KR101732341B1 - 브레이징된 표면으로 텍스쳐화된 초합금 포일을 사용하는 구성요소의 보수 - Google Patents

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Abstract

세라믹 열적 배리어 코팅(ceramic thermal barrier coating)(41)을 갖는 가스 터빈 엔진 블레이드(gas turbine engine blade)(40)와 같은 초합금 구성요소는 텍스쳐화된 보수 포일(textured repair foil)(30)을 사용하여 보수된다. 열적 배리어 코팅의 열화된 구역은, 제거되고(14) 기저 초합금 재료 표면이 예비 코팅(coating)을 위해서 준비된다(16). 보수 포일은 붕소가 없는(boron free) 브레이즈(braze) 재료(34)의 층 및 텍스쳐화된 표면(36)을 갖는 초합금 재료(32)의 층을 포함한다. 포일은 브레이즈(20)를 균질화하는데 효과적인 용체화 열처리 중 준비된 표면에 브레이징된다(18). 열적 배리어 코팅(46)의 새로운 영역은, 포일 표면의 텍스쳐링에 의해 향상되는 본드를 사용하여 포일 위에 적용된다.

Description

브레이징된 표면으로 텍스쳐화된 초합금 포일을 사용하는 구성요소의 보수 {COMPONENT REPAIR USING BRAZED SURFACE TEXTURED SUPERALLOY FOIL}
본 출원은 2013년 3월 15일자로 출원된 미국 가특허 출원 제 61/787,153 호(대리인 관리 번호2013P05676US))의 이익을 주장한다.
본 발명은, 일반적으로 재료들의 과학 분야, 보다 자세하게는 열적 배리어 코팅(thermal barrier coating; TBC)을 갖는 초합금 가스 터빈 엔진(superalloy gas turbine engine) 구성요소의 보수(repair)에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진들의 고온 가스 경로(hot gas path) 구성요소들은 종종 초합금 재료들로 형성된다. 용어 "초합금"은, 당 분야에서 보편적으로 사용되는 바와 같이 본원에서 사용되며; 즉, 고온들에서 탁월한 기계적 강도 및 크리프 내성(resistance to creep)을 나타내는 내부식 및 내산화성이 높은 합금이다. 초합금들은 전형적으로 높은 니켈(nickel) 또는 코발트(cobalt) 함량을 포함한다. 초합금들의 예들은, Hastelloy, Inconel 합금들(예컨대, IN 738, IN 792, IN 939), Rene 합금들(예컨대, Rene N5, Rene 80, Rene 142), Haynes 합금들, Mar M, CM 247, CM 247 LC, C263, 718, X-750, ECY 768, 282, X45, PWA 1483 및 CMSX (예컨대, CMSX-4) 단결정(single crystal) 합금들의 상표(trademark)들 및 브랜드명(brand name)들로 시판중인 합금들을 포함한다.
최신 가스 터빈 엔진들은 공지된 초합금 재료들의 안전한 작동 온도들을 초과하는 소성(firing) 온도들을 가져, 컴버스터(combustor)들, 트랜지션(transition)들 및 얼리 로우 회전 블레이드(early row rotating blade)들 및 고정 베인(stationary vane)들과 같은 구성요소들은 초합금 재료의 노출된 표면에 적용된 열적 배리어 코팅에 의해 종종 추가로 보호된다. 이러한 하나의 열적 배리어 코팅 시스템(system)은 초합금 재료에 적용되며 이트리아 안정화 지르코니아(yttria stabilized zirconia; YSZ)와 같은 세라믹(ceramic) 절연 재료에 의해 위에 놓이는 금속 본드 코트(bond coat), 이를테면 MCrAlY 재료를 포함한다.
가스 터빈 엔진 구성요소들의 열적 배리어 코팅들은, 엔진의 작동 중 침식(erosion), 부식(corrosion), 산화(oxydation), 크래킹(cracking), 파쇄(spallation) 등과 같은 열화(degradation)를 겪는 것으로 공지된다. 에어포일(airfoil)의 리딩 에지(leading edge) 또는 회전 블레이드의 플랫폼(platform) 또는 선단(tip)과 같은 특별한 구성요소들의 특별한 영역들은 열화에 가장 민감할 수 있다. 엔진(engine)들은 주기적으로 분해되어 검사되고, 열화된 구성요소들은 재정비 또는 대체를 위해서 적절하게 제거된다. 열적 배리어 코팅 재료의 열화된 영역은, 기계적 또는 화학적 수단에 의해 제거될 수 있으며, 기저 기재(underlying substrate) 재료는 적절하게 검사 및 보수되며, 새로운(fresh) 배리어 코팅이 적용된다. 구성요소는 또한 초합금 재료의 기계적 특성들을 복원하기 위해서 용체화 열처리(solution heat treatment)를 받게 될 수 있다.
