JP4842140B2 - ロウ合金、ロウ合金の使用、及び、ガスタービンの部品などのワークピースの、補修などの加工の方法 - Google Patents

ロウ合金、ロウ合金の使用、及び、ガスタービンの部品などのワークピースの、補修などの加工の方法 Download PDF

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Description

本発明は、ロウ合金並びに多成分系ロウ材に関する。本発明は更に、ロウ合金及び多成分系ロウ材の使用に関し、更には、例えばガスタービンの部品などのワークピースの、例えば補修などの加工の方法に関する。
例えば航空機用エンジンや定置型ガスタービンなどの種々のガスタービンは、その運転中に大きな機械的応力並びに熱応力にさらされる。そのため、航空機用エンジンの運転中に特にそのタービン翼が交番熱応力の作用を受け、また材料が損耗することによって、損傷に至るおそれがある。その結果、熱疲労亀裂や表面の侵食が発生するため、航空機用エンジンの整備ないし補修を行う際には、その熱疲労亀裂や表面の侵食を高い信頼性をもって完璧に補修しなければならない。それを目的として、従来より、溶接法に加えてロウ付け法も用いられている。
また更に、従来より、例えば米国特許第4,830,934号公報や米国特許第5,240,491号公報に記載されているような、ロウ付け法及びロウ材が用いられている。それら従来公知のロウ付け法は、上述した損傷の兆候が現れたときに、それを補修するために用いられる他に、航空機用エンジンの製造時の接合工程でも用いられている。航空機用エンジンのサブアセンブリは、補修後、再び大きな機械的応力及び熱応力にさらされるため、そのようなものにも適用することのできる、新規なロウ合金及びロウ付け法が求められている。
米国特許第４，８３０，９３４号公報 米国特許第５，２４０，４９１号公報
本発明はかかる事情に鑑み成されたものであり、本発明の課題は、新規なロウ合金及び新規な多成分系ロウ材を提供することにある。本発明の更なる課題は、かかるロウ合金及びかかる多成分系ロウ材の使用、並びに保護層の新規な形成方法、新規な保護層、並びに、ガスタービンの部品などのワークピースの、補修などの加工の方法を提供することにある。
この課題は、請求項１に記載のロウ合金によって達成される。
本発明によれば、ロウ合金は、少なくともクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、及びニッケル（Ｎｉ）を含有するニッケル基合金である。これらのうちモリブデン（Ｍｏ）は、従来のロウ合金に用いられていたタングステン（Ｗ）に替わるものである。モリブデン（Ｍｏ）は、固溶体硬化作用によってγニッケル相の強度を高めるものであるが、ただし、タングステン（Ｗ）による場合と同じ程度にまでロウ合金の融点を上昇させてしまうという不都合を生じることがない。
本発明の特に有利な１つの実施の形態では、ロウ合金は更に、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、及びアルミニウム（Ａｌ）を含有している。これらを配合することにより、細粒化硬化作用によって更に強度を高めることができる。タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、それにアルミニウム（Ａｌ）は、γ’相の形成元素である。
これに関しては、以下に示すロウ合金の組成とすると有利である。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７質量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８質量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８質量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
本発明の特に有利な１つの実施の形態では、ロウ合金は更に、パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５質量％、及び、ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５質量％を含有するものである。
