溶着を行った後の軸方向残留応力分布の外形図を示している。修理領域における最大応力は、それぞれ約１３５ｋｓｉ、１０７ｋｓｉ、９２ｋｓｉ張力であった。これらの３つの図は、１４５０°Ｆに予熱すると、予熱を行わない場合に比べて最大軸方向残留応力の減少に関して利点がかなり多いことを示している。また、１７５０°Ｆまでの予熱レベルの増加は、１４５０°Ｆまでの予熱に比べて得られる利点が比較的少ない。

本発明では、予熱は、典型的に約１４５０〜２３７０°Ｆ（約７８８〜１２９９℃）の範囲で実施される。

図７Ａ〜図１０Ｂは、適切なニッケル基超合金製の高圧タービンブレードプラットフォームなどのガスタービンエンジン要素のエアフォイルの一部に実施された本発明の典型的な溶接修理法を示している。この修理法は、あらゆる高圧圧縮機または高圧タービン要素または上述した合金のような溶接が困難な合金で構成されたあらゆる製品に適用可能である。単純化のために、本発明の方法を、高圧タービンブレードプラットフォームの後縁プラットフォームの修理について例示する。

本発明の実施では、超合金の適切な群は、ガンマ−プライム相ニッケル基合金を含む。典型的な合金のＡＩＳＩ合金名または商標名は、Ｍａｒ−Ｍ２４７、ＩＮ１００、Ｉｎ７３８、ＩＮ７９２、Ｍａｒ−Ｍ２００、Ｂ１９００、ＲＥＮＥ８０、Ａｌｌｏｙ７１３およびその派生物である。

図７Ａ、図７Ｂに示したように、プラットフォーム１２と根部１４とを有するエアフォイル１０は、損傷領域すなわち割れ１６を含む。図８では、損傷領域が機械加工によって取り除かれており、矢印によって示す溶接面が形成されている。図９は、図８に示す溶接面が溶着物により修理されるレーザ溶接・加熱装置すなわちステーション２０を示している。動作時には、レーザ２２が粉末供給２４を生じさせ、この粉末はレーザと接すると溶接表面領域に溶着物２６を形成する。供給粉末の組成は、修理される部品の合金組成と同一または類似のものである。誘導コイル２８は、予熱源を提供する。

図１０Ａは、溶接修理が終了した状態を示しており、図１０Ｂは、仕上げ加工された高圧タービンブレードプラットフォームを示している。

予熱ステップを含むブレードプラットフォーム用の修理法の典型的なシーケンスは、以下の通りである。

ａ．断熱コーティングおよび酸化コーティングを全て除去するとともに、全てのデブリやスマットを除去してブレードを洗浄する。

ｂ．損傷材料を除去するためにブレードを機械加工する（図８参照）。

ｃ．残留応力を取り除くために（１９７５°Ｆ（１０７９℃）で４０分間）熱処理する。

ｄ．溶接前に全ての割れを除去する必要があるので、ｉ）蛍光浸透探傷検査（ＦＰＩ）、ｉｉ）目視検査、ｉｉｉ）Ｘ線のいずれかを使用して機械加工面を点検して、割れが残っていないかどうか調べる（割れが残っているのが検出された場合にはｂ〜ｄのステップを再度繰り返す）（図８参照）。

ｅ．酸化物や他の異物を除去するために、プラットフォームの溶接面を化学洗浄する。

ｆ．溶接（図９参照）。

ｉ）（１４５０〜２０００°Ｆ（７８８〜１０９３℃）の範囲の）高品質の溶接部を得るために必要な温度まで部品を予熱する。

ｉｉ）温度が安定するまで部品を予熱温度で均熱する。

ｉｉｉ）外熱式加熱を停止する。

ｉｖ）溶接する。

ｇ．ブレードを室温まで冷却するか、またはステップ（ｈ）に直接進む。

ｈ．４０分間（１９７５°Ｆ±２５°Ｆ（約１０７９℃±１４℃）で）応力を除去する。

ｉ．元の形状に機械加工する（図１０Ａ，図１０Ｂ参照）。

本発明を図示の好適実施例に関して開示および説明したが、当業者であれば分かるように、請求項によって定義される本発明の趣旨および範囲から逸脱せずに詳細に種々の変更を加えることができる。

