KR20000035121A - 내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법, 터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법, 터빈 블레이드 및 터빈 블레이드의 일부 - Google Patents

내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법, 터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법, 터빈 블레이드 및 터빈 블레이드의 일부 Download PDF

Info

Publication number
KR20000035121A
KR20000035121A KR1019990047814A KR19990047814A KR20000035121A KR 20000035121 A KR20000035121 A KR 20000035121A KR 1019990047814 A KR1019990047814 A KR 1019990047814A KR 19990047814 A KR19990047814 A KR 19990047814A KR 20000035121 A KR20000035121 A KR 20000035121A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
alloy
hardening
foil
wear
turbine blade
Prior art date
Application number
KR1019990047814A
Other languages
English (en)
Other versions
KR100639450B1 (ko
Inventor
프로스트아론토드
존스앤드류이세
마티네즈-브랜돈로잘리아마리
화이트레이몬드앨런
Original Assignee
제이 엘. 차스킨
제너럴 일렉트릭 캄파니
버나드 스나이더
아더엠. 킹
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 제이 엘. 차스킨, 제너럴 일렉트릭 캄파니, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 filed Critical 제이 엘. 차스킨
Publication of KR20000035121A publication Critical patent/KR20000035121A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100639450B1 publication Critical patent/KR100639450B1/ko

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/005—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only replacement pieces of a particular form
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
    • B23K20/18—Zonal welding by interposing weld-preventing substances between zones not to be welded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/22—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by the composition or nature of the material
    • B23K35/24—Selection of soldering or welding materials proper
    • B23K35/30—Selection of soldering or welding materials proper with the principal constituent melting at less than 1550 degrees C
    • B23K35/3046—Co as the principal constituent
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/07—Alloys based on nickel or cobalt based on cobalt
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/286—Particular treatment of blades, e.g. to increase durability or resistance against corrosion or erosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/02—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by mechanical features, e.g. shape
    • B23K35/0222—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by mechanical features, e.g. shape for use in soldering, brazing
    • B23K35/0233—Sheets, foils
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/50—Vibration damping features
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49318—Repairing or disassembling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은 터빈 블레이드의 일부, 전형적으로 슈라우드형 터빈 블레이드상의 마모 표면에 내마모성 경화 덧붙임 재료(합금)를 부착하는 방법에 관한 것이다. 용접 합금의 얇은 포일(바람직한 실시예에서 니켈계 합금임)은 상기 마모 표면 위에 배치되고, 소망하는 두께보다 두꺼운 경화 덧붙임 합금이 그 위에 배치됨으로써, 이들 사이에 포일을 개재시킨다. 마모 표면, 포일 및 경화 덧붙임 재료는 효과적인 주기동안 가열되어 포일을 용융시키고, 마모 표면에 경화 덧붙임 합금의 부착을 야기시킨다. 그 후 경화 덧붙임 재료는 마모 표면이 설계 공차로 기계가공된다. 터빈 블레이드와, 터빈 블레이드의 재생(rebuilding) 방법이 또한 개시되어 있다.