공지된 열적 배리어 코팅 재료들 및 보수 프로세스(process)들의 예시들은, US 6,042,880 A(Rigney, 등); EP 2233450 A1(Alstom Technology Limited); US 6,210,810(Hasz, 등); 및 JP 2012 112290 A(Toshiba Corporation)에서 발견될 수 있다.
본 발명은 도시하는 도면들을 고려하여 하기 설명에서 설명된다.
도 1은 열적 배리어 코팅을 갖는 구성요소를 보수하는 방법의 단계들을 예시하는 플로우 차트(flow chart)이다.
도 2는 도 1의 방법에서 사용될 수 있는 바와 같은 보수 포일(repair foil)의 부분 횡단면도이다.
도 3은 리딩 에지의 재료 층들을 예시하도록 절취도(cut-away view)를 사용하는, 보수되는 리딩 에지를 갖는 가스 터빈 엔진 블레이드의 사시도이다.
도 4는 본드 코트 재료 층을 포함하는 보수 포일의 부분 횡단면도이다.
기존 보수 기술들은 일부 가스 터빈(gas turbine)의 고온 가스 경로(hot gas path) 구성요소들을 서비스(service)로 복귀시키는데 효과적이지만, 보수된 구성요소들은 원래 구성요소 열화를 유발하였던 것과 동일한 유형의 열화에 취약하게 유지된다. 본 발명자들은 열화된 구성요소를 보수할 뿐만 아니라 서비스로 복귀시 겪게되는 파손 조건들에 대한 보수된 구성요소의 취약성을 감소시킬 수 있는 프로세스를 개발하였다. 유리하게는, 본 발명의 프로세스가 서비스로부터 제거된 구성요소의 열화된 영역에 적용될 때, 이에 따라 구성요소의 가장 취약한(이미 열화된) 영역에 대한 개선이 정교하게 적용되며, 이에 의해 새로운 구성요소에 의해 얻어지는 것을 지나 보수된 구성요소의 작동 수명을 잠재적으로 연장한다. 게다가, 본 발명의 프로세스는, 이러한 취약한 영역들이 다른 구성요소들 상에서 겪는 것 또는 분석학적 예측들로부터 공지될 때 새로운 구성요소의 제조 중 새로운 구성요소의 서비스 수명을 연장하도록 적용될 수 있다.
발명의 일 실시예에 따른 방법은, 도 1을 참조하여 설명된다. 당업자는, 도 1에 예시된 단계들의 일부가 선택적이며 다른 실시예들에 포함되지 않을 수 있음을 예상할 것이다. 초합금 가스 터빈 블레이드(superalloy gas turbine blade)와 같은 구성요소가 서비스(10)로부터 제거되며 검사 받을 것이다(12). 구성요소의 열적 배리어 코팅(thermal barrier coating)의 열화된 영역들은 기저(underlying) 초합금 기재 재료를 노출하기 위해서 임의의 공지된 프로세스에 의해 제거된다(14). 노출된 기재 재료는 임의의 노출된 그리고 보수 가능한 결함(flaw)이 보수된 이후에 세정함으로써 준비된다(16). 이후, 보수 포일(repair foil)은 하기에서 보다 완전히 논의될 브레이징(brazing)(18)에 의해 준비된 기재(substrate) 재료에 부착된다. 또한, 브레이징 단계(18)는 브레이즈(braze) 재료가 불연속부(discontinuity)들 내로 유동함에 따라 노출된 기재 재료 표면에 있는 작은 불연속부들을 보수하도록 기능할 수 있다. 브레이즈는, 유리하게는 초합금 기재 재료의 기계적 특성들을 복원(restore)하기 위해서 사용되는 용체화 열처리(solution heat treatment)와 동시에 실행되는 열처리에 의해 균질화된다(20). 새로운 대체 열적 배리어 코팅이 보수 포일(22) 상에 적용되며, 구성요소가 서비스(24)로 복귀된다.
