KR20150126055A - 초합금 구성요소의 수리 - Google Patents

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Abstract

복수의 서비스-유도 크랙(18,20)들을 포함하는 구성요소의 섹션(24)이 제거되며, 그 후 초합금 재료의 교체 섹션(26)이 붕소 또는 실리콘을 함유하지 않는 구조적 경납땜 조인트(28)에 의해 설치되는 초합금 구성요소(22)를 수리하는 방법. 교체 섹션은 상부 열 배리어 코팅(42)에 대한 접합력을 강화하기 위한 텍스쳐 가공된 표면(38)을 가질 수 있다. 교체 섹션은 통상적인 서비스-유도 크랙 패턴 및 따라서 구멍을 뚫어 제거되는 섹션을 예상하여 표준화된 치수들로 사전-제조될 수 있다. 교체 섹션과 구성요소 사이의 경계면은 그 사이에 기계적 맞물림을 제공하도록 성형될 수 있다.

Description

초합금 구성요소의 수리 {REPAIR OF SUPERALLOY COMPONENT}
본 발명은 일반적으로 금속들의 결합에 관한 것이며, 더 구체적으로는 몇몇 실시예들에서 경납땜 공정(brazing process)에 의한 초합금 가스 터빈 구성요소(gas turbine component)들의 수리에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진(gas turbine engine)은 초합금 재료들로 종종 제작된다. 용어 "초합금"은 본 기술분야에서 일반적으로 사용되는 것으로서, 즉 우수한 기계적 강도와 고온에서의 크리프 저항을 나타내는 높은 내식성 및 내산화성 합금으로서 본 발명에서 사용된다. 초합금들은 통상적으로, 고 니켈 및 코발트 함량을 포함한다. 초합금들의 예들은 하스텔로이(Hastelloy), 인코넬 합금들(예를 들어, IN 738, IN 792, IN 939), Rene 합금들(예를 들어, 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 (예를 들어, CMSX-4) 단결정 합금들의 상표명들 및 브랜드 명들 하에서 판매되는 합금들을 포함한다.
도 1은 에어포일(airfoil; 12), 플랫폼(platform; 14), 및 루트(root; 16)를 포함하는 공지된 가스 터빈 엔진 블레이드(blade)(10)를 예시한다. 블레이드(10)는 초합금 재료로 제작될 수 있으며 임의의 여러 공지된 열 배리어 코팅 시스템들에 의해 도포될 수 있다. 그와 같은 블레이들은 플랫폼(14)에 위치되는 크랙(crack; 18,20)들과 같은 서비스-유도(service-induced) 열적-기계적 피로 크랙들을 전개하는 것으로 공지되어 있다. 초합금 재료의 서비스-유도 열화의 다른 형태들이 가능하며, 그와 같은 결함들은 블레이드(10)의 다른 구역들에서 또는 엔진의 고온 가스 통과 구성요소들에서 형성될 수 있다.
초합금 재료들이 이들의 용접 고화 크랙킹 및 변형 시효 크랙킹에 대한 민감성으로 인해 수리하는데 가장 어려운 재료들 중에 하나라는 것이 공지되어 있다. 이들의 초합금 기재 금속들에 서비스-유도 결함들을 전개하는 블레이드(10)와 같은 종래 기술의 가스 터빈 초합금 구성요소들은 종종 수리될 수 없어서, 구성요소들을 교체하기 위한 큰 비용을 초래한다. 초합금 재료들 내의 크랙들은 경납땜 공정들로 수리될 수 있으나, 그와 같은 수리들은 경납땜 재료의 제한된 강도로 인해 그리고 경납땜 공정이 통상적으로 붕소 또는 실리콘과 같은 유해한 융점 강하 재료의 사용을 요구하기 때문에 그 적용이 제한적이다. 따라서, 초합금 재료들의 수리를 위한 개선된 공정들이 요구된다.
본 발명은 다음의 도면들을 고려하여 설명된다. 다수 도면들에 예시된 동일한 구성요소들은 동일한 참조 부호로 식별된다.
도 1은 서비스-유도 크랙들을 나타내는 종래 기술의 가스 터빈 블레이드를 예시한다.
도 2는 서비스-유도 크랙들을 제거하기 위해서 제거된 그의 플랫폼 섹션을 갖춘 가스 터빈 블레이드를 예시한다.
도 3은 플랫폼의 제거된 섹션 대신에 결합되는 교체 섹션을 갖춘 도 2의 블레이드를 예시한다.
도 4는 도 3의 교체 섹션과 플랫폼 사이의 경계면의 부분 측단면도이다.