Description

내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법, 터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법, 터빈 블레이드 및 터빈 블레이드의 일부{METHOD OF APPLYING WEAR-RESISTANT MATERIALS TO TURBINE BLADES, AND TURBINE BLADES HAVING WEAR-RESISTANT MATERIALS}
본 발명은 내마모성 재료(wear-resistant material)를 확산 접합(diffusion bonding)에 의해 기재에 접합하는 것에 관한 것으로, 특히 터빈 블레이드에 내마모성 합금을 용접하는 방법, 및 이러한 방법에 따라 용접된 내마모성 합금을 갖는 터빈 블레이드에 관한 것이다.
임의의 가스 터빈 블레이드는 에어포일의 외부 말단에 슈라우드를 갖는다. 블레이드 슈라우드는 전형적으로 인터록킹 형상부, 일반적으로 노치 형상으로 설계되고, 이것은 이러한 블레이드가 터빈 디스크의 원주방향 주위에 설치될 때 각 블레이드가 근접한 이웃 블레이드를 갖는 슈라우드에서 인터록킹되도록 한다. 이러한 인터록킹 형상부는 에어포일이 진동하는 것을 방지함으로써, 작동 중에 블레이드상에 전해진 응력을 감소시킨다.
불행하게도, 터빈 블레이드는 전형적으로 니켈계 초합금 또는 고온에서 고강도를 유지하도록 설계된 다른 고온 초합금으로 제조되고, 블레이드가 각기 "인터록(interlocked)" 위치 및 "비인터록(non-interlocked)" 위치로 뒤틀릴 때 블레이드의 슈라우드 재료 및 인터록킹 "노치(notch)"는 터빈 엔진의 시동 및 정지시에 발생하는 마모 응력 및 마멸을 견디기에 충분한 강도가 아니다. 슈라우드 재료의 비교적 낮은 록크웰 강도(Rockwell hardness) 및 인터록 마모로 인해, 갭(gap)이 슈라우드내에 개방됨으로써, 에어포일이 비틀림 및 다른 변형을 받게 되고, 작동중에도 대체로 진동하게 되며, 이것은 블레이드상에 추가의 높은 응력이 가해질 때 블레이드의 파손 및 터빈의 연속적인 실패에 신속히 이르게 되어 매우 바람직하게 않게 된다.
근접한 블레이드의 경도를 증가시키는 수단에 따르면, 슈라우드 인터록 하부 크기를 기계가공하고 또 프레임 스프레이 작동, 고경도 재료, 즉 인터록 표면에 대해 탄화 크롬 재료(chrome-carbide material)에 의해 접합하는 것이 공지되어 있다. 고경도 크롬 카바이드 재료는 충분한 두께로 이러한 프레임 스프레이 작동을 이용하여 부착함으로써 인터록은 설계된 크기의 공차에 대해 상측을 향하게 된다. 그러나, 단점적으로, 상술한 방식에서 터빈 블레이드의 인터록 영역(소위, 블레이드 슈라우드의 Z자형 노치)에 대한 경도 재료의 부착은, 다공성인 경화 덧붙임(hardfacing)을 생성하고, 또 슈라우드를 이루는 니켈계 초합금으로 낮은 점착을 갖게 된다. 다공은 경화 덧붙임 재료의 두께의 정확한 크기를 결정하는 것이 어렵게 되어, 터빈 디스크의 주변부 주위에 인터록 인터페이스에 공차가 형성됨으로 인해 인터록킹내에 문제를 발생하게 된다. 더욱이, 낮은 점착은 경화 덧붙임을 터빈 작동중에 떨어지게 함으로써, 마모, 보통보다 작은 인터록 및 비인터록 블레이드의 소망하지 않는 응력에 대한 본래의 문제가 재도입하게 된다.
변형예와 같이, 슈라우드에 대한 경화 덧붙임 재료의 용접이 때때로 실시된다. 또, 이러한 방식에서, 인터록은 크기 이하로 기계가공되고, 소망하는 두께보다 큰 경화 덧붙임이 용접에 의해 인터록 "Z자형 노치"로 부착되고, 그 후에 소망하는 크기의 공차의 인터록 Z자형 노치를 생성하도록 기계가공된다. 그러나, 바람직하지 않게도, 용접은 반드시 경화 덧붙임 재료 및 슈라우드 기재 모두의 용접을 인테일하고, 이것은 2개의 재료의 바람직하지 않은 혼합을 발생하고, 경화 덧붙임 재료의 경화에서 초래하는 감소뿐만 아니라 용접 부근에 슈라우드 재료 기재의 초합금 특성의 취약함이 발생하게 된다. 더욱이, 빈번한 용접은 열적으로 증가된 응력 구배로 인해 제조시에 균열을 야기하고, 또한 경화 덧붙임 재료내에 균일하지 않은 경화 및 다공이 자주 생성하게 된다. 고응력 재료(highly-stressed materials)의 균열의 발생은 매우 바람직하지 않다. 따라서, 다공성이 아니고 크기 공차가 용이하게 실현될 수 있으며 고응력 구성요소를 접합하기에 적합한 높은 접합 강도를 갖는 블레이드에 대해 경화 덧붙임 재료를 접합하는 방법이 요구되고 있다.
터빈 블레이드에 대한 경화 덧붙임 재료를 부착하기 위한 종래 기술 방법의 다수의 단점을 극복하기 위하여, 넓은 실시예중 하나에서 본 발명은 경화 덧붙임 재료가 터빈 블레이드 슈라우드에 확산 접합된다.
미국 특허 제 4,034,454 호에 개시된 방법과 같이 확산 접합은 이들의 합금이 공지되어 있다. 그러나, 지금까지는 터빈 블레이드와 같은 고응력 구성요소, 특히 Z자형 노치 위치에 대한 재료의 이러한 접합 방법을 이용하는 것은, 경화 덧붙임 재료가 제거된다면 접합의 취약함의 인식 및 초래된 비참한 결과로 인해 적합하게 생각되지 못했었다.
이점적으로 및 놀랄 정도로, 본 발명은 경화 덧붙임 재료를 터빈 블레이드의 슈라우드 부분상에 확산 접합하기 위한 방법을 제공하고, 이것은 용접 균열과 같은 종래 기술의 경화 덧붙임의 많은 단점을 극복하고 충분한 강도의 접합을 놀랄 정도로 제공한다. 특히, 특정 경화 덧붙임 재료 및 2개의 포일 재료, 특정 재료 구성요소의 각각은 이러한 유형의 접합을 위해 높은 접합 강도의 확산 접합을 발생하도록 판정되었다는 것이 발견되었다.
따라서, 특히 넓은 실시예중 하나에서 본 발명은, (ⅰ) 용접 합금의 얇은 포일을 경화 덧붙임 재료를 접합하도록 소망하는 터빈 브레이드상의 표면 위로 배치하는 단계와, (ⅱ) 경화 덧붙임 재료는 포일 위로 위치설정하여 터빈 블레이드와 경화 덧붙임 재료 사이에 포일을 개재(sandwiching)시키는 단계와, (ⅲ) 터빈 블레이드, 포일 및 경화 덧붙임 합금을 가열하여 용접 합금을 용융시키켜 경화 덧붙임 합금을 터빈 블레이드에 접합시키는 단계를 포합하는 터빈 블레이드의 일부에 내마모성 경화 덧붙임 합금을 접합하는 방법을 포함한다.
바람직한 실시예에 있어서, 고응력 접합의 이러한 유형(터빈 블레이드)에 적합한 충분히 강한 확산 접합이 초래되는 경화 덧붙임 재료 및 포일 재료는, 경화 덧붙임 재료를 위하여, 0.70 내지 1.0 중량%의 카본(Carbon), 26 내지 30 중량%의 크롬(Cr), 1.0 중량%의 규소(Si), 4 내지 6 중량%의 니켈(Ni), 3.0 중량%의 철(Fe), 1.25 중량%의 바나듐(Vanadium), 18 내지 21 중량%의 텅스텐(W) 그리고 나머지는 코발트(Co)를 포함하는 Stellite 694(등록상표)로 구성된 코발트계 합금이다.
포일 요소를 위하여, 2개의 포일은 먼저 13 중량%의 크롬, 4 중량%의 철, 2.8 중량%의 붕소(Boron), 4 중량%의 규소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 Amdry 915로 공지된 니켈계 합금과, 그 다음 19 중량%의 크롬, 7.3 중량%의 규소, 1.5 중량%의 붕소, 0.08 중량%의 탄소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 니켈계 초합금으로 만족되는 것이 발견된다.
포일 재료내의 붕소는 포일의 용융시에 경화 덧붙임 재료 및 슈라우드 기재 양쪽 안으로 확산시키는 공융의 억제제(eutectic depressant agent)로서 작용하고, 그 다음 나머지 포일은 경화 덧붙임 재료 및 슈라우드 기재 사이의 접합을 응고 및 형성하게 되는 것이 요구된다. 따라서, 본 발명의 방법에서 가열 단계는 일정 시간 동안 슈라우드 표면과 포일이 만나는 곳에 형성된 인터페이스(interface)로부터 떨어진 포일내에 및 경화 덧붙임 재료 및 슈라우드 재료중 하나 또는 양쪽내에 적어도 붕소의 일부를 충분한 시간동안 확산함으로써 적합한 확산 접합을 하는 것이 바림직하다.
바람직한 실시예에 있어서, 본 발명의 방법은 경화 덧붙임 합금 및 터빈 블레이드의 중간 위치에 파우더형 금속 합금(powdered metallic alloy)을 추가하는 단계, 특히 포일의 가열전이나 또는 동시에 경화 덧붙임 재료와 터빈 블레이드 사이에 적어도 하나의 노출된 조인트 인터페이스 위로 페이스트 브레이즈 합금의 비드를 추가하여 확산 접합에서 조력하는 단계를 더 포함한다. 특히, 바람직한 실시예에서 파우더형 금속 합금은 17 중량%의 니켈, 19 중량%의 크롬, 4 중량%의 텅스텐(Tunsten), 0.4 중량%의 카본(carbon), 0.8 중량%의 붕소, 8 중량%의 규소 그리고 나머지는 코발트를 실질적으로 포함하는 AMS 4783로 구성된 코발트계 초합금(cobalt-based superalloy)이다.