본 발명의 일 실시예를 위해 도 1의 단계(18)에서 사용될 수 있는 바와 같은 보수 포일(30)의 실시예가 도 2에 예시된다. 포일(30)은 브레이즈 재료(34)의 기저(underlying) 층이 결합되는 합금 재료(32)의 층을 포함하는 복합재(composite) 구조일 수 있다. 포일(30)은, 유리하게는 포일의 가느다람(thinness)(이를 테면, 일 실시예에서 0.125"(3.175 mm)의 두께임)으로 인해 가요적이며, 이에 의해 이 포일이 보수될 비평면식 표면들을 따르는 것을 허용한다. 초합금 가스 터빈 엔진 구성요소의 보수를 위해서, 합금 재료(32)는, 구성요소의 초합금 재료와 동일한 초합금 재료 또는 호환가능한 초합금 재료일 수 있으며, 브레이즈 재료(34)는 본원에 인용에 의해 포함되는 공동 계류중인 미국 특허 출원 제 13/495,223호(대리인 관리 번호2011P25126US01)에서 설명된 바와 같은 붕소 및 규소가 없는(silicon free) 브레이즈 재료를 포함하는 임의의 공지된 재료일 수 있다.
도 2에 예시된 바와 같이, 브레이즈 재료(34)에 대향된 포일(30)의 상부 표면(36)은, 이러한 표면 요철(irregularity)들이 없는 표면으로 만들어진 유사한 본드(bond)와 비교될 때 개선된 본드에 나중에 적용되는 열적 배리어 코팅을 제공하는데 효과적인 크기가 정해지고 형상을 갖는 표면 요철들을 갖도록 텍스쳐화(textured)될 수 있다. 보수 포일(30)의 텍스쳐화된 표면(36)은, 임의의 공지된 방법에 의해, 예컨대, 에칭(etching)에 의해, 전자 빔(electron beam) 또는 레이저 인그레이빙(laser engraving)에 의해, 또는 이러한 요철들을 형성하는데 효과적인 프로세스를 사용하여 주조(cast)됨으로써 형성될 수 있다. 이러한 하나의 주조 프로세스가 미국 특허 제7,411,204 B2호에서 설명되고 Mikro Systems, Inc에 양도된 특허에 관련된다. 대안으로, 보수 포일(30)은 스파크 플라즈마 소결(spark plasma sintering) 프로세스에 의해 형성될 수 있으며, 여기서 분말식 브레이즈 재료(34) 및 분말식 초합금 재료(32)의 개별 층들은 성형 고정구(molding fixture)의 도전 전극들 사이에서 가압 및 가열 상태에서 함께 압축되는 한편, 전류가 전극들 사이에서 그리고 분말식 재료를 통해 통과된다. 국부적 가열(localized heating)이, 전류의 결과로서 분말들의 인접한 입자들 사이에서 발생하며, 가열 및 가압(pressure)이 입자들을 함께 소결하는데 효과적이다. 초합금 분말과 접하는 전극은 소망하는 텍스쳐화된 표면(36)의 경면 이미지(mirror image)로서 준비되는 전극의 표면을 가지며, 이에 의해 포일(30) 상에 텍스쳐화된 표면(36)을 형성한다.
도 3은 블레이드(40)의 리딩 에지(leading elge) 구역(42)으로 보수 포일(30)을 적용함으로써 보수되는 세라믹(ceramic) 열적 배리어 코팅(41)을 갖는 가스 터빈 엔진 블레이드(40)를 예시한다. 도 3은 준비된 초합금 기재 재료(44), 위에 놓이는(overlying) 보수 포일(30) 및 새롭게 적용된 열적 배리어 코팅(46)의 마무리된 표면을 도시하기 위해서 절취도에 있는 리딩 에지(42)를 예시한다. 리딩 에지(42)가, 고온 연소 가스에 의한 직접 부딪침(direct impingement)을 받게 되며, 블레이드(40)의 일부 다른 영역들보다 더 빠르게 열화되는 경향이 있는 것으로 공지된다. 보수 포일(30)이 미리 준비되며, 리딩 에지(42)로부터 제거되었던 열화된 열적 배리어 코팅의 영역을 에워싸기에 적합한 크기로 절단된다. 보수 포일(30)은 리딩 에지(42) 둘레에 감겨지며, 브레이즈 결합 프로세스 이전에 제 위치에 점착(tacked)될 수 있다. 대안으로, 보수될 영역에서 냉각 구멍(43)들을 갖는 에어포일(airfoil)들을 위해서, 플러그(plug)(45)들이 포일(30)을 통해 그리고 기저 냉각 구멍들로 삽입되어 브레이징 이전에 포일(30)을 준비된 기저 기재(underlying prepared substrate) 재료(44)에 고정할 수 있다. 일 실시예에서, 플러그(45)들은 브레이징 프로세스 중 브레이즈 재료가 구멍(43)들에 진입하는 것을 방지하며, 그리고 후속하여 임의의 공지된 화학적 또는 기계적 프로세스에 의해 제거되는 세라믹 재료로 형성될 수 있다. 다른 실시예에서, 플러그(45)들은 니켈(nickel) 또는 초합금 기재 재료(44)에 유용하거나 적어도 유해하지 않은 다른 금속 또는 합금으로 형성될 수 있다. 이러한 금속 또는 합금 플러그(45)들은, 브레이징 프로세스 중 용융될 수 있으며, 이후 필요시 냉각 구멍(43)들을 리-드릴링함(re-drilling)으로써 제거될 것이다.
