KR20050016002A - 터빈 요소 수리 - Google Patents

터빈 요소 수리

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KR20050016002A
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유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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Abstract

물리 증착이 Ti 합금 터빈 부품 상에 수리 재료를 적층시키도록 이용된다.

Description

터빈 요소 수리 {TURBINE ELEMENT REPAIR}
본 발명은 터빈 요소의 복원에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 마모되거나 손상된 가스 터빈 엔진 팬 블레이드 및 압축기 블레이드 및 베인의 복원에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진의 구성요소는 마모 및 손상을 받는다. 특정 구성요소의 보통의 마모 및 손상도 엔진의 최적 작동을 방해할 수 있다. 특정 관심 분야는 다양한 블레이드 및 베인의 에어포일을 포함한다. 마모 및 손상은 그들의 공기동력학적 효율을 방해할 수 있고, 동적인 힘의 불균형을 생성할 수 있고, 더욱 심한 경우에는 마모/손상된 부품을 구조적으로 훼손할 수도 있다. 제한된 재생이 약간 마모되거나 손상된 에어포일에 대해 일반적으로 실시되고, 추가의 재료가 마모/손상 하에서 원래의 또는 이전의 프로파일보다 더 작기는 하지만 상대적으로 효율적이며 깨끗한 단면 프로파일을 에어포일에 제공하기 위해 제거된다. 그러한 재생이 이루어질 수 있는 한계를 확립하는 예시적인 검사 기준은 코넷티컷주 이스트 하트포드 소재의 유나이티드 테크놀로지스 코프.(United Technologies Corp.)의 프랫 & 휘트니 JT8D 엔진 매뉴얼(P/N 773128), ATA 72-33-21, 검사-01에 나와 있다. 그러한 한계는 위치 및 특정 용도에 따라 에어포일마다 다를 수 있다. 한계는 제거될 수 있는 재료의 양을 제한하는 구조 및 성능 고려에 기초한다.
다양한 기술이 가스 터빈 엔진의 마모되거나 손상된 부품의 더욱 광범위한 복원을 위해 제안되었다. 미국 특허 제4,822,248호는 니켈 또는 코발트계 초합금 재료를 적층시키기 위한 플라즈마 토치의 사용을 개시한다. 미국 특허 제5,732,467호는 그러한 터빈 요소 내의 균열을 수리하기 위한 고속 산소 연료(HVOF) 및 저압 플라즈마 스프레이(LPPS) 기술의 사용을 확인한다. 미국 특허 제5,783,318호 또한 레이저 용접 및 플라즈마 전사 아크 용접에 부가한 LPPS 기술을 확인한다. 미국 특허 제6,049,978호는 HVOF 기술의 추가의 사용을 확인한다. 그러한 기술은 원래의 또는 거의 원래의 단면을 복원하기 위해 대체 재료를 축적하는 제한된 능력을 제공한다. 그러나, 대체 재료의 구조적인 특성은 기부 재료의 구조적인 특성에 비해 대체로 제한될 수 있다.
특히 큰 손상에 대해, 손상을 수리하는 대신에 용접될 수 있는 예비 성형 삽입물을 사용하는 것이 공지되어 있다. 그러한 삽입물에서, 손상된 영역은 결국 제 위치에 용접되는 삽입물의 소정 형상으로 절결된다. 용접과 관련된 구조적인 한계는 다른 기술에서와 같이 그러한 수리 기술의 능력을 에어포일의 비교적 낮은 응력 영역으로 제한한다. 엔진 수리 매뉴얼이 용접 수리가 가능한 낮은 응력 영역을 지정하는 것이 일반적이다. 따라서, 마모/손상의 범위와 마모/손상된 영역이 받는 응력의 실질적인 조합은 그러한 기술의 사용을 제한할 수 있다. 고응력 영역은 종종 팬 블레이드의 중간 날개 보호판 근방(예를 들어, 약간 내측)의 영역을 포함한다.
따라서, 본 발명의 일 태양은 손상 부위로부터 제1 재료를 손실한 Ti 합금 부품을 복원하기 위한 방법을 포함한다. 기부 표면을 생성하도록 추가의 재료가 적어도 부분적으로 손상 부위로부터 제거될 수 있다. Ti계 재료는 적어도 부분적으로 제1 재료 및 추가의 재료 대신에 기부 표면 상에 물리적으로 적층된다.
