KR20010050822A - 초합금 용접 조성물 및 수리된 터빈 엔진 구성요소 - Google Patents

초합금 용접 조성물 및 수리된 터빈 엔진 구성요소 Download PDF

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KR20010050822A
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제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹
제너럴 일렉트릭 캄파니
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Abstract

본 발명은 Co 약 10 내지 약 15중량%, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.5 내지 약 1.3중량%, Ta 약 3.5 내지 약 4.5중량%, Mo 약 1 내지 약 2중량%, W 약 13.5 내지 약 17.0중량%, C 약 0.08중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.1 내지 약 0.3중량% 및 잔여량의 Ni를 포함하는 고용체 강화 초합금 용접 조성물에 관한 것이다.

Description

초합금 용접 조성물 및 수리된 터빈 엔진 구성요소{SUPERALLOY WELD COMPOSITION AND REPAIRED TURBINE ENGINE COMPONENT}
본 발명은 터빈 엔진 구성요소의 기술분야에 관한 것이다. 더욱 구체적으로, 본 발명은 초합금 용접 조성물 및 이를 사용하여 수리한 구성요소에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진의 효율은 부분적으로는 터빈 블레이드 또는 버킷과, 엔진의 터빈부의 보호판 사이의 연소 기체의 누출량 또는 누출정도에 좌우된다. 이들 사이의 간극을 최소화하기 위해서는 일반적으로 선단에 정밀 기계가공시킨다. 그러나, 기계가공의 공차(tolerance)로 인해, 구성요소들간의 열 팽창률 편차 및 동력학적 영향의 결과로 선단과 보호판 사이에서 일정한 정도의 마찰이 통상 발생한다.
예컨대, 연장된 기간 동안의 조작 후에는 마찰 접촉으로 인해, 블레이드의 기재 물질이 노출되어 일반적으로 블레이드의 부식 및/또는 산화를 일으킬 수 있다. 부식 또는 산화가 장기화되면 블레이드와 보호판 사이에서의 누출이 증가되어, 결과적으로 성능 및 효능을 저하시키게 된다. 블레이드 또는 버킷과 같은 터빈 구성요소의 상대적인 비용 측면에서, 교체에 대한 비용 효과적 선택으로서 손상된 구성요소를 수리하는 것이 통상적이다. 공지된 수리법에서, 용접가능한 초합금 조성물로 제조된 용접 와이어가 "덧땜" 공정에서 사용되어 블레이드를 본래 형태 또는 거의 본래 형태로 복구시킨다. 예컨대, 니켈계 초합금 용접 와이어는 니켈계 초합금 블레이드의 선단 영역상에 다수의 패스(pass)를 만듦으로써 텅스텐 아크 용접 공정에서 사용될 수 있다. 용접 작업 후, 선단 영역을 기계가공한다.
시판되는 수많은 용접 수리 합금이 존재함에도 불구하고, 용접 합금, 특히 니켈계 초합금 구성요소에 대한 니켈계 용접 합금의 추가적인 개선이 계속적으로 요구되고 있다. 이러한 측면에서, 본 발명자들은 실온 용접을 가능하게 하는 우수한 연성(수리시에 구성요소의 전처리가 필요하지 않음), 우수한 내산화성, 및 필수적인 고온 인장 강도 및 크리프 저항성을 갖는다.
도 1은 터빈 엔진의 고압단의 수리된 터빈 버킷의 정면 투시도이다.
도 2는 1900℉에서 본 발명의 몇몇 합금 조성물 대 시판 합금의 등온 산화 상태를 플롯팅한 것이다.
도 3은 2000℉에서 본 발명의 몇몇 합금 조성물 대 시판 합금의 등온 산화 상태를 플롯팅한 것이다.
본 발명의 한 양태는 Co 약 10 내지 약 15중량%, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.5 내지 약 1.3중량%, Ta 약 3.5 내지 약 4.5중량%, Mo 약 1 내지 약 2중량%, W 약 13.5 내지 약 17.0중량%, C 약 0.08중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.1 내지 약 0.3중량% 및 잔여량의 Ni를 포함하는 고용체 강화 초합금 용접 조성물이다.
본 발명의 다른 양태는 수리된 영역과 손상되지 않은 영역을 갖는 수리된 터빈 엔진 구성요소에 관한 것이다. 수리된 영역은 전술된 바와 같은 조성물을 포함한다.