포일(30)이 제한된 두께를 갖기 때문에, 이 포일은 기재 재료(44)에 브레이징될 수 있으며(18), 이후 이 포일에는 기저 포일(30)의 에지(48)들에서 마무리된 표면에 있는 임의의 요철(unevenness)을 유발하지 않으면서 원래 코팅 재료와 본질적으로 같은 두께만큼 새로운 열적 배리어 코팅(46)이 코팅될 수 있으며, 이에 의해 원래 설계된 바와 같은 보수된 구성요소의 공기역학적(aerodynamic) 성능을 유지한다. 텍스쳐화된 표면(36)과 위에 놓인 새로운 열적 배리어 코팅(46) 사이의 개선된 기계적 접착(adhesion)의 결과로서, 재정비된(refurbished) 리딩 에지 구역(42)은, 이러한 피쳐(feature)를 갖지 않는 원래의 블레이드(40)에 비교할 때 개선된 서비스 성능을 제공할 수 있다.
브레이즈 재료(34)는 붕소 및 규소가 없도록 그리고 구성요소 기재 재료의 재료 특성들을 복원하도록 사용되는 용융 온도(melting temperatue) 및 용체화 열처리 온도 미만의 범위를 갖도록 선택될 수 있다. 기저 초합금 기재 재료의 조성에 포함되는 티타늄(titanium), 하프늄(hafnium) 또는 지르코늄(zirconium) 또는 다른 재료와 같은 융점 억제제(melting point depressant)를 포함하는 브레이즈 재료를 사용할 때, 용체화 열처리는 브레이즈의 균질화에 효과적이어서, 보수 포일(30)의 초합금 재료(32)와 기저 기재(44)의 초합금 재료 사이에 불연속부가 존재하지 않는다.
이러한 적용분야들을 위한 삼원 합금(ternary alloy)은, 하기 범위들 내에 있는 조성들을 가질 수 있다(본원에 개시된 모든 조성들은 중량 %의 단위들임):
Cr : 15 - 25%;
Ti : 15 - 25%;
잔부 Ni.
이러한 그룹 내의 특별한 브레이즈 합금들은 하기 조성들을 가질 수 있다: Cr : 16.3%, Ti : 21.2%, 잔부 Ni; 또는 Cr : 17.2%, Ti : 20.9%, 잔부 Ni. 이러한 특별한 브레이즈 합금 조성들은 약 1,205℃의 고상선(solidus) 온도, 약 1,215℃의 액상선(liquidus) 온도, 그리고 이에 따라 단지 10℃의 용융 온도 범위를 나타낸다. 이렇게 함으로써, 이 합금들은 합금 247 또는 Rene 80의 브레이징(brazing) 시에 특히 유용할 수 있다. 이러한 그룹 내의 다른 브레이즈 합금은 다음 조성을 갖는다: Cr : 20%, Ti : 20%, Ni : 60%.
다른 브레이즈 합금들은 다음 범위들 내의 조성들을 가질 수 있다:
Cr : 12 - 16%;
Ti : 13 - 16%;
Al : 0 - 2.5%;
Co : 2 - 4%;
W : 3 - 5%;
Mo : 0 - 2%;
Ta : 0 - 2%;
잔부 Ni.