パラジウム（Ｐｄ）は、ロウ合金の融点を低下させ、固溶体硬化作用によってγニッケル相の強度を高める。更に、パラジウム（Ｐｄ）は、溶融したロウ合金ないし溶融した多成分系ロウ材の濡れ性及び流動性を高めるという利点も有する。
これに関しては、以下に示すロウ合金の組成とすると有利である。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７質量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８質量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８質量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２質量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５質量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
本発明の特に有利な１つの実施の形態では、ロウ合金は更に、イットリウム（Ｙ）：０．１〜１質量％、及び、ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５質量％を含有するものである。ハフニウム（Ｈｆ）は、パラジウム（Ｐｄ）と同様に、溶融したロウ合金ないし溶融した多成分系ロウ材の濡れ性及び流動性を高めるものであり、また更に、ロウ付け箇所の耐酸化性を向上させるものである。尚、ハフニウムを含有する硬化相は、ロウ付け部の組織を脆化させることから、その割合を低く抑えるために、ハフニウム含有量は５質量％までに制限されている。
イットリウム（Ｙ）は、パラジウム（Ｐｄ）及びホウ素（Ｂ）と同様に、ロウ合金の融点ないし溶融温度範囲を低下させるものであり、Ｐｄ−Ｂ−Ｙの元素の組合せにより目標ロウ付け温度を、１２００℃〜１２６０℃の範囲内に設定することができる。
溶融温度範囲とは、その合金の最も溶融し易い合金成分が溶融し始める温度（固相点）と、完全液体状態になる温度（液相点）との間の温度範囲であると定義されている。
これに関しては、以下に示すロウ合金の組成とすると有利である。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７質量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８質量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８質量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２質量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜１質量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５質量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５質量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
パラジウム、ホウ素、及び、イットリウムと共に、合金成分としてケイ素（Ｓｉ）：０．１〜１質量％を加えることによって、ロウ合金の融点を更に低下させることができる。
特に好適な１つのロウ合金として、請求項２に記載されているものがあり、そのロウ合金の本発明に係る使用方法が、請求項３に記載されている。
本発明に係る多成分系ロウ材は、請求項４に記載されており、その多成分系ロウ材の本発明に係る使用方法が、請求項８に記載されている。
本発明に係るワークピースの補修などの加工の方法は、請求項９に記載された特徴を備えたものである。
従属請求項は、本発明の数々の好適な実施の形態に関する特徴を記載したものであり、それら実施の形態について以下に説明して行く。