본 발명은 파우더형 금속 합금이 합금(A) 또는 합금(B)으로 이루어지거나, 또는 2개의 합금(A) 및 합금(B)으로 이루어졌으며, 여기서 합금(A)은 60 중량%를 포함하는 니켈계 초합금이고, 합금(B)은 이러한 파우더형 금속 합금의 40 중량%를 포함하는 니켈계 초합금인 것이 적합한 것으로 알려진다. 특히, 합금(A)은 10 중량%의 코발트, 8.3 중량%의 크롬, 5.5 중량%의 알루미늄, 1.0 중량%의 티타늄, 3.0 중량%의 탄탈(Tantalum), 0.7 중량%의 몰리브덴(Molybdenum), 10 중량%의 텅스텐(Tungsten), 1.5 중량%의 하프늄(Hafnium), 0.14 중량%의 탄소, 0.015 중량%의 붕소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하고, 합금(B)은 22 중량%의 코발트, 15 중량%의 크롬, 2.8 중량%의 붕소, 3.5 중량%의 규소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함한다.
60% 합금(A)/40% 합금(B)를 포함하는 혼합체는 확산 접합을 증가시키기 위하여 상술한 방법으로 추가될 수 있는 파우더형 금속 합금으로서 유용하므로, 경화 덧붙임 재료와 터빈 블레이드 기재 사이의 접합 강도를 증가시킨다는 것이 알려졌다.
이점적으로, 터빈 블레이드에 대한 경화 덧붙임 재료, 특히 슈라우드 터빈 블레이드내에 Z자형 노치 표면을 접합하기 위한 본 발명의 경화 덧붙임 확산 접합 공정은 종래 기술 방법의 문제를 극복한다. 경화 덧붙임 재료가 슈라우드에 용접되고, 용접 부근에 경화 덧붙임 재료 및 슈라우드 재료를 국부적으로 용접하는 종래의 용접 기술과 달라서, 본 발명의 블레이징 기술에서 가열 공정은 그 안에서 단지 포일의 용융점(melting point)까지 경화 덧붙임, 포일 및 슈라우드의 가열을 초래하고, 이것은 전형적으로 경화 덧붙임 재료 또는 슈라우드 재료보다 낮게 된다. 따라서, 이러한 슈라우드 재료의 용융 및 블렌딩(blending)이 발생하지 않으므로, 경화 덧붙임 구성요소 및 기재의 각개의 물리적인 특성, 즉 경화 덧붙임 재료의 경도 성능, 이러한 슈라우드용 니켈계 초합금 재료의 고강도 성능을 유지하게 되고, 이것은 고응력 터빈 블레이드에 대해 극단적으로 임계가 된다. 또한, 열적으로 증가된 응력이 없이(또는 상당히 작게) 수반된 낮은 온도 때문에, 용접의 국부적 가열 및 냉각으로 인한 크랙이 증가하지 않게 된다.
게다가, 탄화 퇴적(carbide deposition)에 의해 경화 덧붙임의 공지된 종래 기술의 방법과 비교하면, 본 발명의 방법에 의해 경화 덧붙임 재료의 확산 접합은 그 위에 상당한 이점을 소유하고, 즉 경화 덧붙임 재료의 결과로서 생기는 다공이 없고, 확산 접합이 경화 덧붙임 재료를 유지시키는 충분한 강도를 갖고 있다.
제조 후 또는 연장 사용 후에, 터빈 블레이드는 초합금이 그 최대 강도까지 갖도록 열처리를 요구한다. 이점적으로 본 발명의 다른 실시예에 있어서, 본 발명의 가열 단계는 시간 간격에 거쳐서 실시될 수도 있고, 가열은 동시에 경화 덧붙임 합금의 용접 및 확산 접합을 터빈 블레이드의 일부에 허용할 뿐만 아니라, 터빈 블레이드의 가열 처리 및/또는 응력 제거를 효과적으로 한다는 것이 발견된다. 본 발명의 방법은 특히 적합하므로, 확산 접합 단계가 열처리 단계 때 소망한다면 동일한 시간에 실시되도록 허용함으로써, 제조 단계에 대해 경제적이고 본 발명의 확산 접합 단계를 위한 별개의 가열을 실시하는 것이 방지된다.
본 발명의 방법의 다른 바람직한 실시예에 있어서, 가열 공정중에 터빈 슈라우드 및 블레이드내에 산화 및 불순물의 도입을 방지하기 위하여, 이러한 가열은 비산화(non-oxidizing), 비활성(inert) 또는 진공 대기내에서 실시된다. 게다가, 확산 접합 공정에서 조력하기 위하여, 본 발명의 방법은 압력이 가열시에 경화 덧붙임 재료에 이용될 수도 있어, 경화 덧붙임 재료를 터빈 슈라우드에 확산 접합하도록 조력하는 것을 예기한다.
본 발명의 다른 실시예에 있어서, 터빈 블레이드는 상술한 방법에 따른 그의 일부에 용접된 내마모성 경화 덧붙임 합금을 갖을 때 예기된다.
본 발명의 다른 정련에 있어서, 본 발명은 새로운 블레이드의 제조뿐만 아니라 새롭고 또는 이용된 브레이드의 형성 표면내에 적용된다. 이러한 다른 실시예에 있어서, 본 발명은 (ⅰ) 상기 터빈 블레이드의 일부를 연삭하여 그라운드 결합 면(ground mating surface)을 형성하는 단계와, (ⅱ) 상기 결합면 위로 용접 합금의 얇은 포일을 배치하는 단계와, (ⅲ) 상기 포일의 위로 경화 덧붙임 합금을 위치설정하여 상기 결합면과 상기 경화 덧붙임 합금 사이에 포일을 개재시키는 단계와, (ⅳ) 상기 터빈 블레이드, 포일 및 경화 덧붙임 합금의 일부를 가열하여 상기 포일을 용융시키고 또 상기 경화 덧붙임 합금을 상기 터빈 블레이드의 일부에 접합하는 단계와, (ⅴ) 상기 경화 덧붙임 재료가 상기 터빈 블레이드의 일부에 부착될 때 기계가공하여 상기 소망하는 것보다 큰 두께를 소망하는 작은 두께로 감소시키는 단계를 포함하는 터빈 블레이드의 일부를 제조 공차로 형성하는 재생 방법을 포함한다.
터빈 블레이드의 일부를 재생하는 이러한 방법은 특히 마모된 작동부를 통하여 터빈 블레이드 슈라우드상에 마모된 인터록 표면을 재생하기에 유용하다. 이점적으로, 터빈 블레이드의 이러한 재생 방법은 인터록 표면이 본래의 설계 공차로 형성되도록 허용하여, 사전에 서비스가능하지 않은 블레이드를 재서비스가능하게 한다. 본 발명에 따른 재생 블레이드의 방법은 터빈 블레이드의 재료의 열처리와 함께 동시에 실시되기에 적합하므로, 재료를 리쥬버네이트(rejuvenate) 한다.
도 1은 3개의 터빈 디스크가 터빈 디스크의 주변부 주위에 배열될 때 서로 병렬 위치에 배열된 3개의 터빈 디스크의 사시도로서, 블레이드가 터빈 디스크내에 설치될 때 블레이드의 최외측 말단에서 함께 고착하여 각개의 블레이드의 진동을 방지하기에 적합한 슈라우드상에 터빈 블레이드 슈라우드(shroud) 및 Z자형 노치 인터록 형상부(Z-notch interlock feature)를 나타내는 도면,
도 2는 도 1의 화살표(A)상에서 바라본 도면으로, 보다 상세하게 Z자형 노치 인터록 형상부와, 또한 본 발명에 따른 슈라우드에 부착된 경화 덧붙임 재료의 위치를 나타내는 도면,
도 3은 도 2에 도시된 터빈 블레이드내에 노치에 용접된 경화 덧붙임 재료의 확대 단면도,
도 4는 본 발명의 방법을 대체로 나타내는 개략적인 플로우차트.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
10 : 블레이드 20 : 슈라우드
22 : 에어포일 25 : Z자형 노치
28 : 경화 덧붙임 재료 42 : 결합면
도 1(사시도) 및 도 2(평면도)에서 도시될 수 있는 바와 같이, 터빈 디스크(14)의 일부의 반경방향 주변부(12) 주위에 설치된 복수개의 터빈 블레이드(10)가 나타나 있고, 각 블레이드(10)는 그 에어포일(22)의 최외측 말단에 대응하는 슈라우드(20)를 갖는다. 각 슈라우드(20)는 2개의 대응하는 대향한 Z자형 노치(25)를 갖는다. 각 Z자형 노치(25)는 아래에서 상세히 설명되는 바와 같이 본 발명의 방법에 따라 접합된 경화 덧붙임(hardface) 재료(합금)(28)을 갖는다.
각 블레이드(10)의 경화 덧붙임 재료(28)는 터빈 디스크(14)가 작동 속도에서 스펀될 때 이웃하는 터빈 블레이드(10)의 대응하는 Z자형 노치(25)를 갖는 대응하는 경화 덧붙임 재료(28)와 접촉하게 되는 것이 적합하다. 각각의 Z자형 노치(25)에 접합된 경화 덧붙임 재료(28)는 블레이드(10)가 원심력, 압력, 열 및 진동 부하하에 있을 때 작동시에 마찰 접촉으로부터 발생하는 마모로부터 각각의 슈라우드(10)내에 각 노치(25)를 보호한다.
터빈 블레이드(10)의 Z자형 노치(25)에 대한 경화 덧붙임 재료(28)를 이용하기 위한 본 발명의 방법의 바람직한 실시예가 이하에 설명될 것이다. 참조로 도 3은 터빈 블레이드(10)의 슈라우드(20)의 Z자형 노치(25)를 도시한 것이다.