이러한 그룹 내의 특별한 브레이즈 합금은, 하기 조성을 가질 수 있다: Cr : 14.1%, Ti : 14%, Al : 2.1%, Co : 3.1%, W : 4.1%, Mo : 1%, Ta : 1%, 잔부 Ni. 이러한 특별한 브레이즈 합금 조성은 합금 247을 브레이징할 때 특히 유용할 수 있다.
다른 브레이즈 합금들은 다음 범위들 내의 조성들을 가질 수 있다:
Cr : 15 - 18%;
Ti : 10 - 15%;
Al : 0 - 2.5%;
Co : 2 - 4%;
W : 3 - 5%;
Mo : 0 - 2%;
Ta : 0 - 2%;
잔부 Ni.
이러한 그룹 내의 특별한 브레이즈 합금은, 하기 조성을 가질 수 있다: Cr : 17.57%, Ti : 13.54%, Al : 2.39%, Co 3.24%, W : 3.47%, Mo : 1.15%, Ta : 0.83%, 잔부 Ni. 이러한 특별한 브레이즈 합금 조성은 약 1,205℃의 고상선(solidus) 온도를 나타내고, 약 1,220℃의 액상선(liquidus) 온도를 나타내며, 이에 따라 용융 온도 범위는 단지 15℃이다. 이렇게 함으로써, 이 합금은 합금 247 또는 Rene 80의 브레이징시에 특히 유용하다.
다른 브레이즈 합금들은 다음 범위들 내의 조성들을 가질 수 있다:
Cr : 15 - 19%;
Ti : 8 - 10%;
Al : 0 - 2.5%;
Co : 14 - 18%;
Mo : 12 - 16%;
잔부 Ni.
이러한 그룹 내의 특별한 브레이즈 합금은, 하기 조성을 가질 수 있다: Cr : 15.12%, Ti : 10%, Al : 2.12%, Co : 15.8%, Mo : 12.97%, 잔부 Ni. 이러한 특별한 브레이즈 합금 조성은 약 1,205℃의 고상선 온도, 약 1,223℃의 액상선 온도, 그리고 이에 따라 단지 18℃의 용융 온도 범위를 나타낸다. 이렇게 함으로써, 이 합금은 합금 247 또는 IN 939의 브레이징시에 특히 유용하다.
이러한 합금들의 브레이즈 조인트(joint)를 균질화하는데 효과적인 전형적인 용체화 열처리는 다음과 같을 수 있다:
-조립체를 분당 15 - 30℉에서 1,472℉로 가열하고;
-20 분 동안 1,472℉를 유지하며;
-분당 15 - 30℉에서 2,125℉로 가열하고;
-20 분 동안 2,125℉를 유지하며;
-분당 1 - 30℉에서 2,192 - 2,282℉로 가열하고;
-2 - 12시간 동안 2,192 - 2,282℉를 유지하며;
-2,120 - 2,192℉로 노냉각하고(furnace cool);
-20 분 이하로 2,120 - 2,192℉를 유지하며;
-실온으로 아르곤(argon) 냉각한다.
도 4는 초합금 재료(54) 및 브레이즈 재료(56) 상에 배치된 MCrAlY 재료와 같은 본드 코트 재료(52)의 층을 갖는 보수 포일(50)의 다른 실시예를 예시한다. 이러한 실시예에서, 텍스쳐화된 표면(58)은, 본드 코트 재료(52)의 상부 표면 상에 형성되며, 이에 의해 나중에 적용되는 세라믹 절연 층에 기계적 부착을 위한 양호한 기반(basis)들을 제공한다. 다양한 실시예들에서, 브레이즈 재료(34, 56)는 200 ㎛ 이하(no more than) 두께일 수 있으며, 초합금 재료(32, 54)는 200 - 300 ㎛ 두께일 수 있고 그리고 본드 코트(bond coat) 재료(52)는 125 - 300 ㎛ 두께일 수 있다.
본 발명의 다양한 실시예들이 본원에 도시되고 설명되어 있지만, 이러한 실시예들이 단지 예시로써 제공되는 것이 자명할 것이다. 여기서, 다양한 변경예들, 수정예들 및 치환예들이 본 발명으로부터 벗어나지 않으면서 이루어질 수 있다.

Claims (20)

  1. 기저 초합금 기재(underlying superalloy substrate) 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역(repair area)으로부터 열적 배리어 코팅(thermal barrier coating)의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일(foil)을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 브레이즈(braze) 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되고, 상기 합금 재료의 층은 상기 브레이즈 재료 근처의 초합금 재료의 층 및 상기 초합금 재료의 층 상의 본드 코트(bond coat) 재료의 층을 포함하는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리(braze heat treatment)를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 본드 코트 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하는, 방법.