도 5는 표면 텍스쳐 가공된(texturing) 링을 예시하는 교체 섹션의 표면의 부분 단면도이다.
도 2는 플랫폼(14)의 섹션(24)이 예컨대, 기계가공, 연마, 절단 또는 다른 공지된 공정에 의해서 제거된 이후의 가스 터빈 블레이드(22)를 예시한다. 유리하게, 제거된 섹션(24)는 이전에 존재했던 서비스-유도 크랙(18,20)들의 위치를 포함한다.
도 3은 교체 섹션(26)이 제거된 섹션(24) 대신에 플랫폼(14)에 결합된 이후의 도 2의 가스 터빈 블레이드(22)를 예시하며, 따라서 이는 개별 크랙(18,20)들의 세정 및 수리에 대한 필요성을 제거한다. 교체 섹션(26)은 경납땜 공정에 의해 결합된다. 초합금 재료들과 함께 사용하기에 적합한 개선된 경납땜 재료들 예컨대, 모두가 본 발명에 인용에 의해 포함되는 공동-계류 중인 미국 특허 출원 번호 13/495,223 및 13/467,402에 설명된 니켈-크롬-티타늄 기반 합금들은 본 발명의 양수인에 의해 발전되었다. 이들 재료들은 이전의 경납땜 재료들과 강도면에서 호의적으로 비교되며, 이들은 구조적 수리(structure repair)라 간주되기에 충분히 강도(즉, 모재(base metal)의 항복 강도의 70% 이상)이다. 본 발명은 교체 섹션(26)이 블레이드(22)의 나머지 부분들과 동일한 초합금 재료로 형성되게, 또는 제거된 섹션(24)의 특정 위치에 바람직한 특별한 특징들을 갖춘 다른 초합금 재료로 형성되게 허용함으로써 그와 같은 개선된 경납땜 특징들의 장점을 취한다. 교체 섹션(26)은 코팅되지 않거나 제위치에 경납땜되기 이전에 열 배리어 코팅으로 적어도 부분적으로 코팅될 수 있으나, 어느 경우에나 플랫폼(14) 상의 임의의 열 배리어 코팅은 교체 섹션이 설치된 이후에 따라서 개조된다(refurbished). 교체 섹션(26)은 주조 합금으로 형성될 수 있거나, 이와는 달리 분말 합금, 예컨대 선택적인 레이저 용융(SLM)되거나 선택적인 레이저 소결(SLS)된 재료로 형성될 수 있다.
제거된 섹션(24)의 크기 및 형상은 관련된 모든 크랙(18,20)들의 제거를 보장하기 위해서 블레이드(10)를 검사한 이후에 결정될 수 있다. 하나 초과의 섹션이 수리될 결점들의 패턴에 따라서 특정 블레이드에서 제거 또는 수리될 수 있다. 특별한 구성요소 설계를 위해서, 서비스-유도 결점들의 패턴은 일군의 기계들 전반에 걸쳐 전개될 수 있으며, 일군의 기계들에 대한 모든 또는 대부분의 서비스-유도 결점들을 포함하는, 표준 치수들을 갖는 하나 또는 초과의 교체 섹션(들)(26)에 전개될 수 있다. 표준화된 교체 섹션(26)들은 기계의 보수유지 정지시간에 앞서 제작될 수 있으며, 재료 제거 단계는 이용가능한 교체 섹션(26)들 중의 하나에 대응하는 제거된 섹션(24)을 제공하도록 표준화된 치수들에 대응하여 제어될 수 있다. 이와는 달리, 재료 제거는 제거된 대로의 섹션(24)과 일치하도록 만들어지는 교체 섹션(26) 및 블레이드(22)의 검사에 대한 요구에 따라 결정되고 수행될 수 있다. 기술분야에 공지된 컴퓨터 및 비젼 시스템(computer and vision system)들이 제거된 섹션(24)의 크기를 재고/재거나 제거된 섹션을 생성하며 정합 교체 섹션(26)의 제작을 안내하는데 사용될 수 있다.
도 4는 일 실시예를 위한 교체 섹션(26)과 플랫폼(14) 사이의 경납땜 조인트 경계면의 부분 측단면도이다. 경계면(28)은 (즉, 두 개의 축선들을 중심으로 한 이동의 제한을 제공하는)기계적으로 서로 맞물린 형상을 가지며, 본 실시예에서 일반적으로 S-형상을 가진다. 경계면의 다른 형상들, 예컨대 Z-형상, C-형상, W-형상, U-형상 등이 상상될 수 있다. 기계적으로 서로 맞물림은 조인트 내의 응력을 감소시킬 뿐만 아니라 조인트를 따른 크랙 전파를 최소화하는데 도움을 주지만, 수직 방향으로 교체 섹션(26)의 중량을 지지하면서 교체 섹션이 수평 방향으로 제거된 섹션(24)의 위치로 서랍 방식으로 미끄럼될 수 있게 허용함으로써 접합 이전에 교체 섹션(26)을 또한 지지한다. 단지 상부 표면(30)만이 고온 가스 통과에 노출되며 열 배리어 코팅에 의해 일상적으로 도포되는 반면에, 바닥 표면(32)은 통상적으로 압축 냉각 공기에 의해 능동적으로 냉각되며, 따라서 경계면(28)은 일반적으로 가장 높은 온도들 및 응력들로부터 보호된다는 것에 주목해야 한다.