다양한 실시예에서, Ti계 재료는 Ti-6Al-4V, Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo 또는 Ti-8Al-1V-1MO일 수 있으며, 부품의 기초 Ti 합금과 본질적으로 동일할 수 있다. 추가 재료의 제거는 대부분 부품의 손상되지 않은 부분으로부터 이루어질 수 있다. 적층된 재료는 대부분 본질적으로 또는 전적으로 제1 및 추가의 재료를 대체할 수 있다. 부품은 루트 및 에어포일을 갖는 블레이드일 수 있으며, 손상 부위는 에어포일의 중간 날개 보호판 내측의 에어포일의 선단 모서리를 따라 있을 수 있다. 손상 부위는 중간 날개 보호판 내측으로 예를 들면 에어포일의 날개의 15% 이하에서 존재할 수 있다. 손상 부위는 중간 날개 보호판의 상기 날개 내측의 30%와 중간 날개 보호판의 상기 날개 외측의 20% 사이에 위치될 수 있다. 상기 내측 및 외측 제한은 보다 정확히는 20% 및 10%이다. 제1 재료는 적어도 2.0mm의 깊이로 손실될 수 있다. 상기 방법은 적층된 금속이 기부 표면 및 지지 요소 상에 축적되도록 제거 후 손상 부위에 인접하여 돌출되는 부품에 지지 요소를 적용하는 단계를 더 포함한다. 상기 방법은 적어도 부분적으로 지지 요소를 제거하는 단계와 제2 기부 표면을 생성하도록 인접하는 적층 재료 및 부품의 기존 재료를 가공하는 단계를 더 포함한다. 그 다음, 금속 이상의 것이 제2 기부 표면 상에 물리적 적층될 수 있다. 적층은 증착, 전자 비임 물리적 증착, 및 전자 비임 플래시 증착을 포함할 수 있다.
본 발명의 하나 이상의 실시예의 세부 사항은 이하의 첨부된 도면 및 상세한 설명에서 설명된다. 본 발명의 다른 특징, 목적, 및 장점은 상세한 설명 및 도면 그리고 청구범위로부터 명백해질 것이다.
여러 도면의 유사한 도면 부호는 유사한 요소를 지시한다.
도1은 가스 터빈 엔진으로부터의 팬 블레이드(20)를 도시한다. 블레이드는 (도시되지 않은) 디스크에 블레이드를 부착하도록 구성된 내측 블레이드 루트(22)를 갖는다. 플랫폼(24)은 플랫폼으로부터 팁(28)으로 연장되는 에어포일(26)로부터 블레이드 루트를 분리한다. 에어포일은 선단 모서리(30) 및 후연 모서리(32)를 가지며, 흡인 및 압력 측면(34, 36)이 그들 사이에 연장된다. 예시적인 블레이드에서, 플랫폼과 팁 사이의 날개를 따른 중간 위치 내에, 중간 날개 댐퍼 보호판 돌출부(40)가 압력 및 흡인 측표면 각각으로부터 연장된다.
압력 및 흡인 측면 돌출부(40)는 각각 블레이드 진동을 감쇄하기 위해 인접한 블레이드의 흡인 및 압력 측면 돌출부와 상호 작용한다. 중간 날개 보호판 돌출부의 회전 질량은 인접한 돌출부와의 그의 상호작용으로부터의 힘과 함께 이러한 돌출부에 근접한 내측 영역 내에서 블레이드를 높은 응력을 받게 한다. 이러한 응력은 다른 낮은 응력 영역에 비해 이러한 영역의 수리 가능성을 제한할 수 있다. 전자 비임 물리 증착(EBPVD)은 낮은 잔류 응력 및 아래에 놓인 기부 재료와 대체로 동일한 특성을 갖는 수리 재료를 적층시키도록 사용될 수 있다는 것이 밝혀졌다. 적층되는 재료는 용접 수리 기술에 비해 증대된 강도 및 기부 재료에 대한 증대된 접착을 가질 수 있다. 적층은 유리하게는 전이 액상의 부재 시에 증기 구름으로부터 직접 응고에 의해 일어난다.