  2. 기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 상기 합금 재료의 일측 상의 브레이즈 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 합금 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하며,
    상기 브레이즈 열처리는 상기 초합금 기재 재료의 기계적 특성들을 복원(restore)하기 위해서 사용되는 용체화 열처리(solution heat treatment)와 동시에 실행되는, 방법.
  3. 기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 상기 합금 재료의 일측 상의 브레이즈 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 합금 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하며,
    상기 브레이즈 재료는, 중량 %로, Cr : 15 - 25%; Ti : 15 - 25%; 잔부 Ni의 조성을 포함하는 삼원(ternary) 합금을 포함하는, 방법.
  4. 기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 상기 합금 재료의 일측 상의 브레이즈 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 합금 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하며,
    상기 브레이즈 재료는, 중량 %로,
    Cr : 12 - 16%;
    Ti : 13 - 16%;
    Al : 0 - 2.5%;
    Co : 2 - 4%;
    W : 3 - 5%;
    Mo : 0 - 2%;
    Ta : 0 - 2%;
    잔부 Ni;
    의 범위들 내에 있는 조성을 포함하는, 방법.
  5. 기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 상기 합금 재료의 일측 상의 브레이즈 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 합금 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하며,
    상기 브레이즈 재료는, 중량 %로,
    Cr : 15 - 18%;
    Ti : 10 - 15%;
    Al : 0 - 2.5%;
    Co : 2 - 4%;
    W : 3 - 5%;
    Mo : 0 - 2%;
    Ta : 0 - 2%;
    잔부 Ni;
    의 범위들 내에 있는 조성을 포함하는, 방법.
  6. 기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 상기 합금 재료의 일측 상의 브레이즈 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 합금 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하며,
    상기 브레이즈 재료는, 중량 %로,
    Cr : 15 - 19%;
    Ti : 8 - 10%;
    Al : 0 - 2.5%;
    Co : 14 - 18%;
    Mo : 12 - 16%;
    잔부 Ni;
    의 범위들 내에 있는 조성을 포함하는, 방법.
  7. 기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 포일은 합금 재료의 층 및 상기 합금 재료의 일측 상의 브레이즈 재료의 층을 포함하며, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 합금 재료 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하며,
    상기 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계 이전에, 가스 터빈 구성요소(gas turbine component)에서 서비스(service)로부터 구성요소를 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계 이전에, 상기 기저 초합금 기재 재료를 보수하는 단계; 및
    상기 초합금 기재 재료의 기계적 특성들을 복원하도록 사용되는 용체화 열처리와 동시에 상기 브레이즈 열처리를 실행하는 단계;를 더 포함하는, 방법.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 따른 방법에 사용되는, 포일.
  9. 제 1 항, 제 2 항 및 제 7 항 중 어느 한 항에 따른 방법에 사용되는 포일로서,
    상기 브레이즈 재료는, 중량 %로, Cr : 20%, Ti : 20%, Ni : 60%의 조성을 포함하는, 포일.
  10. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 따른 방법에 사용되는 포일 및 합금 재료의 층 상에 배치되는 열적 배리어 코팅 재료의 층을 포함하는, 가스 터빈 엔진(engine) 구성요소.
  11. 합금 재료의 층 및 브레이즈 재료의 층을 포함하는 포일을 준비하는 단계;
    에칭 프로세스(etching process), 주조 프로세스 또는 스파크 플라즈마(spark plasma) 소결 프로세스 중 하나를 이용하여, 상기 브레이즈 재료의 층에 대향하는 상기 합금 재료의 표면 상에 요철들(irregularities)을 형성하는 단계;
    기저 초합금 기재 재료가 드러나도록, 구성요소의 보수 영역으로부터 열적 배리어 코팅의 열화된 부분을 제거하는 단계;
    상기 보수 영역에 포일을 적용하는 단계로서, 상기 브레이즈 재료는 상기 기저 초합금 기재 재료와 접하게 배치되는, 보수 영역에 포일을 적용하는 단계;
    브레이즈 열처리를 사용하여 상기 포일을 상기 구성요소에 부착하는 단계; 및
    상기 요철들 위에서 합금 재료의 표면 상에 새로운 열적 배리어 코팅을 적용하는 단계;를 포함하는, 방법.
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