本発明は、例えば航空機用エンジンや定置型ガスタービンにおけるガイド翼のように、熱応力及び機械的応力が作用するガスタービンの部品の補修を行うために、ロウ付け法を用いることに関するものである。本発明は更に、ロウ付け法それ自体のみならず、新規なロウ合金ないし新規な多成分系ロウ材を調製することにも、また、かかるロウ合金ないし多成分系ロウ材の使用にも関するものである。かかるロウ合金ないし多成分系ロウ材は、多結晶合金で製作されたタービンの部品の補修にも、また、一方向性凝固合金や単結晶合金で製作されたタービンの部品の補修にも適したものである。かかるロウ付け法、ロウ合金、ないしは多成分系ロウ材を採用することによって、ガスタービンの部品のロウ付け箇所の例えば疲労強度などの機械的特性を、補修を要するガスタービンの部品の構造の健全性を維持することのできる十分な機械的特性とすることが可能である。更に、ロウ付け箇所の酸化特性及び腐食特性も、従来のロウ付け法を用いて補修した箇所と比べてより優れたものとなる。
本発明に係る新規なロウ合金は、ニッケル基合金であって、ニッケル（Ｎｉ）の他に、少なくともクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、及びモリブデン（Ｍｏ）を含有している。本発明によれば、従来のロウ合金に用いられていたタングステン（Ｗ）の大部分が、モリブデン（Ｍｏ）に替えられる。これによって、ロウ合金の融点を上昇させてしまうという不都合を生じることなく、γニッケル相の固溶体硬化作用によって補修箇所の強度を高めることができるという利点が得られる。
本発明に係るロウ合金は、ニッケル（Ｎｉ）、クロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、及びモリブデン（Ｍｏ）に加えて更に、パラジウム（Ｐｄ）及びイットリウム（Ｙ）を含有するものとすることができる。パラジウム（Ｐｄ）とイットリウム（Ｙ）とのいずれも、ロウ合金の溶融温度範囲を低下させて１０５０℃〜１２００℃の範囲にするという利点をもたらすと共に、ロウ合金ないしロウ付け箇所の酸化特性を改善するものである。パラジウム（Ｐｄ）の含有量は、最大５質量％までに制限することが望ましく、なぜならば、パラジウム（Ｐｄ）をあまり大量に配合すると、ロウ合金が非常に高価なものになってしまうからである。
本発明に係るロウ合金に配合することが望ましい更に別の元素として、ホウ素（Ｂ）がある。ホウ素（Ｂ）は、パラジウム（Ｐｄ）及びイットリウム（Ｙ）と同様に、ロウ合金の溶融温度範囲を低下させて１０５０℃〜１２００℃の範囲とするという利点をもたらすものであり、本発明においては、その含有量を、最大２．５質量％までに制限している。ホウ素（Ｂ）を、最大２．５質量％までに制限することによって、ロウ付け箇所に含まれる脆化の原因となる酸化ホウ素の含有量を、効果的に制限することができる。
更に、本発明によれば、上述した本発明に係るロウ合金が、以上に挙げた元素に加えて更に、アルミニウム（Ａｌ）、タンタル（Ｔａ）、及びニオブ（Ｎｂ）を含有するものとすることができる。アルミニウム（Ａｌ）の含有量は、２〜８質量％の間とすることが好ましい。本発明に係るロウ合金においては、タンタル（Ｔａ）の含有量は１〜８質量％とし、ニオブ（Ｎｂ）の含有量は０．１〜２質量％とするようにしている。タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、それにアルミニウム（Ａｌ）のような、γ’相の形成元素を合金に配合することによって、既に述べた固溶体硬化作用に加えて、更に、細粒化硬化作用が得られるため、ロウ付け箇所の機械的強度を更に高めることができる。
更に、本発明に係るロウ合金は、ハフニウム（Ｈｆ）を１〜５質量％の含有量で含有するものとすることができる。ハフニウムを配合することによって、溶融したロウ合金の濡れ性及び流動性を高め、また、補修した部品の補修箇所の耐酸化性を向上させることができる。ハフニウム（Ｈｆ）の含有量は、その最大値を５質量％に制限しており、これは、ロウ付け箇所においてハフニウムを含有する硬化相が脆化作用を持つことから、その割合の限界だからである。
更に、本発明に係るロウ合金は、ケイ素（Ｓｉ）を０．１〜１質量％の含有量で含有するものとすることができる。ケイ素（Ｓｉ）を配合することで、部品の補修箇所における酸化ホウ素相の割合を増大させることなく、パラジウム（Ｐｄ）、イットリウム（Ｙ）、及びホウ素（Ｂ）による融点降下作用を促進し、強化することができる。
本発明の１つの好適な実施の形態によれば、以上に説明した本発明に係るロウ合金は、以下に示す組成を有するものである。
クロム（Ｃｒ）：５〜１７質量％、
コバルト（Ｃｏ）：８〜１５質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：１〜５質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２〜８質量％、