도3은 손상된 선단부(30')를 생성하기 위해 선단 모서리에 근접한 에어포일을 절단 또는 치핑하는 외래 물체 손상(FOD)과 관련된 것과 같은 국부적인 손상을 도시한다. 도4는 부위(30")에 부식된 선단 모서리와 같은 더욱 일반적인 손상을 도시한다. 손상 부위는 유리하게는 오염물이 제거된다. 기부 재료의 추가 제거는 적층물을 수용하기 위한 유리한 기부 표면을 제공할 수 있다. 예시적인 복원 절차에서, 손상/마모 후에, 블레이드의 잔존하는 기부 재료는 각진 선단면 또는 기부 표면(50)과 같은 미리 설정된 구성으로 연마된다 (도5). 면은 오목한 압력 측표면(36)으로 기울어진 각도(θ1)로 도시되어 있다. 예시적인 θ1은 120°이상, 더욱 좁게는 120°- 130°이다. 면(50)의 위치/배향은 복수의 인자에 의존할 수 있으며, 주어진 수리 설비 내에서 에어포일 상의 주어진 지점의 임의의 손상이 유사한 가공이 되도록 손상의 위치에 따라 고정될 수 있다.
선택적인 도시된 변경에서, 지지 판/마스크 요소(52)는 손실/제거된 재료의 위치에 인접한 면(50)을 넘어 돌출된 에어포일에 고정된다. 예시적인 실시예에서, 지지 요소(52)는 제1 및 제2 표면(53, 54)을 갖는 금속성(예를 들어, 알루미늄) 테이프이고, 제1 표면(53)의 후연부가 흡인 측표면(34)의 잔존하는 손상되지 않은 선단부에 고정된다. 표면(53)의 전방부는 손실된 선단 모서리(30)를 넘어 돌출되고, 중간 부분은 에어포일의 원래의 윤곽을 따라 표면(34)의 손실된 부분과 정렬되어 연장된다. 선택적인 변경에서, 표면(53)은 손실된 원래의 표면 윤곽과 정렬된 양 측면으로 전체적으로 또는 부분적으로 연장될 수 있다.
블레이드는 그 다음 시야 경로(502)의 선을 따라 증기를 방출하는 증기 공급원(58)에 대해 위치될 수 있다. 유리하게는, 공급원/경로는 경로가 표면(50, 36)에 대해 직교하지 않는 시야 각도(θ2, θ3) 내에 있도록 배향된다. 예시적인 θ2 및 θ3는 30°보다 작다. 공급원(58)으로부터의 적층은 제1 수리 재료(60)를 축적한다. 이는 유리하게는 에어포일의 손실된 원래 윤곽의 압력 측면 부분을 넘어 표면 윤곽(62)까지 축적된다. 표면(36)의 만곡은 기부 표면(50)에 인접한 그러한 표면의 적층-수용부를 따라 θ3의 관련 변화를 생성한다.
이러한 적층 단계 후에, 블레이드는 지지 요소(52)를 제거하고 적층된 재료(60) 및 원래의 기부 재료를 따라 연장되는 제2 면 또는 기부 표면(64)을 생성하도록 추가로 가공될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 이러한 가공 공정은 흡인 측표면(34)의 이전에 손상되지 않은 선단부를 추가로 제거한다. 블레이드는 표면(64, 34)이 손실된 원래 윤곽의 흡인 측면 부분을 넘어 윤곽(68)에 도달하도록 경로(502) 및 그 위에 적층된 제2의 추가 재료(66)에 대해 단지 약간 직교하지 않도록 표면(58)에 대해 재배향될 수 있다. 적층된 재료(60, 66)는 그 다음 손실된 원래의 윤곽과 유리하게는 동일한 특정 최종 윤곽으로 가공될 수 있다 (도9). 그후에, 추가의 표면 처리 및/또는 보호 코팅이 적용될 수 있다.