약 1mm 내지 5mm 또는 그 이상의 얇은 포일(40)은 먼저 슈라우드(10)의 Z자형 노치(25)의 의도된 결합면(42)의 형상 및 영역에서 실질적으로 절단되고, 경화 덧붙임 재료(28)가 접합하게 된다. 결합면(42)은 전형적으로 실질적으로 수직 평면에 놓인 실질적으로 편평한 표면이다. 이러한 면(42)은 본래의 금형 표면이거나 또는 (바람직하게는) 통상의 밀링(milling) 또는 그라인딩(grinding) 공정에 의해 이러한 구조로 기계가공될 수도 있다. 결합면(42)은 선택적으로 표면(42)이 거칠게되도록 니켈 블래스트 가공(nickel-blasted)되어 확산 접합(diffusion bonding)을 조력하게 된다. 니켈은 슈라우드(20)가 전형적으로 포함되는 니켈계 초합금내에 임의의 불순물이 도입되지 않도록 이러한 목적을 위해 선택된다.
그 후, 박막 포일(40)은 터빈 블레이드(10)의 슈라우드(20)의 결합면(4) 위에 배치된다. 이점적으로, 결합면(42)의 표면 영역에 대해 일반적으로 절단되거나 또는 이것을 덮고 있는 포일(40)은, 경화 덧붙임 재료(28)와 결합면(42) 사이에 존재하는 전체적인 인터페이스 위에 존재하게 될 용접 합금을 바람직하게 보장한다. 이것은 금속의 페이스트 비드(paste bead)가 단지 이용되고 모세관 작용(capillary action)이 의지되는 경우에 반드시 항상 그런 것은 아니다. 그러나, 아래에서 설명되는 바와 같이, 금속 합금의 페이스트 비드는 임의의 틈새가 있는 갭내에 채워지도록 이용될 수도 있으나, 먼저 결합면(42)의 크기로 절단되거나 또는 소망하는 결합면(42)을 적어도 덮게 되는 포일 프리폼(foil preform)(40)은 용접 합금(braze alloy)이 결합면(42)에서의 모두 위치에 존재할 수 있도록 보장하는 이러한 공정의 한정된 이점으로서 이해된다.
결합면(42)의 크기에 실질적으로 대응하는 크기를 갖고 실제로 소망하는 것보다 다소 큰 두께인 경화 덧붙임 재료(28)[이하, 경화 덧붙임 프리폼(28)이라 함]는, 결합면(42)과 경화 덧붙임 프리폼(28) 사이에 포일 프리폼(40)을 개재하도록 포일(40) 위로 배치된다. 이러한 경화 덧붙임 프리폼(28)은 포일(40)에 대해 가압되고 또 가열 단계(아래에 설명함)중에 그것에 대해 고정될 수도 있다. 변형예로서, 경화 덧붙임 프리폼(28)은 가볍게 택 용접(tack welded)으로 될 수도 있다. 이러한 실시예에서, 용접 로드 팁(도시하지 않음)은 하드 프리폼(28)의 외부 표면에 접합되고, 경화 덧붙임 재료(28)는 결합면(42)에 대해 경화 덧붙임 재료(28)를 통하여 하나 또는 2개의 별개의 위치에서 택 용접되어, 경화 덧붙임(28)과 결합면(42) 사이에 포일(40)을 개재시키는 위치에서 경화 덧붙임 프리폼(28)을 유지하게 된다. 경화 덧붙임 프리폼(28)의 두께는 전형적으로 0.080 내지 0.100"이다. 따라서, 용접 토치는 경화 덧붙임 프리폼(28)을 통과하여 택 용접하기에 충분히 강력해야 하나, 경화 덧붙임(28)를 슈라우드(20)에 충분히 택(tack) 하도록 하나 또는 2개의 별개의 위치에서 최소의 국부적인 용접보다 크게 야기하도록 충분히 강력하지는 않는다.
불규칙적인 표면을 갖는 결합면(42)으로 인해, 갭은 경화 덧붙임 프리폼(28) 및 결합면(42)의 에지 주위에 존재할 수도 있다. 금속 합금의 페이스트 비드 형상인 에지 합금(도시하지 않음)은 경화 덧붙임 재료(28)와 결합면(42) 사이의 인터페이스에서의 소정의 갭내에 채워지도록 위치(B)(도 3에 도시함)에서 접합되어, 용접 합금이 포일(40)을 가열(아래에 설명함)함에 따라 이러한 위치에서 용융되고 경화 덧붙임 재료와 슈라우드(20) 양쪽과 접촉하도록 보장한다.
포일(40)이 경화 덧붙임 프리폼(28)과 결합면(42) 사이에 개재되면, 열은 포일 프리폼(40)이 용융되고 또 경화 덧붙임 합금의 확산 접합이 슈라우드에 발생하기에 충분한 시간동안 소정의 온도에서 조립체를 접합하게 된다. 실제 용융 온도는 이용된 포일(40)의 혼합물에 따르게 되나, 전형적으로 붕소를 갖는 니켈계 합금 또는 공융 억제(eutectic depressant)와 같은 추가된 동등물을 포함하는 포일을 위하여 요융점은 약 900℉의 범위이다. 이러한 용융 온도는 전형적으로 경화 덧붙임 재료(28) 또는 슈라우드(20)의 요융온도보다 더 낮고, 슈라우드는 전형적으로 니켈계 초합금을 포함하고 2175℉를 초과하는 용융점을 갖는다. 충분한 확산 접합을 야기하는데 요구되는 시간은 일반적으로 보다 긴 주기가 추천되지만 800 내지 900℉ 사이의 온도에서 약 45분의 범위이다.
가열 공정중에 금속내에 소정의 불순물이 도입되는 것은 매우 바람직하지 않기 때문에, 가열 공정은 비산화내에서, 일반적으로 진공 또는 비활성 가스의 존재내에서 실시된다. 본 발명의 방법의 마지막 단계와 같이, 경화 덧붙임 프리폼(28)이 냉각된 후에 소망하는 두께보다 큰 것을 소망하는 두께보다 작도록 기계가공하여 설계 공차내에서 일정한 치수를 갖도록 다양한 블레이드(10)의 Z자형 노치(25)를 허용하게 된다. 도 4는 상술한 바와 같이 본 발명의 방법의 개략도를 나타낸 것이다.
본 발명의 방법의 바람직한 실시예에 있어서, 확산 접합은 응력 제거 및 재료 리쥬버네이션(rejuvenation)을 위하여 동시에 열처리와 함께 블레이드에 접합되도록 발생할 수도 있다. 응력 제거를 위해 요구되는 온도 및 시간은 전형적으로 경화 덧붙임 프리폼 재료(28)를 슈라우드(20)에 확산 접합을 달성하기 위한 온도 및 시간의 초과시에 바람직하게 된다. 따라서, 본 발명의 확산 접합 공정은 블레이드 리쥬버네이션 공정의 부분으로서 실시될 수도 있다. 이러한 2개의 단계를 복합하는 이러한 성능은 마모된 Z자형 노치(25)를 갖는 이용된 블레이드(10)가 이것에 접합된 새로운 경화 덧붙임 재료(28)를 가지므로 본래의 재료 공차에 대해 이러한 영역 위에서 재생되는 것이 바람직한 곳에서 특히 유용하다. 확산 접합을 위해 본 발명의 부분과 같이 이러한 가열 단계는 블레이드 응력 제거 및 블레이드 리쥬버네이션을 위해 사용된 블레이드 열처리의 서브세트(subset)가 된다.
바람직한 실시예에 있어서, 포일(40)은 공융 억제제(eutectic depressant agent)로서 이용되는 붕소를 포함하는 곳에서, 경화 덧붙임 프리폼(28), 포일(40) 및 Z자형 기재(25)의 개재된 조립체는 붕소의 확산을 포일(40)내로 허용함으로써, 공융 용융된 포일의 응고를 초래하고 경화 덧붙임의 부착을 포일 합금의 응고상의 슈라우드 기재에 접합한다.
실시예 1
실험의 제 1 시리즈는 본 발명의 방법의 성능을 평가하도록 실시되어, 경화 덧붙임 프리폼(28)을 터빈 블레이드(10)의 슈라우드(20)내에 Z자형 노치(25)에 성공적으로 접합시키고, 슈라우드(20), 포일(40), 경화 덧붙임 프리폼(28) 및 블레이드 열처리의 부분과 같은 에지 합금을 위해 위해 임의의 선택된 재료를 이용한다.
이러한 시리즈의 실험(또한 이하의 실시예 2)을 위해 선택된 슈라우드 재료(20)는 제너럴 일렉트릭 소유의 재료, 특히 GTD 111 니켈계 초합금이다.
제 1 실험을 위해 선택된 경화 덧붙임 프리폼 재료(28)는 델로럴 스텔리트 인코포레이트(Deloral Stellite Inc.)에 의해 생산되는 코발트계 경화 덧붙임 합금이었다. 이러한 경화 덧붙임 합금은 51.0 내지 53.0 중량%의 코발트, 16.5 내지 17.5 중량%의 크롬, 3.0 내지 3.5 중량%의 규소, 최대 3.0 중량%의 철+니켈, 27 내지 29 중량%의 몰리브덴, 최대 0.03 중량%의 황(S), 최대 0.03 중량%의 인(P), 최대 0.1 중량%의 탄소를 포함한다.
2개 유형의 포일(40)은 13 중량%의 크롬, 4 중량%의 철, 2.8 중량%의 붕소(Boron), 4 중량%의 규소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 Amdry 915로 공지된 상업적으로 이용가능한 제 1 니켈계 합금[포일(A)로 도시함]이었다.
다른 한편 상업적으로 이용가능한 니켈계 합금인 제 2 포일[포일(B)로 도시함]은, 13 중량%의 크롬, 1.5 중량%의 붕소, 7.3 중량%의 규소, 0.08 중량%의 탄소 그리고 나머지는 니켈을 포함한다.
다른 한편, 2개의 유형의 에지 합금은, 먼저 17 중량%의 니켈, 19 중량%의 크롬, 4 중량%의 텅스텐, 0.4 중량%의 카본, 0.8 중량%의 붕소, 8 중량%의 규소 그리고 나머지는 코발트를 포함하는 AMS 4783의 코발트계 합금의 페이스트 비드로 실험되었다.
다른 한편 금속 합금의 비드 페이스트 형상인 제 2 에지 합금은, 10 중량%의 코발트, 8.3 중량%의 크롬, 5.5 중량%의 알루미늄, 1.0 중량%의 티타늄, 3.0 중량%의 탄탈, 0.70 중량%의 몰리브덴, 1.5 중량%의 하프늄(Hafnium), 0.14 중량%의 탄소, 0.015 중량%의 붕소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 합금(A)의 60%로 구성된다.