タンタル（Ｔａ）：１〜８質量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２質量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜１質量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５質量％、
パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５質量％、
ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５質量％、
ケイ素（Ｓｉ）：０．１〜１質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
本発明の別の好適な実施の形態によれば、以上に説明した本発明に係るロウ合金は、以下に示す組成を有するものである。
クロム（Ｃｒ）：９〜１１質量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１１質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．５〜４．５質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：３．５〜４．５質量％、
タンタル（Ｔａ）：１．５〜２．５質量％、
ニオブ（Ｎｂ）：０．５〜１．５質量％、
イットリウム（Ｙ）：０．１〜０．５質量％、
ハフニウム（Ｈｆ）：３．５〜４．５質量％、
パラジウム（Ｐｄ）：３．５〜４．５質量％、
ホウ素（Ｂ）：１．５〜２．０質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
本発明に係るロウ合金は、航空機用エンジンのガイド翼の補修に用いるのに特に適しており、このガイド翼には、多結晶合金で製作したもの、一方向性凝固合金で製作したもの、それに単結晶合金で製作したものがある。本発明に係るロウ合金を使用して、ガスタービンの補修を必要とする部分の補修を行ったところ、そのロウ付け箇所の機械的特性は、損傷していないガイド翼の材料の機械的特性と殆ど変わるところがなかった。本発明に係るロウ合金は、エンジンの部品の補修に特に適したものである。
本発明に係るロウ合金は、溶融特性、流動性、及び濡れ性のいずれにおいても、非常に優れたものであり、更には、亀裂充填性においても、非常に優れたものである。
融点降下元素であるイットリウム（Ｙ）及びパラジウム（Ｐｄ）のロウ合金の溶融温度範囲に対する融点降下作用を、以下に熱量計の測定結果によって示す。
以下に、４種類のロウ合金Ａ２、Ａ３、Ａ５、及びＡ１０を比較しながら説明する（組成については表１を参照されたい）。
これらロウ合金を夫々に電弧炉内で溶融して、質量が約１０ｇの鋳塊とした上で、熱量計で測定するために、それら鋳塊から質量が５０〜７０ｍｇの試料を採取した。こうして採取した試料について、ＤＳＣ（示差走査熱量計）を使用して、個々のロウ合金の溶融特性を調べた。熱量計としては、Netsch社の「DSC 404型」熱量計を使用した。
表２に、試験をしたロウ合金Ａ２、Ａ３、Ａ５、及びＡ１０の固相点及び液相点を示した。
表２に示した固相点及び液相点の値は、ホウ素元素に加えて更に、融点降下元素であるＹ及びＰｄを加えた場合の本発明による効果を明らかにしたものである。
ロウ合金Ａ１０は、ホウ素を含有するだけで、Ｙ及びＰｄのいずれも含有しておらず、そのため固相点は１０６８℃という最も高い温度になっており、また、液相点は１２４４℃となっている。
ロウ合金Ａ５は、Ｙを０．５質量％含有しているが、Ｐｄを含有していない。ロウ合金Ａ１０と比べると、Ａ５では、固相点は明らかに低下して１０３９℃になっているが、液相点は１２４９℃であり、Ａ１０よりやや高い。
Ａ３でも同様の効果が得られ、これは、Ｐｄを４質量％含有しているが、Ｙを含有していない。
合金Ａ２のように、ＹとＰｄとを組合せて配合した場合には、Ａ１０と比べて、固相点（１０５９℃）と液相点（１１９６℃）との両方が、明らかに低下している。これは、液相点と固相点との差である溶融温度範囲が、Ａ２の場合には１３７℃であって、他のロウ合金と比べて、最も狭くなっていることによるものである。このことが有利であるのは、溶融温度範囲が狭いほど、加熱したときにロウ合金が迅速に且つ完全に溶融するからである。それによって、溶融したロウ合金に成分の局所的不均一が発生することが防止されると共に、優れた濡れ性及び亀裂充填性が確実に得られる。