基材の予熱を行わなかった場合の相当残留応力を示すエアフォイルプラットフォームの斜視図である。 基材の予熱を行わなかった場合の軸方向残留応力を示すエアフォイルプラットフォームの斜視図である。 基材を１４５０°Ｆに予熱した後の相当残留応力を示すエアフォイルプラットフォームの斜視図である。 基材を１４５０°Ｆに予熱した後の軸方向残留応力を示すエアフォイルプラットフォームの斜視図である。 基材を１７５０°Ｆに予熱した後の相当残留応力を示すエアフォイルプラットフォームの斜視図である。 基材を１７５０°Ｆに予熱した後の軸方向残留応力を示すエアフォイルプラットフォームの斜視図である。 損傷領域を示す高圧タービンブレードの上面図である。 図７Ａのプラットフォームの斜視図である。 損傷領域を除去した図７Ａのプラットフォームを示す説明図である。 図８の矢印で示す損傷領域を溶接するレーザ溶接・加熱装置の斜視図である。 図９の装置による溶接修理部を示す上面図である。 図１０Ａの溶接修理部を仕上げ加工した部品の上面図である。

符号の説明

２０…レーザ溶接・加熱装置
２２…レーザ
２４…粉末供給
２６…溶着物
２８…誘導コイル

Claims (18)

1. 超合金製物品の均一溶接法であって、
   （ａ）修理を要する損傷物品を高温でかつ該物品が前記高温で安定する十分な時間にわたって予熱し、
   （ｂ）前記予熱を終了し、
   （ｃ）修理を要する予め選択された位置において前記物品を溶接し、
   （ｄ）前記溶接物品の応力を除去する十分な温度および時間にわたって該溶接物品を加熱することを含むことを特徴とする均一溶接法。
2. 前記予熱は、約１４５０〜２３７０°Ｆの温度範囲で実施され、前記超合金はガンマ−プライム相ニッケル基合金であることを特徴とする請求項１記載の均一溶接法。
3. 前記応力除去は、約１９７５°Ｆ±２５°Ｆで実施されることを特徴とする請求項１記載の均一溶接法。
4. 前記物品はガスタービンエンジン部品であることを特徴とする請求項１記載の均一溶接法。
5. 前記ガスタービンエンジン部品は、エアフォイル、エアフォイルプラットフォーム、およびタービンブレードからなる群から選択されることを特徴とする請求項４記載の均一溶接法。
6. 前記溶接は、レーザ溶接を含むことを特徴とする請求項１記載の均一溶接法。
7. 超合金製の損傷物品の修理方法であって、
   （ａ）損傷を受けた材料を除去し、
   （ｂ）前記物品を高温でかつ該物品が前記高温で安定する十分な時間にわたって予熱し、
   （ｃ）前記予熱を終了し、
   （ｄ）修理を要する予め選択された位置において前記物品を溶接し、
   （ｅ）前記溶接物品を室温まで冷却し、
   （ｆ）前記溶接物品の応力を除去する十分な温度および時間にわたって該溶接物品を加熱することを含むことを特徴とする修理方法。
8. 前記予熱は、約１４５０〜２３７０°Ｆの温度範囲で実施され、前記超合金はガンマ−プライム相ニッケル基合金であることを特徴とする請求項７記載の修理方法。
9. 前記応力除去は、約１９７５°Ｆ±２５°Ｆで実施されることを特徴とする請求項７記載の修理方法。
10. 前記物品はガスタービンエンジン部品であることを特徴とする請求項７記載の修理方法。
11. 前記ガスタービンエンジン部品は、エアフォイル、エアフォイルプラットフォーム、およびタービンブレードからなる群から選択されることを特徴とする請求項１０記載の修理方法。
12. 前記溶接は、レーザ溶接を含むことを特徴とする請求項７記載の修理方法。
13. 超合金製物品の溶接法であって、
    （ａ）前記物品を高温でかつ該物品が前記高温で安定する十分な時間にわたって予熱し、
    （ｂ）前記予熱を終了し、
    （ｃ）所定の位置において前記物品を溶接し、
    （ｄ）前記物品を室温まで冷却することを含むことを特徴とする溶接法。
14. 前記予熱は、約１４５０〜２３７０°Ｆの温度範囲で実施され、前記超合金はガンマ−プライム相ニッケル基合金であることを特徴とする請求項１３記載の修理方法。
15. 前記物品は、ステップ（ｄ）の後に高温で応力が除去されることを特徴とする請求項１３記載の修理方法。
16. 前記物品はガスタービンエンジン部品であることを特徴とする請求項１３記載の修理方法。
17. 前記ガスタービンエンジン部品は、エアフォイル、エアフォイルプラットフォーム、およびタービンブレードからなる群から選択されることを特徴とする請求項１６記載の修理方法。
18. 前記溶接は、レーザ溶接を含むことを特徴とする請求項１３記載の修理方法。

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