실험을 진행하기 위하여, 16개의 랩 시어 견본(lap shear specimens)이 머저 준비되고, 각기 0.500"±0.005" 및 0.125"±0.005"의 폭 및 두께 치수의 길다란 직사각형 부재를 포함한다. 2개의 동일한 반부 견본은 상기 폭 및 두께로 준비되고, 제 1 반부는 GTD 111 슈라우드 기재 재료 및 경화 덧붙임 재료 Triballoy T800의 다른 하나로 구성된다. 그 다음 2개의 반부는 3/16" 거리의 이들의 대응하는 단부에서 중첩되고, 포일은 2개의 반부 사이에 중첩되고, 이러한 포일은 상기와 동일하게 포일(A)이거나 또는 포일(B)이다. AMS 4783이거나 또는 60% 합금(A)/40% 합금(B)인 에지 합금은, 중첩부(overlap)의 주변부 주위의 외부 인터페이스에서 접합되었다. 중첩부의 영역내에서 각각 2개의 반부상에 니켈 블레스트를 포함하는 프리 용접 클리닝 프리프(pre-braze cleaning prep)는, 16개의 견본중 8개에 실시되었다.
그 다음, 가열은 재료를 함께 용접하도록 2개의 사이클의 열처리중 하나에 따라 접합되었다. 특히, 응력 견본 모두는 다음 사이클의 가열을 받게 되었다. 즉, 사이클 1은 900 F/45분 + 1950 F/30분 + 2175 F/20분+ 2050 F/120분 + 2100 F/12분이다.
나머지 8개의 견본은 아래의 가열을 받게 되었다. 즉, 사이클 2는 900 F/45분 + 1950 F/30분 + 2175 F/60분+ 2050 F/60분이다.
양쪽 가열 사잉클은 진공(5×10-4torr)에서 실시되었고, 연결된 랩 시어 견본, 결과적으로 아르곤은 200℉ 이하로 냉각되었다.
그 후, 신장 응력 실럼은 상기에서 설정된 바와 같이 분비된 16개의 시어 견본상에 실시되었다.
에지 합금 포일 사이클 니켈 블래스트(Ni-Blast) 강도(psi)
AMS 4783 A 1 예 18,864
AMS 4783 A 1 예 14,768
AMS 4783 B 1 예 19,1936
AMS 4783 B 1 예 16,672
AMS 4783 A 1 아니오 18,272
AMS 4783 A 1 아니오 17,728
AMS 4783 B 1 아니오 mis-test
AMS 4783 B 1 아니오 mis-test
AMS 4783 A 1 예 21,712
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 예 22,576
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 예 19,056
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 예 20,592
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 예 15,984
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 아니오 16,016
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 아니오 21,296
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 아니오 21,680
모든 견본의 실패는 랩 시어 신장 견본의 경화 덧붙임 재료내에 있었고, 조인트 중첩이나 GTD 111 재료내에 있지는 않았다.
게다가, 16개의 견본의 신장 실험전에, 16개의 견본중 8개의 경화 덧붙임 측면은 중첩의 영역에서 로크웰-c 경도 실험되었다.
이러한 경도 실험의 결과는 아래와 같다.
하드페이스 합금 에지 합금 포일 사이클 니켈 블래스트 Rc 1 Rc 2 Rc 3
T 800 AMS 4783 A 1 예 54.0 53.8 54.8
T 800 AMS 4783 B 1 예 53.9 55.6 55.2
T 800 AMS 4783 A 1 아니오 52.9 54.8 53.8
T 800 AMS 4783 B 1 아니오 53.9 54.1 53.7
T 800 60%합금(A)/40%합금(B) A 2 예 54.2 54.3 53.4
T 800 60%합금(A)/40%합금(B) B 2 예 54.2 55.2 55.0
T 800 60%합금(A)/40%합금(B) A 2 아니오 53.7 54.2 55.0
T 800 60%합금(A)/40%합금(B) B 2 아니오 52.3 55.0 54.8
실시예 2
다른 16개의 견본은 실시예 1에서 준비된 것과 동일하게 준비되었고, Stellite 694는 경화 덧붙임 재료(28)로서의 T800으로 구성되었고, 신장 실험은 상기와 같이 실시되었다. 이러한 실험의 결과는 아래와 같이 설정되었다.
에지 합금 포일 사이클 니켈 블래스트(Ni-Blast) 강도(psi)
AMS 4783 A 1 예 38,160
AMS 4783 A 1 예 31,648
AMS 4783 B 1 예 31,648
AMS 4783 B 1 예 43,200
AMS 4783 A 1 아니오 36,128
AMS 4783 A 1 아니오 32,848
AMS 4783 B 1 아니오 38,352
AMS 4783 B 1 아니오 40,000
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 예 37,424
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 예 32,624
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 예 40,624
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 예 34,064
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 아니오 40,192
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 아니오 41,952
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 아니오 32,576
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 아니오 38,048
실시예 2에서 견본의 실패는 랩 시어 견본의경화 덧붙임 재료내에서와 유사하였고, 조인트 중첩에서 또는 GTD111 재료내에는 아니다.
또한, 유사한 로크웰 경도 테스트는 실시예 1의 경우에서 실시된 바와 같이 중첩의 영역에서 16개의 샘플중 8개에서 3개의 분리된 위치에서 실시되었다.
에지 합금 포일 사이클 니켈 브래스트 Rc-1 Rc-2 Rc-3
AMS 4783 A 1 예 45.3 46.2 45.8
AMS 4783 B 1 예 46.8 46.9 47.1
AMS 4783 A 1 아니오 43.8 47.2 44.9
AMS 4783 B 1 아니오 45.7 46.1 46.9
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 예 45.1 45.8 46.0
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 예 48.2 49.2 48.7
60%합금(A)/40%합금(B) A 2 아니오 47.4 48.2 47.7
60%합금(A)/40%합금(B) B 2 아니오 48.9 48.8 49.2
표 1 내지 표 4의 상기 실험 및 데이터의 검사는 터빈 블레이드 재료에 대해 경화 덧붙임 재료(28)를 확산 접합하는 수단이 고신장 응력을 갖는 접합을 생성할 때 사이클 가열을 이용하는 것(전형적으로 터빈 블레이드의 응력 제거를 위해 요구되는 범위 및 기간에서)을 나타낸 것이다. 또한, 경화 덧붙임 재료내에 발생하는 모든 경우와, 조인트 또는 GTD111 재료에서의 실패 때문에, 이것은 슈라우드 기재 재료 GTD111의 신장 특성내에서의 접합으로 인한 측정할 수 없거나 또는 하락할 수 있는 저하가 아니라는 것을 나타낸 것이다. 이러한 수단은 접합의 영역에서 슈라우드 기재를 갖는 경도 합금의 임의의 혼합으로 인하여 발생되는 실질적인 재료 하강이 없는 것을 의미한다. 이것은 로크웰 경도가 실질적으로 일정할 뿐만 아니라 높게 될 때(표 2 및 표 4 참조), 경화 덧붙임의 재료 강하가 없이 발생되는 것을 확인한다.
본 발명의 바람직한 실시예에서 설명되어 도시되어 있지만, 본 발명은 이러한 특정 실시예에 한정되지 않는다는 것이 이해된다. 다양한 변형 및 변경이 당업자에 의해 새롭게 발생될 것이다. 본 발명의 한정을 위하여, 첨부된 청구범위가 참조되어 있다.
본 발명은 경화 덧붙임 재료를 터빈 블레이드의 슈라우드 부분상에 확산 접합함으로써, 용접 균열을 방지하고 접합 강도를 향상시킬 수 있다.