본 발명의 양태는 수리된 터빈 엔진 구성요소, 및 터빈 엔진 구성요소를 수리하기 위한 용접 조성물을 제공한다. 일반적으로 터빈 엔진 구성요소는 인장 강도, 크리프 저항성, 내산화성 및 내부식성 측면에서의 고온 성능에 대해 알려진 초합금 물질로 제조된다. 초합금 구성요소는 전형적으로 니켈계 합금으로 제조되며, 이 때 니켈은 초합금에서 중량 기준으로 가장 많은 단일 요소이다. 예시적인 니켈계 초합금은 Ni 약 40중량% 이상과, 코발트, 크롬, 알루미늄, 텅스텐, 몰리브덴, 티탄 및 철로 이루어진 군으로부터 선택된 하나 이상의 구성요소를 포함한다. 니켈계 초합금의 예는 상품명 인코넬(Inconel: 등록상표), 니모닉(Nimonic: 등록상표), 레네(Rene: 등록상표)(예컨대, 레네80-, 레네95, 레네142 및 레네N5 합금) 및 우디메트(Udimet)로 지정되었고, 지향적 고화된 단일 결정 초합금을 포함한다.
터빈 엔진 구성요소의 형태는 연소기 라이너, 연소기 돔(dome), 보호판, 버킷 또는 블레이드, 노즐 또는 베인(vane)이다. 상기 구성요소는 가장 일반적으로는 노즐 또는 베인과 같은 정치 에어포일, 및 블레이드와 버킷을 포함하는 회전 에어포일을 포함하는 에어포일이다. 본원에서 사용되는 용어 블레이드 및 버킷은 병용될 수 있는 용어이며, 전형적으로 블레이드는 항공기 터빈 엔진의 회전 에어포일이고, 버킷은 지상 동력 발생 터빈 엔진의 회전 에어포일이다. 블레이드 또는 버킷의 경우, 전형적으로 수리되는 영역은 주위 보호판과의 마찰 접촉으로 인해 마모되는 선단 영역이다. 노즐 또는 베인의 경우, 전형적으로 수리되는 영역은 승온에서 엔진의 초고속 기체에 노출되어 마모되는 전연(leading edge)이다. 수리 용접 조성물은 충전재로서 단독 사용되거나, 또는 노즐 또는 베인의 전연과 함께 적소에서 용접되는 윤곽 플레이트와 같은 삽입물과 함께 사용될 수 있다.
도 1에, 손상된 에어포일, 특히 동력 발생 터빈 엔진의 손상된 버킷(10)이 예시되어 있다. 버킷(10)은 에어포일 부분(12)과 도브테일 부분(dovetail portion)(14)을 포함한다. 에어포일 부분(12)은 손상되지 않은 영역(16) 및 수리된 영역(18)을 포함한다. 수리하기 전에 터빈 엔진으로부터 버킷을 제거하며, 침착된 이물질 뿐만 아니라 임의의 산화물과 부식물을 제거하는 통상적인 공정에 의해 제거된다. 제거된 피막을 선단 부근 영역에서 없애고, 선단은 선단 공동에 접근하도록 다시 연마된 후에 용접법에 의해 수리된다. 전형적으로 텅스텐 아크 불활성 기체(TIG) 용접이 사용되지만, 기체-금속 아크 용접, 저항 용접, 전자 빔 용접, 플라스마 용접 및 레이저 용접과 같은 다른 용접법이 사용될 수 있다. TIG 용접 공정에서는 작업편, 즉, 버킷(10)의 선단과 텅스텐 전극 사이에서 열이 발생한다. 본원에 기재된 바와 같은 조성을 갖는 니켈계 용접 와이어가 충전재로서 사용된다. 다수의 패스가 선단 주위에 형성되어서, 선단을 본래 형태에 가깝게 형성시킨다. 수리 공정은 버킷의 추가 보호를 위해 피복 공정(즉, 적층 피복, 확산 피복, 열 차단 피복) 뿐만 아니라 추가의 기계가공에 의해 완료된다.
본 발명의 제 1 양태에 따르면, 고용체 강화 용접 합금 조성물은 Co 약 10 내지 약 15중량%, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.5 내지 약 1.3중량%, Ta 약 3.5 내지 약 4.5중량%, Mo 약 1 내지 약 2중량%, W 약 13.5 내지 약 17.0중량%, C 약 0.08중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.1 내지 약 0.3중량% 및 잔여량의 Ni를 포함한다. 특정 조성물에 따르면, C는 약 0.02중량% 이상의 양으로 존재하며, Zr은 약 0.01중량% 이상의 양으로 존재하며, B 는 약 0.005중량% 이상의 양으로 존재한다. 바람직한 형태에서, 조성물은 Co 약 13.5중량%, Cr 약 20중량%, Al 약 0.8중량%, Ta 약 4중량%, Mo 약 1.5중량%, W 약 15.5중량%, C 약 0.05중량%, Zr 약 0.03중량%, B 약 0.01중량% 이하, Mn 약 0.7중량%, Si 약 0.2중량% 및 잔여량의 Ni를 포함한다. 조성물은 통상의 불순물을 함유할 수 있다.