従って、本発明に係るロウ合金においては、イットリウムとパラジウムという２つの合金元素を組合せて、それらをホウ素と共に融点硬化材として使用することが、非常に有利であるといえる。
従来、このように組成を最適化した公知のロウ合金は、存在していなかった。
以上に説明したロウ合金のロウ付け温度は、多結晶合金、一方向性凝固合金、ないしは
単結晶合金の、様々な溶融アニール温度に適合するものである。
本発明は更に、上述した本発明に係るロウ合金を用いた、新規な多成分系ロウ材を提供するものである。この新規な多成分系ロウ材は、上述した本発明に係るロウ合金と、それに添加される少なくとも１つの添加材とで構成されるものである。ロウ合金と添加材とを混合することによって、多成分系ロウ材が得られ、ただし、ここでいう混合は、粉体状の成分材料を混合することに必ずしも限定されるものではない。
多成分系ロウ材の粉体状の成分材料を、補修しようとする箇所に塗布可能できるようにするために、本発明においては、それら成分材料にバインダを混合する。そして、それによって得られるペーストを、吹付器またはヘラを用いて、補修しようとする箇所に塗布する。多成分系ロウ材におけるバインダの含有量は、粉体状の成分材料に対して１〜１５質量％としている。
添加材としては、その溶融温度範囲がロウ合金の溶融温度範囲より高温側にある合金の金属粉体を用いる。添加材は、例えばニッケル基合金やコバルト基合金などとすることができる。本発明に係るロウ合金と、添加材とを、然るべく混合することによって、例えばタービンのガイド翼などの補修しようとする部品の材料に特に適した多成分系ロウ材を調製することができる。このように、多成分系ロウ材を、様々な粉体量のロウ合金及び添加材で構成するようにしており、それらロウ合金及び添加材の混合比は自由に選択することができる。そのため当業者は、みずからの裁量により適当な混合比を選択すればよい。
金属粉体から成る好ましい添加材は、ニッケル（Ｎｉ）に加えて更に、以下の元素のうちの少なくとも１つまたは幾つかを含有するものである。
クロム（Ｃｒ）：３０質量％以下、
コバルト（Ｃｏ）：２０質量％以下、
タングステン（Ｗ）：１５質量％以下、
モリブデン（Ｍｏ）：１０質量％以下、
アルミニウム（Ａｌ）：１０質量％以下、
タンタル（Ｔａ）：１０質量％以下、
チタン（Ｔｉ）：１０質量％以下、
レニウム（Ｒｅ）：１０質量％以下、
鉄（Ｆｅ）：５質量％以下、
ニオブ（Ｎｂ）：５質量％以下、
イットリウム（Ｙ）：５質量％以下、
ハフニウム（Ｈｆ）：５質量％以下、
パラジウム（Ｐｄ）：５質量％以下、
炭素（Ｃ）：１質量％以下、
ジルコニウム（Ｚｒ）：１質量％以下、
ホウ素（Ｂ）：１質量％以下、
ケイ素（Ｓｉ）：１質量％以下。
また、以上に説明した添加材は、以下に示す組成を有するものとすることが好ましい。
クロム（Ｃｒ）：１３．７〜１４．３質量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１０質量％、
タングステン（Ｗ）：３．７〜４．３質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．７〜４．３質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２．８〜３．２質量％、
チタン（Ｔｉ）：４．８〜５．２質量％、
炭素（Ｃ）：０．１５〜０．１９質量％、
ジルコニウム（Ｚｒ）：０．０３〜０．１質量％、
ホウ素（Ｂ）：０．０１〜０．０２質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
ロウ合金と添加材とから成る以上の多成分系ロウ材に対して、そのロウ材系の静荷重強度及び繰返荷重強度によれば、補修箇所のロウ付け部の組織がガスタービンにおける熱応力及び機械的応力に耐えられるだけの十分な抵抗力を持ち得るということを確かめることを目的とする計画的な試験を実施した。
この目的を達成するために、下記に示すように、熱間引張試験及び疲労試験（ＬＣＦ）を実施した。