Claims (28)

  1. 터빈 블레이드의 일부에 대한 내마모성 경화 덧붙임 합금(hardface alloy)의 접합 방법에 있어서,
    용접 합금의 얇은 포일을 상기 터빈 블레이드의 일부의 결합면 위로 배치하는 단계와,
    소망하는 두께보다 두꺼운 경화 덧붙임 합금을 상기 포일 위에 배치함으로써, 상기 터빈 블레이드의 일부와 상기 경화 덧붙임 합금 사이에 상기 포일을 개재시키는 단계와,
    상기 터빈 블레이드, 포일 및 경화 덧붙임 합금의 일부를 상기 포일이 용융되기에 충분한 주기동안 가열하고, 또 상기 경화 덧붙임 합금을 상기 터빈 블레이드의 일부에 접합하는 단계와,
    상기 소망하는 두께보다 두꺼운 상기 경화 덧붙임 합금을 소망하는 작은 두께로 감소시키도록 기계가공하는 단계를 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 경화 덧붙임 합금은 0.70 내지 1.0 중량%의 카본, 26 내지 30 중량%의 크롬, 1.0 중량%의 규소, 4 내지 6 중량%의 니켈, 3.0 중량%의 철, 0.75 내지 1.25 중량%의 바나듐, 0.75 내지 1.25 중량%의 바나듐, 0.005 내지 0.10 중량%의 붕소, 18 내지 21 중량%의 텅스텐(W) 그리고 나머지는 코발트(Co)를 포함하는 코발트계 합금으로 구성되는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 포일은 13 중량%의 크롬, 4 중량%의 철, 2.8 중량%의 붕소, 4 중량%의 규소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 니켈계 합금으로 구성되는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 포일은 19 중량%의 크롬, 1.5 중량%의 붕소, 0.08 중량%의탄소, 7.3 중량%의 규소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 니켈계 합금으로 구성되는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 경화 덧붙임 합금 및 상기 터빈 블레이드의 일부 중간의 위치에서 파우더형 금속 합금을 더 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 파우더형 금속 합금을 추가하는 단계는 패이스트 용접 합금의 비드를 상기 경화 덧붙임 합금과 가열하기 전의 상기 터빈 블레이드의 일부 사이에서 적어도 하나의 노출된 조인트 인터페이스 위에 추가하는 단계를 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  7. 제 5 항에 있어서,
    상기 파우더형 금속 합금은 10 중량%의 코발트, 8.3 중량%의 크롬, 5.5 중량%의 알루미늄, 1.0 중량%의 티타늄, 3.0 중량%의 탄탈, 0.7 중량%의 몰리브덴, 10 중량%의 텅스텐, 1.5 중량%의 하프늄, 0.14 중량%의 탄소, 0.015 중량%의 붕소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 니켈계 합금으로 구성되는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  8. 제 5 항에 있어서,
    상기 파우더형 금속 합금은 22 중량%의 코발트, 15 중량%의 크롬, 2.8 중량%의 붕소, 3.5 중량%의 규소 그리고 나머지는 니켈을 실질적으로 포함하는 니켈계 합금으로 구성되는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  9. 제 5 항에 있어서,
    상기 파우더형 금속 합금은 청구항 7에서 청구된 합금의 약 60 중량%와, 청구항 8에서 청구된 합금의 40 중량%로 구성되는 니켈계 합금인
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  10. 제 5 항에 있어서,
    상기 파우더형 금속 합금은 17 중량%의 니켈, 19 중량%의 크롬, 4 중량%의 텅스텐, 0.4 중량%의 카본, 0.8 중량%의 붕소, 8 중량%의 규소 그리고 나머지는 코발트를 실질적으로 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 경화 덧붙임 합금을 상기 포일 위로 위치설정한 후에, 경화 덧붙임 합금을 상기 터빈 블레이드의 일부에 대해 하나 또는 그 이상 국부적인 위치에서 택 용접(tack-welding)함으로써, 상기 포일을 상기 경화 덧붙임 합금과 상기 터빈 블레이드의 일부 사이에 개재된 위치내에서 일시적으로 고정시키는 단계를 더 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 포일은 1 내지 5mm 범위내의 두께인
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  13. 제 1 항에 있어서,
    상기 가열은 비산화 대기에서 실시되는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  14. 제 3 항에 또는 제 4 항에 있어서,
    상기 가열은 상기 결합면과 상기 경화 덧붙임 합금에 형성된 인터페이스로부터 떨어진 상기 포일내에 상기 붕소의 적어도 일부를 확산하기에 충분한 간격의 시간에 걸쳐서 가해지는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  15. 제 1 항에 있어서,
    상기 가열은 추가적으로 상기 터빈 블레이드를 위해 적어도 부분적으로 열처리하는 역할을 함으로써, 상기 경화 덧붙임 합금을 터빈 블레이드의 일부에 점착함과 동시에 상기 터빈 블레이드를 부분적인 열처리하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  16. 제 1 항에 있어서,
    상기 터빈 블레이드의 일부는 근접한 터빈 블레이드상의 대응하는 표면과 접촉하기에 적합한 슈라우드 터빈 블레이드의 슈라우드상에 편평한 표면을 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  17. 제 1 항에 있어서,
    가열될 때 상기 경화 덧붙임 합금에 대해 압력이 가해지는 단계를 더 포함하는
    내마모성 경화 덧붙임 합금의 접합 방법.
  18. 터빈 블레이드에 있어서,
    터빈 블레이드의 일부분이 특허청구범위 제 1 항에 청구된 방법에 의해 내마모성 경화 덧붙임 합금이 용접되어 있는
    터빈 블레이드.
  19. 터빈 블레이드에 있어서,
    터빈 블레이드는 슈라우드 및 상기 슈라우드내의 노치를 갖고, 상기 노치는 특허청구범위 제 1 항에 청구된 방법에 따라 이것에 가해진 내마모성 경화 덧붙임 합금을 구비하는
    터빈 블레이드.
  20. 제조 공차로 터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법에 있어서,
    상기 터빈 블레이드의 일부를 그라운드 결합면을 형성하도록 그라인딩(grinding)하는 단계와,
    용접(brazing) 합금의 얇은 포일을 상기 결합면 위에 배치하는 단계와, 경화 덧붙임 재료를 상기 포일 위에 위치설정함으로써, 상기 포일을 상기 결합면과 상기 경화덧붙임 재료 사이에 개재시키는 단계와,
    상기 용접 합금을 용융하고 또 덧붙임 재료를 상기 터빈 블레이드의 일부에 접합하기 위하여 상기 터빈 블레이드, 포일 및 경화 덧붙임 합금의 일부를 가열하는 단계와,
    상기 터빈 블레이드의 일부에 부착할 때 소망하는 두께보다 큰 상기 경화 덧붙임 재료를 소망하는 작은 두께로 기계가공하는 단계를 포함하는
    터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법.
  21. 제 20 항에 있어서,
    상기 가열은 일정한 시간 간격에 걸쳐서 가해지는
    터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법.
  22. 제 20 항에 있어서,
    상기 가열은 상기 터빈 블레이드의 열처리의 일부로서 실시되는
    터빈 블레이드의 일부를 재생하는 방법.
  23. 터빈 블레이드의 일부에 있어서,
    블레이드 표면, 포일 및 경화 덮붙임 재료를 포함하는
    터빈 블레이드의 일부.
  24. 제 23 항에 있어서,
    상기 블레이드 표면은 니켈계 초합금인
    터빈 블레이드의 일부.
  25. 제 23 항에 있어서,
    상기 포일은 니켈계 합금인
    터빈 블레이드의 일부.
  26. 제 23 항에 있어서,
    상기 경화 덧붙임 재료는 코발트계 합금인
    터빈 블레이드의 일부.
  27. 제 23 항에 있어서,
    상기 포일은 상기 블레이드 표면과 상기 경화 덧붙임 재료 사이에 개재되는
    터빈 블레이드의 일부.
  28. 터빈 블레이드에 있어서,
    노치를 갖는 슈라우드를 포함하고, 상기 노치의 표면은 용접 합금 포일에 근접하고, 경화 덧붙임 재료는 상기 포일 위에 위치설정되는
    터빈 블레이드.
KR1019990047814A 1998-11-02 1999-10-30 내마모성 표면경화 합금의 부착 방법, 터빈 블레이드의 일부의 재생 방법 및 터빈 블레이드 KR100639450B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/184,689 US6164916A (en) 1998-11-02 1998-11-02 Method of applying wear-resistant materials to turbine blades, and turbine blades having wear-resistant materials
US09/184,689 1998-11-02
US9/184,689 1998-11-02