본 발명의 제 2 양태에 따르면, 고용체 강화 용접 합금 조성물은 Co 약 10중량% 이하, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.2 내지 약 0.7중량%, 내열성 요소의 합 약 15 내지 약 28중량%, C 약 0.09중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.2 내지 약 0.45중량% 및 잔여량의 Ni를 포함한다. 일반적으로, 내열성 요소는 Ta, Mo 및 W로 이루어진 군으로부터 선택된다. 한 양태에서, 내열성 요소는 Mo 및 W을 포함하며, 이 때 Mo 및 W의 합은 약 16 내지 20중량% 범위이다. 바람직한 형태에서, 내열성 요소는 약 17 내지 19중량%의 양으로 존재하는 W만을 포함한다. 제 1 양태와 유사한 방식으로, 제 2 양태의 구체적인 한 예는 약 0.02중량% 이상의 C, 약 0.01중량% 이상의 Zr 및 약 0.005중량% 이상의 B를 함유한다. 조성물은 통상적인 불순물을 함유할 수 있다.
제 2 양태의 특정한 형태에서, 조성물은 Cr 약 21중량%, Al 약 0.4중량%, W 약 18중량%, C 약 0.07중량%, Zr 약 0.03중량%, B 약 0.01중량% 이하, Mn 약 0.7중량%, Si 약 0.35중량% 및 잔여량의 Ni를 포함한다. 일반적으로, 제 2 양태는 란타늄 원소가 합금 조성물의 특성에 바람직하지 않게 영향을 미치는 것으로 알려졌기 때문에 제 2 양태는 란타늄을 전혀 함유하지 않는다. 따라서, 일반적으로 제 2 양태의 합금은 란타늄을 함유하지 않으며 본질적으로 전술한 구성요소로 이루어진다.
본 발명의 제 1 양태에 따른 조성물(A)을 본 발명의 제 2 양태에 따른 여러 조성물(B-H 및 J-M) 및 시판중인 조성물 IN 625(X)과 비교하면, 하기 표 1에서와 같은 결과가 얻어진다. J-M 합금은 Co 및 Mn의 함량을 추가로 변경하여 B-H 조성물과 차이를 갖는다.
본 발명의 양태에 따르는 용접 합금은 주조되어 15㎝ x 3㎝ x 1㎝의 치수를 갖는 직사각형 주괴내로 지향적 고화(DS)되거나, 또는 약 2㎝의 직경을 갖는 봉으로 고온 압출된다. 이어서, 방전 기계가공(EDM)에 의해 산화 핀을 제조하고, 등온적 산화 처리한다. 선택된 합금에 대한 결과가 도 2 및 도 3에 도시되어 있다. 중량 변화를 나타내는 y 축은 산화 정도를 나타낸다. 처리 기간 내내 샘플 중량을 정기적으로(약 1회/1일) 측정하였다. 좌표에 의해서도 명확히 나타나는 바와 같이, 본 발명의 양태에 따르는 합금은 시판중인 합금 X에 비해 명백히 우수한 내산화성을 나타내었다. 1900℉에서 600시간동안, A 및 D 합금은 산화에 의해 40㎎/㎠ 미만, 보다 특히는 30㎎/㎠ 미만이 손실되었다. 특히, D 합금은 동일 조건에서 10㎎/㎠ 미만이 손실되었다.
용접 합금은 지향적 고화된 표본의 파단 수명을 평가하기 위해 시험하였다. 표본의 상이한 입상 구조 효과를 없애도록 하는 지향적 고화를 몇몇 합금에 대해 실시하였다. 정상적인 미세 입상의 등축 구조물을 제조하기 위해 다른 합금은 고온 변형시켰다. A 조성물의 파단 수명은 2000℉ 및 3ksi에서 X 조성물에 비해 약 3배 증가하였다. D 조성물은 X 조성물에 비해 그 수명이 4배 이상 증가하였음을 나타내었다. 또한, 본 발명의 양태에 따른 다른 합금 조성물에서도 유사한 결과가 얻어졌다.
또한, 본 발명의 양태에 따른 몇몇 용접 합금에 맞댐-용접 시험을 실시하였다. 이 때, 합금은 TIG 용접 공정에서 2개의 니켈계 초합금 플레이트 사이의 충전재로서 사용되었다. 비교 시험은, A 합금 조성물의 파단 수명이 2000℉ 및 3ksi에서 시판중인 합금 IN 617에 비해 약 30% 증가하고 1900℉ 및 5ksi에서 IN 617에 비해 600% 증가하였음을 증명하였다. 마찬가지로, D 조성물의 파단 수명은 합금 IN 617에 비해 2000℉ 및 3ksi에서 약 40% 증가하였으며, 합금 IN 617에 비해 1900℉ 및 5ksi에서 35% 증가하였음을 증명하였다. 전술한 결과는 상기 합금이 버킷 및 블레이드 선단 수리 용도에서 충분한 크리프 파단 특성을 가짐을 증명한다.
또한, 실온에서의 인장 강도 시험은 합금이 충분한 항복 강도, 최종의 인장 강도 및 연신 특성을 가져서 실온에서 용이하게 용접가능해짐을 증명하였다. 즉, 합금은 필수적인 실온 연성을 갖는다. 합금은 통상 약 80 내지 90ksi에서 일반적으로 약 40ksi 이상의 항복 강도 및 약 75ksi 이상의 최종 인장 강도를 갖는다. 또한, 고온 인장 시험은 합금이 블레이드 및 버킷 선단 수리 용도용으로 충분한 인장 강도를 가짐을 나타내었으며, 이 때 조성물은 1800℉에서 20 내지 25ksi 정도의 인장 강도를 가졌다.
본 발명의 양태에 따르면, 필수적인 실온 용접가능성, 고온 강도, 고온 크리프 파단 특성 및 고온 내산화성을 갖는 고용체 강화 합금 조성물이 제공되어 있다. 본 발명의 양태는 본원에서 구체적인 양태로 기술되었으나, 당해 분야의 보통의 숙련자들은 첨부된 청구범위에 변형을 가할 수 있으며 이 역시 청구범위 범주에 포함됨을 알고 있다.