以下に説明する試験は、良好な溶融特性と良好な亀裂充填性とを持つように選定した多成分系ロウ材に対して行ったものである。この多成分系ロウ材は、ロウ合金Ａ２と添加材Ｍ１とを１：１の混合比（質量％）で混合したものであり、添加材Ｍ１は以下に示す組成を有する。
クロム（Ｃｒ）：１３．７〜１４．３質量％、
コバルト（Ｃｏ）：９〜１０質量％、
タングステン（Ｗ）：３．７〜４．３質量％、
モリブデン（Ｍｏ）：３．７〜４．３質量％、
アルミニウム（Ａｌ）：２．８〜３．２質量％、
チタン（Ｔｉ）：４．８〜５．２質量％、
炭素（Ｃ）：０．１５〜０．１９質量％、
ジルコニウム（Ｚｒ）：０．０３〜０．１質量％、
ホウ素（Ｂ）：０．０１〜０．０２質量％、及び、
残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成。
高温引張試験は、８７１℃±３℃の温度で行った。放射炉を用いて試験片を加熱し、試験片の全体に亘って一様な温度分布となるようにした。試験は油圧サーボ式試験機によって行った。引張速度を０．９３ｍｍ／分に設定した。従って、この試験は変位制御方式に分類されるものである。
試験片としては
ＤＳ合金で製作した平板型引張試験片を使用し、この試験片の断面寸法は６．３５×１．５ｍｍとし、測定長は２５．４ｍｍとした。この平板型試験片は、通常使用されている丸棒型試験片よりも好ましいものであり、それは、寸法形状が実際の用途により近いからである。即ち、この平板型試験片は、厚さが１．５ｍｍのタービン用ガイド翼の薄肉の翼板部を擬したものである。
試験は各々３本ずつの試験片を用いて行った。３本の試験片にはその試験片を横断するロウ付けを施すための溝を形成し、その溝幅は夫々０．２５ｍｍ、０．５ｍｍ、及び１．０ｍｍとした。それら溝に上述した多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１をロウ付け、即ち充填した。
表３に、高温引張強度（ＵＴＳ）の測定値を示した。表３には更に、基礎材料のデータとして、ニッケル基合金である
及び
のＵＴＳの値を併せて示した。
表３からは、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１が、非常に優れた高温引張特性を持つものであることが分かる。
溝幅が０．２５ｍｍの場合には、Ａ２／Ｍ１の高温引張強度（ＵＴＳ）の値は、基礎材料である
のＵＴＳ値に匹敵しており、これは「DSR 142」のＵＴＳ値の７５％に相当している。また、溝幅が０．５ｍｍ、及び１．０ｍｍの場合でも、高温引張強度（ＵＴＳ）は、夫々、８０％
、及び６０％
に達している。
以上の高温引張試験は、ロウ付け部の組織の強度特性の目安を与えるものである。これに対して、ＬＣＦ試験の結果は、より大きな意味を持っており、なぜならば、ＬＣＦ試験は、ガスタービンの部品に作用する交番熱応力及び交番機械的応力を、実際のものに、より近い状態で再現する試験だからである。
ＬＣＦ試験の試験温度は、９８２℃±１０℃とし、
ＤＳ合金で製作した平板型引張試験片を、誘導加熱方式により加熱した。また、平板型引張試験片の断面寸法は９．５３×１．５５ｍｍとし、測定長は１２．７ｍｍとした。試験方法は、荷重制御方式で、正弦波状に変化する一軸応力を作用させ、その引張疲労限界強度を測定する試験とした。試験片に作用させる応力は、その変動周期を２０サイクル／分とし、平均応力に対する応力振幅の比を０．９５とした。
高温引張試験と同様に、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１を使用し、また、平板型試験片は、その試験片を横断するロウ付けを施すための溝の溝幅を、０．２５ｍｍ、０．５ｍｍ、及び１．０ｍｍの３通りとして、最大応力を様々に設定して試験を行った。
表４に、ＬＣＦ試験の試験結果を示した。尚、表中の値はいずれも平均値である。
表４は、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１が、非常に優れた疲労特性を持つものであることを示している。
高温引張試験と同様に、このＬＣＦ試験の結果でも、疲労限界強度ないし引張限界強度が、ロウ付け部の溝幅に対する依存性を有することが示されている。載荷繰返回数がＬＣＦ試験における典型的な値である５０００回のとき、溝幅が０．２５ｍｍ及び０．５ｍｍの場合では、Ａ２／Ｍ１の疲労強度の値が、基礎材料である
の値の６５〜７０％に、また基礎材料である