예시적인 복원 재료는 EBPVD 또는 이온 강화식 EBPVD 공정에 의해 적층된 Ti-6Al-4V이다. EBPVD 공정은 전이 액상의 부재 시에 적층을 거쳐 유리한 물리적 특성을 제공하는 것으로 믿어진다. EBPVD는 플라즈마 스프레이 적층과 같은 다른 공정보다 낮은 잔류 응력 및 양호한 접착을 갖는 것으로 믿어진다. 예시적인 적층은 10-3 내지 10-6 torr 사이, 더욱 좁게는 대략 10-4 torr의 압력에서 진공 챔버 내에서 수행된다. 예시적인 적층 속도는 분당 10 내지 50 마이크로미터이고, 더욱 좁게는 대략 분당 20 마이크로미터이다. 국부적인 적층은 하나 이상의 단계에서 본질적으로 임의의 깊이로 축적될 수 있으며, 개별 단계들은 개재되는 가공 또는 이온 공급원에 대한 구성요소의 재위치의 몇몇 조합에 의해 특징지어 진다. 개별 단계는 2 mm 이상, 5 mm 이상, 또는 그 이상의 깊이까지 재료를 적층시킬 수 있다. 특히 고가의 구성요소에 대해, 공정은 손실된 특징부를 완전하게 대체하도록 이용될 수 있다. 예를 들어, 블레이드가 단일 디스크 및 블레이드 고리가 파단되면, 대체 블레이드가 디스크로부터 축적될 수 있다.
동일한 절차가 손실된 재료가 종래의 수리 한계를 초과한 경우에도, 에어포일의 후연 모서리 또는 중간 날개 보호판의 선단 또는 후연 모서리 또는 팁 영역에 대해 재료를 복원하도록 사용될 수 있다. 유사한 적층은 모서리로부터 더욱 멀리 떨어진 흡인 또는 압력 측표면 상의 수리에 영향을 줄 수 있다. 이러한 수리에 대해, 단일 적층 단계가 전형적으로 충분할 것이다. (예를 들어, 흡인 측면 상의) 볼록한 표면 상에서, 비교적 평평한 면 가공은 특히 편리할 수 있다. (예를 들어, 압력 측면의) 오목한 표면 상에서, (예를 들어, 이중 볼록 연마 퀼(quill)에 의한) 오목 가공이 적절할 수 있다. 유리하게는, 그러한 오목 가공에서, 가공된 표면은 그의 전체 영역을 따라 증기 경로에 대해 수직인 원하는 각도 내로 유지된다.
평평면 연마 이외의 가공이 이용될 수 있다. 효과적인 가공의 가장 중요한 요소는 이후의 적층을 위한 깨끗한 기부 표면을 제공하는 것이다. 유리하게 매끄러울지라도, 원하는 또는 수용 가능한 조도 수준이 제공될 수 있다. 유리하게는, 블레이드는 적층된 재료 내에서 원주형 단속부의 존재를 제한하기 위해 각각의 적층 단계 중에 고정 유지된다.
본 발명의 하나 이상의 실시예가 설명되었다. 그럼에도 불구하고, 다양한 변형이 본 발명의 취지 및 범주를 벗어나지 않고서 이루어질 수 있다는 것이 이해될 것이다. 예를 들어, 방법은 중간 날개 보호판을 갖는 블레이드에서 특히 유용하지만, 다른 블레이드 및 다른 터빈 부품 그리고 비터빈 부품에 적용될 수 있다. 특정 터빈 엔진 부품 또는 다른 조각의 세부 사항 및 특정 마모 또는 손상은 임의의 주어진 복원의 세부 사항에 영향을 줄 수 있다. 따라서, 다른 실시예가 다음의 청구범위의 범주 내에 있다.
본 발명에 따르면, 마모되거나 손상된 가스 터빈 엔진 팬 블레이드 및 압축기 블레이드 및 베인이 복원되는 효과가 있다.
도1은 가스 터빈 엔진의 팬의 에어포일의 도면.
도2는 도1의 에어포일의 내측 단부도.
도3은 손상 시의 도1의 에어포일의 부분 단면도.
도4는 마모 시의 도1의 에어포일의 부분 단면도.
도5는 손상/마모된 표면을 제거하도록 가공된 후의 도1의 에어포일의 부분 단면도.
도6은 지지 요소의 인가 후의 도5의 에어포일의 부분 단면도.
도7은 에어포일을 개축하기 위한 초기 재료의 적층 후의 도6의 에어포일의 부분 단면도.
도8은 에어포일을 개축하기 위한 추가의 가공 및 추가 재료의 적층 후의 도7의 에어포일의 부분 단면도.