Claims (10)

  1. Co 약 10 내지 약 15중량%, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.5 내지 약 1.3중량%, Ta 약 3.5 내지 약 4.5중량%, Mo 약 1 내지 약 2중량%, W 약 13.5 내지 약 17.0중량%, C 약 0.08중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.1 내지 약 0.3중량% 및 잔여량의 Ni를 포함하는 고용체 강화 초합금 용접 조성물.
  2. 제 1 항에 있어서,
    C가 약 0.02중량% 이상의 양으로 존재하고, Zr이 약 0.01중량% 이상의 양으로 존재하며, B가 약 0.005중량% 이상의 양으로 존재하는 조성물.
  3. 제 2 항에 있어서,
    Co 약 13.5중량%, Cr 약 20중량%, Al 약 0.8중량%, Ta 약 4중량%, Mo 약 1.5중량%, W 약 15.5중량%, C 약 0.05중량%, Zr 약 0.03중량%, B 약 0.01중량% 이하, Mn 약 0.7중량%, Si 약 0.2중량% 및 잔여량의 Ni를 포함하는 조성물.
  4. Co 약 10 내지 약 15중량%, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.5 내지 약 1.3중량%, Ta 약 3.5 내지 약 4.5중량%, Mo 약 1 내지 약 2중량%, W 약 13.5 내지 약 17.0중량%, C 약 0.08중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.1 내지 약 0.3중량%, 잔여량의 Ni 및 통상적인 불순물로 본질적으로 이루어진 고용체 강화 초합금 용접 조성물.
  5. Co 약 10 내지 약 15중량%, Cr 약 18 내지 약 22중량%, Al 약 0.5 내지 약 1.3중량%, Ta 약 3.5 내지 약 4.5중량%, Mo 약 1 내지 약 2중량%, W 약 13.5 내지 약 17.0중량%, C 약 0.08중량% 이하, Zr 약 0.06중량% 이하, B 약 0.015중량% 이하, Mn 약 0.4 내지 약 1.2중량%, Si 약 0.1 내지 약 0.3중량%, 잔여량의 Ni 및 통상적인 불순물로 본질적으로 이루어진 수리된 영역, 및 손상되지 않은 영역을 포함하는 수리된 터빈 엔진 구성요소.
  6. 제 5 항에 있어서,
    구성요소가 에어포일(airfoil)이고, 수리된 영역이 에어포일의 선단(tip)인 구성요소.
  7. 제 6 항에 있어서,
    에어포일이 동력 발생 터빈 엔진의 버킷(bucket)인 구성요소.
  8. 제 7 항에 있어서,
    에어포일이 항공기 터빈 엔진의 블레이드인 구성요소.
  9. 제 5 항에 있어서,
    터빈 노즐 또는 터빈 베인(turbine vane)인 구성요소.
  10. 제 9 항에 있어서,
    수리된 영역이 노즐 또는 베인의 전연(leading edge) 영역을 따라 위치해 있는 구성요소.
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