가스 터빈 엔진 구성요소를 수리하는 공정은 다음 단계들, 즉
- 서비스로부터 엔진을 제거하는 단계,
- 엔진으로부터 구성요소를 선택적으로 제거하는 단계,
- 적절하게 표면 코팅들을 제거하는 단계를 포함한, 추후 단계들에 요구되는 범위로 구성요소를 세정하는 단계,
- 필요에 따라 결함들을 위치시키도록 검사를 수행하는 단계,
- 결함을 포함하는 구성요소의 섹션을 제거하는 단계,
- 교체 섹션을 준비하는 단계,
- 요구에 따라 구성요소 및 교체 섹션의 경계면 표면들을 세정하는 단계,
- 브레이징에 의해 제거된 섹션 대신에 교체 섹션을 구성요소에 결합하는 단계,
- 적절하게 표면 코팅을 교체하는 단계,
- 필요에 따라 구성요소를 엔진에 복귀시키는 단계, 및
- 엔진을 서비스에 복귀시키는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시예에서, 가스 터빈 엔진은 8.3 Cr, 10 Co, 0.7 Mo, 10 W, 5.5 Al, 1 Ti, 3 Ta, 0.14 C, 0.015 B, 0.05 Zr 및 1.5 Hf의 정상 중량 퍼센트 조성을 갖는 합금 247 조성물로 제조된다. 블레이드는 서비스로부터 제거되며 그의 플랫폼 내의 서비스-유도 피로 크랙들을 갖는지를 찾는다. 크랙들을 포함하는 플랫폼 섹션은 기계가공에 의해 제거되며, 합금 247의 교체 섹션이 구조적 경납땜 재료, 예컨대 경납땜 분말, 또는 약 0.003 인치 이하의 두께를 갖는 경납땜 포일을 사용하여 브레이징함으로써 그의 위치에 결합된다. 경납땜 재료는 좁은 용융 온도 범위(예컨대, 10 ℃ 미만)를 갖고 합금 247 재료의 용체화 온도 미만의 액상선 온도(1,220 ℃ 내지 1,260 ℃)를 갖는 근접(near) 공정 합금으로 제조된다. 조립체는 조인트를 균질화하는데 효과적인 시간/온도, 예컨대 2 내지 12 시간 동안의 1,225 내지 1,260 ℃에서 용체화 열처리된다. 본 실시예를 위한 붕소 또는 실리콘을 함유하지 않는 구조적 경납땜 합금 재료는 중량%로 다음의 조성을 가질 수 있다:
니켈 55 내지 65(예를 들어 60)
티타늄 15 내지 25(예를 들어 20)
크롬 15 내지 25(예를 들어 20).
본 실시예를 위한 붕소 또는 실리콘을 함유하지 않는 대안적인 경납땜 합금 재료는 중량%로 다음의 조성을 가질 수 있다:
크롬 15 내지 18
티타늄 10 내지 15
알루미늄 0 내지 2
코발트 2 내지 4
텅스텐 3 내지 5
망간 0 내지 2
탄탈룸 0 내지 2
니켈 잔부.
다른 대안적인 경납땜 재료가 중량%로 다음 조성을 가질 수 있다:
크롬 12 내지 16
티타늄 13 내지 16
알루미늄 0 내지 2
코발트 2 내지 4
텅스텐 3 내지 5
망간 0 내지 2
탄탈룸 0 내지 2, 및
니켈 잔부.