도9는 추가의 가공 후의 도8의 에어포일의 도면.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
22: 내측 블레이드 루트
24: 플랫폼
26: 에어포일
28: 팁
30: 선단 모서리
32:후연 모서리
34, 36: 흡인 및 압력 측면
40: 중간 날개 댐퍼 보호판 돌출부

Claims (18)

  1. 손상 부위로부터 제1 재료를 손실한 Ti 합금 터빈 부품을 복원하기 위한 방법이며,
    적어도 부분적으로 제1 재료 대신에 Ti계 재료를 물리적 적층하는 단계를 포함하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 방법은 기부 표면을 생성하도록 적어도 부분적으로 손상 부위로부터 추가의 재료를 제거하는 단계를 더 포함하며, 상기 물리적 적층하는 단계에서는 적어도 부분적으로 제1 재료 및 추가의 재료 대신에 기부 표면 상에 상기 Ti계 재료를 적층하는 방법.
  3. 제1항에 있어서, 상기 적층된 Ti계 재료는 대부분 상기 제1 재료를 대체하는 방법.
  4. 제1항에 있어서, 상기 Ti계 재료는 Ti-6Al-4V, Ti-6Al-2Sn-4Zr-2Mo 또는 Ti-8Al-1V-1MO로 구성된 군으로부터 선택된 방법.
  5. 제1항에 있어서, 추가 재료의 제거는 대부분 부품의 손상되지 않은 부분으로부터 이루어지는 방법.
  6. 제1항에 있어서, 부품은 루트 및 에어포일을 갖는 블레이드이며, 손상 부위는 에어포일의 중간 날개 보호판 내측의 에어포일의 선단 모서리를 따라 있는 방법.
  7. 제6항에 있어서, 손상 부위는 중간 날개 보호판 내측으로 에어포일의 날개의 15% 이하에서 존재하는 방법.
  8. 제1항에 있어서, 부품은 루트 및 에어포일을 갖는 블레이드이며, 손상 부위는 에어포일의 중간 날개 보호판의 에어포일 날개 내측의 20%와 상기 중간 날개 보호판의 상기 날개 외측의 10% 사이에서 에어포일의 선단 모서리를 따라 존재하는 방법.
  9. 제1항에 있어서, 부품은 루트 및 에어포일을 갖는 블레이드이며, 손상 부위는 에어포일의 중간 날개 보호판의 상기 날개 내측의 30%와 상기 중간 날개 보호판의 상기 날개 외측의 20% 사이에서 에어포일의 선단 모서리를 따라 존재하는 방법.
  10. 제6항에 있어서, 제1 재료는 적어도 2.0mm의 깊이로 손실된 방법.
  11. 제1항에 있어서, 상기 물리적 적층하는 단계는 전자 비임 물리적 증착을 포함하는 방법.
  12. 제1항에 있어서, 적층된 Ti계 재료가 기부 표면 및 지지 요소 상에 축적되도록 상기 제거 후 손상 부위에 인접하여 돌출되는 부품에 지지 요소를 적용하는 단계를 더 포함하는 방법.
  13. 제12항에 있어서, 적어도 부분적으로 지지 요소를 제거하고, 제2 기부 표면을 생성하도록 인접하는 적층 재료 및 부품의 기존 재료를 가공하는 단계와,
    제2 기부 표면 상에 Ti계 재료 이상의 것을 물리적 적층시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  14. 제1항에 있어서, 상기 Ti계 재료를 물리적 적층시키는 단계는 증착, 전자 비임 물리적 증착, 및 전자 비임 플래시 증착으로 구성되는 군으로부터 선택되는 방식으로 물리적 적층을 실행하는 단계를 포함하는 방법.
  15. 제14항에 있어서, 상기 물리적 적층시키는 단계는 10-3 내지 10-6 torr 사이의 압력에서 실행되는 방법.
  16. 제14항에 있어서, 상기 물리적 적층을 실행하는 단계는 대략 10-4 torr의 압력에서 실행되는 방법.
  17. 제14항에 있어서, 상기 금속을 물리적 적층시키는 단계는 분당 10 내지 50 마이크로미터 사이의 속도로 실행되는 방법.
  18. 제14항에 있어서, 상기 Ti계 재료를 물리적 적층시키는 단계는 대략 분당 20 마이크로미터의 속도로 실행되는 방법.
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