の５０〜５５％になっている。そして、溝幅が１．０ｍｍの場合には、それより更に僅かに低下して、基礎材料の疲労強度の夫々６０％
、及び４８％
になることが分かる。
この試験の測定結果として得られた、多成分系ロウ材Ａ２／Ｍ１の疲労限界強度ないし引張限界強度は、従来の多成分系ロウ材と比べて明らかに高い強度である。
本発明に係るロウ合金ないし本発明に係る多成分系ロウ材を用いて、ワークピースの補修などの加工のための新規な方法を実施することができ、この方法により、例えば航空機用エンジンのガイド翼の加工などを行うことができる。また、ワークピースは、多結晶合金製のものでもよく、一方向性凝固合金製ものでもよく、単結晶合金製のものでもよい。
本発明に係る方法は、本発明に係るロウ合金ないしは本発明に係る多成分系ロウ材を用いて行う高温拡散ロウ付け法に基づいた方法である。また、補修方法として利用し得る方法である。この高温拡散ロウ付け法は、以下の条件に従って実行するものである。
真空下または保護ガス雰囲気下で１２００〜１２６０℃の温度にまで加熱してその温度を１５〜６０分間保持し、
真空下または保護ガス雰囲気下で１１００〜１１４０℃の温度にまで冷却してその温度を約２４０分間保持し、
真空下または保護ガス雰囲気下で１０８０〜１１２０℃の温度にまで冷却してその温度を約６０分間保持する。
以上の高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、次の熱処理工程を実行するようにしてもよく、その熱処理工程とは、真空下または保護ガス雰囲気下で１０６５〜１０９３℃の温度にまで加熱してその温度に約２４０分間保持するというものであり、この熱処理工程は、好ましくは表面被膜形成処理の一環として行われるものである。
更に、以上の高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、次の熱処理工程を実行するようにしてもよく、その熱処理工程とは、真空下または保護ガス雰囲気下で８７１〜９２７℃の温度にまで加熱してその温度に６０〜９６０分間保持するというものであり、この熱処理工程は、好ましくは時効処理の一環として行われるものである。
当然のことながら、上述したロウ合金ないし多成分系ロウ材の使用方法は、補修方法だけに限定されるものではない。本発明に係るロウ合金並びに本発明に係る多成分系ロウ材は、広く一般的に接合加工に用い得るものである。ただし、合金の混合比ないしは添加材の混合比を補修目的に合わせて最適化することによって、航空機用エンジンのガイド翼の補修に用いるのに特に有利なものとなる。

Claims (14)

  1. 少なくとも元素としてクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、及びニッケル（Ｎｉ）を含有するニッケル基のロウ合金であって、
    クロム（Ｃｒ）：５〜１７質量％、
    コバルト（Ｃｏ）：８〜１５質量％、
    モリブデン（Ｍｏ）：１〜５質量％、
    アルミニウム（Ａｌ）：２〜８質量％、
    タンタル（Ｔａ）：１〜８質量％、
    ニオブ（Ｎｂ）：０．１〜２質量％、
    イットリウム（Ｙ）：０．１〜１質量％、
    ハフニウム（Ｈｆ）：１〜５質量％、
    パラジウム（Ｐｄ）：０．５〜５質量％、
    ホウ素（Ｂ）：０．５〜２．５質量％、及び、
    残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成を有することを特徴とするロウ合金。
  2. 少なくとも元素としてクロム（Ｃｒ）、コバルト（Ｃｏ）、モリブデン（Ｍｏ）、及びニッケル（Ｎｉ）を含有するニッケル基のロウ合金であって、
    クロム（Ｃｒ）：９〜１１質量％、
    コバルト（Ｃｏ）：９〜１１質量％、
    モリブデン（Ｍｏ）：３．５〜４．５質量％、
    アルミニウム（Ａｌ）：３．５〜４．５質量％、
    タンタル（Ｔａ）：１．５〜２．５質量％、
    ニオブ（Ｎｂ）：０．５〜１．５質量％、
    イットリウム（Ｙ）：０．１〜０．５質量％、
    ハフニウム（Ｈｆ）：３．５〜４．５質量％、
    パラジウム（Ｐｄ）：３．５〜４．５質量％、
    ホウ素（Ｂ）：１．５〜２．０質量％、及び、
    残部のニッケル（Ｎｉ）を含有し、以上の総和が１００質量％となる組成を有することを特徴とするロウ合金。