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20000035121A true KR20000035121A (ko) 2000-06-26
KR100639450B1 KR100639450B1 (ko) 2006-10-26

Family

ID=22677959

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019990047814A KR100639450B1 (ko) 1998-11-02 1999-10-30 내마모성 표면경화 합금의 부착 방법, 터빈 블레이드의 일부의 재생 방법 및 터빈 블레이드

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6164916A (ko)
EP (1) EP0999009B1 (ko)
JP (1) JP4831379B2 (ko)
KR (1) KR100639450B1 (ko)
DE (1) DE69925796T2 (ko)
TW (1) TW445191B (ko)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100789038B1 (ko) * 2002-06-28 2007-12-26 제너럴 일렉트릭 캄파니 터빈 버킷 첨단에서의 서로 이웃한 슈라우드 커버의중첩을 방지하는 방법
KR20140038269A (ko) * 2012-09-20 2014-03-28 한국전력공사 합금분말을 이용한 단결정 초내열합금의 천이액상접합방법
US9764530B2 (en) 2013-04-12 2017-09-19 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Method for obtaining a configuration for joining a ceramic material to a metallic structure

Families Citing this family (67)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040124231A1 (en) * 1999-06-29 2004-07-01 Hasz Wayne Charles Method for coating a substrate
US6363612B1 (en) * 2000-12-27 2002-04-02 General Electric Company Method of reducing burr formation during turbine bucket cover machining
US7063250B2 (en) * 2001-05-31 2006-06-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Coating forming method and coating forming material, and abrasive coating forming sheet
US6491498B1 (en) 2001-10-04 2002-12-10 Power Systems Mfg, Llc. Turbine blade pocket shroud
KR20030050425A (ko) * 2001-12-18 2003-06-25 (주)소프트가족 실시간 상담 서비스 방법
JP3848155B2 (ja) * 2001-12-25 2006-11-22 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
JP3851161B2 (ja) * 2001-12-25 2006-11-29 株式会社日立製作所 ガスタービン燃焼器
EP1428981A1 (de) * 2002-12-11 2004-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit einer Schutzschicht
US7009137B2 (en) * 2003-03-27 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Laser powder fusion repair of Z-notches with nickel based superalloy powder
US20040261265A1 (en) * 2003-06-25 2004-12-30 General Electric Company Method for improving the wear resistance of a support region between a turbine outer case and a supported turbine vane
EP1508668B1 (en) * 2003-07-23 2006-12-20 Alstom Technology Ltd Method of reconditioning and method of fabricating a turbine blade
EP1522375A1 (de) * 2003-10-06 2005-04-13 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung eines Schichtsystems
US7001152B2 (en) * 2003-10-09 2006-02-21 Pratt & Wiley Canada Corp. Shrouded turbine blades with locally increased contact faces
FR2860741B1 (fr) * 2003-10-10 2007-04-13 Snecma Moteurs Procede de reparation de pieces metalliques notamment d'aubes de turbine de moteur a turbine a gaz
US7222422B2 (en) * 2004-02-16 2007-05-29 General Electric Company Method for refurbishing surfaces subjected to high compression contact
GB0406889D0 (en) * 2004-03-26 2004-04-28 Alstom Technology Ltd Turbine and turbine blade
US7066714B2 (en) * 2004-03-26 2006-06-27 United Technologies Corporation High speed rotor assembly shroud
US7331755B2 (en) * 2004-05-25 2008-02-19 General Electric Company Method for coating gas turbine engine components
US7360991B2 (en) * 2004-06-09 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating gas turbine engines
DE102005055984A1 (de) * 2005-11-24 2007-05-31 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Reparatur eines Mantelringsegments einer Gasturbine
US8703044B2 (en) † 2006-01-03 2014-04-22 General Electric Company Machine components and methods of fabricating and repairing
US7762779B2 (en) * 2006-08-03 2010-07-27 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US7934315B2 (en) * 2006-08-11 2011-05-03 United Technologies Corporation Method of repairing shrouded turbine blades with cracks in the vicinity of the outer shroud notch
WO2008030324A2 (en) * 2006-09-08 2008-03-13 Siemens Energy, Inc. Method for damping vibrations in a steam turbine and low coefficient of friction, wear resistant coating for steam turbine blade contact areas
US20080138533A1 (en) * 2006-12-12 2008-06-12 General Electric Company Microwave process for forming a coating
US7771171B2 (en) * 2006-12-14 2010-08-10 General Electric Company Systems for preventing wear on turbine blade tip shrouds
US8182228B2 (en) * 2007-08-16 2012-05-22 General Electric Company Turbine blade having midspan shroud with recessed wear pad and methods for manufacture
US20090202344A1 (en) 2008-02-13 2009-08-13 General Electric Company Rotating assembly for a turbomachine
DE102008023326A1 (de) * 2008-05-13 2009-11-19 Mtu Aero Engines Gmbh Deckband für Laufschaufeln einer Strömungsmaschine und Strömungsmaschine
US8393528B2 (en) * 2009-07-22 2013-03-12 Mtu Aero Engines Gmbh Method for coating a turbine blade
US8371816B2 (en) * 2009-07-31 2013-02-12 General Electric Company Rotor blades for turbine engines
CN102834210A (zh) * 2010-04-08 2012-12-19 株式会社图格莱 复合体
US8641381B2 (en) 2010-04-14 2014-02-04 General Electric Company System and method for reducing grain boundaries in shrouded airfoils
JP5980115B2 (ja) * 2010-06-30 2016-08-31 マニー株式会社 医療用切削器具
PL217698B1 (pl) * 2010-07-28 2014-08-29 Gen Electric Sposób naprawiania metalowego elementu składowego turbiny i metalowy element składowy turbiny
US8708655B2 (en) * 2010-09-24 2014-04-29 United Technologies Corporation Blade for a gas turbine engine
US8753093B2 (en) * 2010-10-19 2014-06-17 General Electric Company Bonded turbine bucket tip shroud and related method
FR2967714B1 (fr) * 2010-11-22 2012-12-14 Snecma Aube mobile de turbomachine
US20130202439A1 (en) * 2012-02-08 2013-08-08 General Electric Company Rotating assembly for a turbine assembly
US9109873B1 (en) 2012-03-21 2015-08-18 General Electric Company Apparatus and method for inspecting a turbine blade tip shroud
US8816259B2 (en) * 2012-04-06 2014-08-26 Siemens Aktiengesellschaft Pack heat treatment for material enhancement
US9700941B2 (en) * 2012-10-03 2017-07-11 Siemens Energy, Inc. Method for repairing a component for use in a turbine engine
US20140140807A1 (en) * 2012-11-19 2014-05-22 General Electric Company Turbine shroud arrangement for a turbine system and method of controlling a turbine shroud arrangement
US9863249B2 (en) 2012-12-04 2018-01-09 Siemens Energy, Inc. Pre-sintered preform repair of turbine blades
EP2938832B1 (en) * 2012-12-28 2019-02-06 United Technologies Corporation Shrouded turbine blade with cut corner
SG2013002183A (en) * 2013-01-10 2014-08-28 Pratt & Whitney Services Pte Ltd Turbine shroud milling with blade held in same fixture during milling of concave and convex parts
US10465531B2 (en) * 2013-02-21 2019-11-05 General Electric Company Turbine blade tip shroud and mid-span snubber with compound contact angle
EP2792848A1 (de) * 2013-04-17 2014-10-22 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Wiederherstellen der Deckplattenvorspannung einer Turbinenbeschaufelung
US9151587B2 (en) 2013-11-11 2015-10-06 General Electric Company Bucket tip shroud measurement fixture and method of measuring bucket tip shroud orientation
US9611753B2 (en) 2014-04-29 2017-04-04 General Electric Company Apparatus and method for inspecting a turbine blade tip shroud
US20150377037A1 (en) * 2014-06-30 2015-12-31 General Electric Company Braze methods and components for turbine buckets
DE102014224156B4 (de) * 2014-11-26 2024-05-23 MTU Aero Engines AG Lötverfahren zur Panzerung der Z-Notch von TIAL-Schaufeln und Bauteil einer Strömungsmaschine mit einer solchen Panzerung
JP6567394B2 (ja) * 2015-11-10 2019-08-28 株式会社東芝 ガスタービン部品の摩耗部位補修方法
US10421147B2 (en) * 2015-11-17 2019-09-24 General Electric Company Fixture and method for resistance welding of a pad to a surface
US20170144260A1 (en) * 2015-11-24 2017-05-25 General Electric Company Article treatment method and treated article
US10598030B2 (en) * 2017-01-10 2020-03-24 General Electric Company Assembly, treated article, and process of treating a turbine component
US10456849B2 (en) 2017-05-25 2019-10-29 General Electric Company Composite component having angled braze joint, coupon brazing method and related storage medium
US10294801B2 (en) * 2017-07-25 2019-05-21 United Technologies Corporation Rotor blade having anti-wear surface
FR3074813B1 (fr) * 2017-12-12 2022-05-06 Safran Aircraft Engines Procede de depot d'un materiau anti-usure sur un element aubage pour une turbomachine d'aeronef
FR3079847B1 (fr) * 2018-04-10 2023-11-10 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un element aubage metallique d'une turbomachine d'aeronef
US20190337102A1 (en) * 2018-05-07 2019-11-07 General Electric Company Interlocking Stage of Airfoils
JP6986155B2 (ja) * 2018-06-19 2021-12-22 三菱パワー株式会社 タービン動翼、ターボ機械及びコンタクト面製造方法
FR3084399B1 (fr) * 2018-07-24 2021-05-14 Safran Aircraft Engines Aube mobile pour une roue d'une turbomachine
JP7398198B2 (ja) * 2019-03-12 2023-12-14 三菱重工業株式会社 タービン動翼及びコンタクト面製造方法
FR3107720B1 (fr) * 2020-02-27 2023-04-28 Safran Aircraft Engines Aube de turbine, procédé de fabrication ou de reconditionnement du talon de ladite aube
CN113478167A (zh) * 2021-07-21 2021-10-08 中国航发航空科技股份有限公司 一种航空发动机高压涡轮工作叶片叶冠修复方法
CN114561563A (zh) * 2022-02-28 2022-05-31 兰州大学 一种通过优化高温合金组织从而提高组织稳定性的方法