  3. 請求項１又は２記載のロウ合金を、航空機用エンジンまたは定置型ガスタービンとして構成されたガスタービンの部品の補修に用いる、使用方法。
  4. ロウ合金と、多成分系ロウ材の成分としての添加材とから成る、多成分系ロウ材であって、
    請求項１又は２記載のロウ合金と、該ロウ合金の融点より高い溶融温度範囲を有する少なくとも１つの添加材とから成ることを特徴とする多成分系ロウ材。
  5. 前記添加材がニッケル基合金またはコバルト基合金であることを特徴とする請求項４記載の多成分系ロウ材。
  6. 前記添加材が、ニッケル基のものであって、ニッケル（Ｎｉ）に加えて更に、以下の元素のうちの何れか１つまたは幾つかを含有する、
    クロム（Ｃｒ）：３０質量％以下、
    コバルト（Ｃｏ）：２０質量％以下、
    タングステン（Ｗ）：１５質量％以下、
    モリブデン（Ｍｏ）：１０質量％以下、
    アルミニウム（Ａｌ）：１０質量％以下、
    タンタル（Ｔａ）：１０質量％以下、
    チタン（Ｔｉ）：１０質量％以下、
    レニウム（Ｒｅ）：１０質量％以下、
    鉄（Ｆｅ）：５質量％以下、
    ニオブ（Ｎｂ）：５質量％以下、
    イットリウム（Ｙ）：５質量％以下、
    ハフニウム（Ｈｆ）：５質量％以下、
    パラジウム（Ｐｄ）：５質量％以下、
    炭素（Ｃ）：１質量％以下、
    ジルコニウム（Ｚｒ）：１質量％以下、
    ホウ素（Ｂ）：１質量％以下、
    ケイ素（Ｓｉ）：１質量％以下、
    残部のニッケル（Ｎｉ）であって、以上の総和が１００質量％となるもの、
    であることを特徴とする請求項４又は５記載の多成分系ロウ材。
  7. 前記添加材が、ニッケル基のものであって、ニッケル（Ｎｉ）に加えて更に、以下の元素のうちの何れか１つまたは幾つかを含有する、
    クロム（Ｃｒ）：１３．７〜１４．３質量％、
    コバルト（Ｃｏ）：９〜１０質量％、
    タングステン（Ｗ）：３．７〜４．３質量％、
    モリブデン（Ｍｏ）：３．７〜４．３質量％、
    アルミニウム（Ａｌ）：２．８〜３．２質量％、
    チタン（Ｔｉ）：４．８〜５．２質量％、
    炭素（Ｃ）：０．１５〜０．１９質量％、
    ジルコニウム（Ｚｒ）：０．０３〜０．１質量％、
    ホウ素（Ｂ）：０．０１〜０．０２質量％、
    残部のニッケル（Ｎｉ）であって、以上の総和が１００質量％となるもの、
    であることを特徴とする請求項４乃至６の何れか１項記載の多成分系ロウ材。
  8. 請求項４乃至７の何れか１項記載の多成分系ロウ材を、航空機用エンジンまたは定置型ガスタービンとして構成されたガスタービンの部品の補修に用いる、使用方法。
  9. ワークピースの加工をロウ合金またはロウ合金を含む多成分系ロウ材を用いたロウ付けによって行う加工の方法において、
    前記ロウ合金が請求項１又は２記載のロウ合金であることを特徴とする方法。
  10. 前記多成分系ロウ材が請求項４乃至７の何れか１項記載の多成分系ロウ材であることを特徴とする請求項９記載の方法。
  11. 前記ロウ付けの方法として高温拡散ロウ付け法を用いることを特徴とする請求項９又は１０記載の方法。
  12. 前記ロウ付けの方法として用いる前記高温拡散ロウ付け法を、
    真空下または保護ガス雰囲気下で１２００〜１２６０℃の温度にまで加熱してその温度を１５〜６０分間保持し、
    真空下または保護ガス雰囲気下で１１００〜１１４０℃の温度にまで冷却してその温度を約２４０分間保持し、
    真空下または保護ガス雰囲気下で１０８０〜１１２０℃の温度にまで冷却してその温度を約６０分間保持する、
    ことによって実行することを特徴とする請求項１１記載の方法。
  13. 前記高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、真空下または保護ガス雰囲気下で１０６５〜１０９３℃の温度にまで加熱してその温度を約２４０分間保持する熱処理工程を実行することを特徴とする請求項１１又は１２記載の方法。
  14. 前記高温拡散ロウ付け法の実行に続いて、真空下または保護ガス雰囲気下で８７１〜９２７℃の温度にまで加熱してその温度を６０〜９６０分間保持する熱処理を実行することを特徴とする請求項１１又は１２記載の方法。
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