Family Cites Families (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE123702C (ko) *
DE837220C (de) * 1950-11-29 1952-04-21 Karl Schmidt Unter einem Ski anzubringender, loesbarer, als Steigsohle dienender Beschlag
US2994125A (en) * 1956-12-26 1961-08-01 Gen Electric Hard surface metal structure
US3696500A (en) * 1970-12-14 1972-10-10 Gen Electric Superalloy segregate braze
US4034454A (en) * 1975-02-13 1977-07-12 United Technologies Corporation Composite foil preform for high temperature brazing
US4291448A (en) * 1977-12-12 1981-09-29 Turbine Components Corporation Method of restoring the shrouds of turbine blades
SE8305712L (sv) * 1983-02-28 1984-08-29 Imp Clevite Inc Sett att applicera ett notnings- och/eller korrosionsbestendigt overdrdg pa ett foremal med oregelbunden yta
EP0123702B1 (de) * 1983-04-27 1987-09-23 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. Verfahren zum Verbinden von metallischen Bauelementen
JPS60177992A (ja) * 1984-02-24 1985-09-11 Mazda Motor Corp ポ−ラス部材の接合方法および製品
JPS61201801A (ja) * 1985-03-04 1986-09-06 Hitachi Ltd 原子力発電プラントのエロ−ジヨン防止法
US4624860A (en) * 1985-10-15 1986-11-25 Imperial Clevite Inc. Method of applying a coating to a metal substrate using brazing material and flux
US4771537A (en) * 1985-12-20 1988-09-20 Olin Corporation Method of joining metallic components
US4706872A (en) * 1986-10-16 1987-11-17 Rohr Industries, Inc. Method of bonding columbium to nickel and nickel based alloys using low bonding pressures and temperatures
US4715525A (en) * 1986-11-10 1987-12-29 Rohr Industries, Inc. Method of bonding columbium to titanium and titanium based alloys using low bonding pressures and temperatures
US4978051A (en) * 1986-12-31 1990-12-18 General Electric Co. X-ray tube target
US4822248A (en) * 1987-04-15 1989-04-18 Metallurgical Industries, Inc. Rebuilt shrouded turbine blade and method of rebuilding the same
US4814236A (en) * 1987-06-22 1989-03-21 Westinghouse Electric Corp. Hardsurfaced power-generating turbine components and method of hardsurfacing metal substrates using a buttering layer
US4961529A (en) * 1987-12-24 1990-10-09 Kernforschungsanlage Julich Gmbh Method and components for bonding a silicon carbide molded part to another such part or to a metallic part
DE68908980T2 (de) * 1988-07-14 1994-01-20 Rolls Royce Plc Legierung und Verfahren zu ihrer Verwendung.
US4883219A (en) * 1988-09-01 1989-11-28 Anderson Jeffrey J Manufacture of ink jet print heads by diffusion bonding and brazing
US5316599A (en) * 1989-11-20 1994-05-31 Nippon Yakin Kogyo Co., Ltd. Method of producing Ni-Ti intermetallic compounds
US5198308A (en) * 1990-12-21 1993-03-30 Zimmer, Inc. Titanium porous surface bonded to a cobalt-based alloy substrate in an orthopaedic implant device
US5236116A (en) * 1991-08-26 1993-08-17 The Pullman Company Hardfaced article and process to provide porosity free hardfaced coating
JPH0826367B2 (ja) * 1993-11-08 1996-03-13 川崎重工業株式会社 ガスタービンブレード用の耐摩耗片の製造方法
DE4439950C2 (de) * 1994-11-09 2001-03-01 Mtu Muenchen Gmbh Metallisches Bauteil mit einer Verbundbeschichtung, Verwendung, sowie Verfahren zur Herstellung von metallischen Bauteilen
US5609286A (en) * 1995-08-28 1997-03-11 Anthon; Royce A. Brazing rod for depositing diamond coating metal substrate using gas or electric brazing techniques
US5683825A (en) * 1996-01-02 1997-11-04 General Electric Company Thermal barrier coating resistant to erosion and impact by particulate matter
FR2746043B1 (fr) * 1996-03-14 1998-04-17 Soc Nat Detude Et De Construction De Moteurs Daviation Snecma Procede de realisation d'un apport sur une zone localisee de piece en superalliage
US5704538A (en) * 1996-05-29 1998-01-06 Alliedsignal Inc. Method for joining rhenium to columbium
JP3864458B2 (ja) * 1996-07-16 2006-12-27 石川島播磨重工業株式会社 タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法
JPH10110203A (ja) * 1996-10-03 1998-04-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 金属材の肉盛り用シート及び金属材の肉盛り方法
DE19642980C1 (de) * 1996-10-18 1998-08-13 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur Instandsetzung verschlissener Schaufelspitzen von Verdichter- und Turbinenschaufel
EP1049562B1 (en) * 1997-10-27 2005-02-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blades made from multiple single crystal cast superalloy segments
JPH11197853A (ja) * 1998-01-16 1999-07-27 Daido Steel Co Ltd マルテンサイト系ステンレス鋼の接合方法
JP3666256B2 (ja) * 1998-08-07 2005-06-29 株式会社日立製作所 蒸気タービン翼の製造方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100789038B1 (ko) * 2002-06-28 2007-12-26 제너럴 일렉트릭 캄파니 터빈 버킷 첨단에서의 서로 이웃한 슈라우드 커버의중첩을 방지하는 방법
KR20140038269A (ko) * 2012-09-20 2014-03-28 한국전력공사 합금분말을 이용한 단결정 초내열합금의 천이액상접합방법
US9764530B2 (en) 2013-04-12 2017-09-19 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Method for obtaining a configuration for joining a ceramic material to a metallic structure

Also Published As

Publication number Publication date
JP4831379B2 (ja) 2011-12-07
US6164916A (en) 2000-12-26
DE69925796D1 (de) 2005-07-21
JP2000225475A (ja) 2000-08-15
TW445191B (en) 2001-07-11
EP0999009B1 (en) 2005-06-15
DE69925796T2 (de) 2006-05-04
EP0999009A1 (en) 2000-05-10
KR100639450B1 (ko) 2006-10-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100639450B1 (ko) 내마모성 표면경화 합금의 부착 방법, 터빈 블레이드의 일부의 재생 방법 및 터빈 블레이드
JP5698889B2 (ja) 機械部品並びに製造及び補修法
US4657171A (en) Repair of a member having a projection
JP4060083B2 (ja) ニッケル基ろう材及びろう補修方法
KR100729893B1 (ko) 고 에너지 빔 용접 방법
KR102456806B1 (ko) 초합금 용접 방법
KR100474467B1 (ko) 니켈계브레이징재
KR100876171B1 (ko) 전자 비임 용접 방법
JP2006188760A (ja) ニッケル基超合金の補修方法、補修のための予備成形体並びにこれにより補修された構成要素
US20180345396A1 (en) Machine components and methods of fabricating and repairing
CN112584956A (zh) 利用金属钎焊预烧结的预制件对涡轮翼型件进行部段替换
MX2014005520A (es) Metodo para unir o reparar estructuras de superaleacion utilizando soldadura fuerte de proyecciones por resistencia: componente de superaleacion correspondiente.
US6652677B2 (en) Process of welding gamma prime-strengthened nickel-base superalloys
EP3308900A1 (en) Hybrid component and method of making
Ellison et al. Powder metallurgy repair of turbine components
US11517969B2 (en) Weld-brazing techniques
Ellison et al. Powder metallurgy repair of turbine components
CN113646508A (zh) 使用复合梢部硼基预烧结预制件对涡轮机部件的梢部修复
KR960004205B1 (ko) 슈라우드 터어빈 블레이드
WO2023121488A1 (en) Braze repair
JPWO2020154453A5 (ko)

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20121008

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20131008

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20141007

Year of fee payment: 9

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20151006

Year of fee payment: 10

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20161012

Year of fee payment: 11

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20171013

Year of fee payment: 12

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20181015

Year of fee payment: 13