도 5는 텍스쳐가공된 표면(36)을 갖는 교체 섹션(34)의 부분 횡단면도이다. 텍스쳐가공된 표면(36)은 비-평탄면이며 상부 열 배리어 코팅 시스템(42)의 접합력을 강화하기 위해 바람직한 임의의 형태의 산(38)들과 골(40)들을 포함한다. 텍스쳐가공된 표면은 에칭(etching), 캐스팅(casting), 레이저 절제(laser ablation), 워터 제트 절단(water jet cutting), 재료 추가(material addition), 또는 임의의 다른 공지된 공정에 의해 제조될 수 있다. 텍스쳐가공된 표면(36)은 교체할 제거된 섹션의 텍스쳐가공되지 않은 표면에 비교해서 열 배리어 코팅 시스템(42)의 성능을 개선하는데 효과적일 수 있으며, 따라서 텍스쳐가공된 표면의 영역에 있는 수리된 구성요소의 열화 발생률 또는 비율을 감소시키는데 유용할 수 있다. 따라서, 교체 섹션(26)은 구성요소의 성능을 개선하기 위해서 (기존 결함들을 수리하도록)빠르게 또는 (결함들의 전개를 방지 또는 늦추도록)미리 설치될 수 있다. 사용된 구성요소 및 새로운 구성요소 모두는 서비스-유도 열화에 대한 구성요소의 약점을 감소시키기 위해서 개선된 재료 또는 개선된 표면을 삽입하도록 단지 구성요소의 특정 섹션만이 교체되는 개시된 공정으로부터 유리할 수 있다.
본 발명의 다양한 실시예들이 본 발명에서 도시되고 설명되었지만, 그와 같은 실시예들은 단지 예로서 제공되었다는 것이 자명할 것이다. 다수의 변형예들, 변경예들 및 대체예들이 본 발명으로부터 이탈함이 없이 이루어질 있다. 따라서, 본 발명은 단지 첨부된 특허청구범위의 사상 및 범주에 의해서만 한정됨이 의도된다.

Claims (20)

  1. 초합금 재료를 포함하는 가스 터빈 엔진 구성요소(gas turbine engine component)의 섹션(section)을 제거하는 단계, 및
    붕소 또는 실리콘(silicon)을 함유하지 않는 경납땜(braze)를 사용하여 제거된 섹션 대신에 초합금 재료를 포함하는 교체 섹션을 설치하는 단계를 포함하는,
    방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    결함을 포함하는 구성요소의 텍스쳐 가공되지 않은(non-textured) 표면 섹션을 제거하는 단계, 및
    구성요소의 제거된 텍스쳐 가공되지 않은(non-textured) 표면 섹션 대신에 텍스쳐 가공된 표면 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    구성요소의 제거된 섹션의 초합금 재료와 상이한 조성인 초합금 재료로 제작된 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    표준화된 치수들을 갖도록 교체 섹션을 준비하는 단계, 및
    교체 섹션을 수용하도록 구성요소를 준비하기 위해서 표준화된 치수들에 대응하여 구성요소의 섹션을 제거하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    구성요소는 합금 247로 제조되며,
    중량%로 다음 조성
    니켈 55 내지 65
    티타늄 15 내지 25, 및
    크롬 15 내지 25의 경납땜 재료를 사용하여 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    중량%로 다음 조성
    니켈 60
    티타늄 20, 및
    크롬 20의 경납땜 재료를 사용하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  7. 제 1 항에 있어서,
    구성요소는 합금 247로 제조되며,
    중량%로 다음 조성
    크롬 12 내지 16
    티타늄 13 내지 16
    알루미늄 0 내지 2
    코발트 2 내지 4
    텅스텐 3 내지 5
    망간 0 내지 2
    탄탈룸 0 내지 2, 및
    니켈 잔부의 경납땜 재료를 사용하여 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  8. 제 1 항에 있어서,
    결함을 포함하는 구성요소의 블레이드 플랫폼 섹션을 제거하는 단계, 및
    기계적으로 서로 맞물린 형상을 갖도록 교체 섹션과 플랫폼 섹션 사이에 경납땜 경계면을 형성하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  9. 초합금 재료로 제조된 가스 터빈 엔진 블레이드를 서비스로부터 제거하는 단계,
    서비스-유도 결함을 포함하는 블레이드의 플랫폼의 섹션을 제거하는 단계,
    경납땜 조인트에 의해 플랫폼에 결합될, 초합금 재료로 제조되는 교체 섹션으로 플랫폼의 제거된 섹션을 교체하는 단계,
    플랫폼 섹션 상의 열 배리어 코팅을 개조하는 단계, 및
    서비스로 블레이드를 복귀시키는 단계를 포함하는,
    방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    결함을 포함하는 플랫폼의 텍스쳐 가공되지 않은 표면 섹션을 제거하는 단계,
    플랫폼의 제거된 텍스쳐 가공되지 않은 표면 섹션 대신에 텍스쳐 처리된 표면 섹션을 설치하는 단계, 및
    텍스쳐 처리된 표면 위에 열 배리어 코팅을 가하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  11. 제 9 항에 있어서,
    플랫폼의 제거된 섹션의 초합금 재료와 상이한 조성인 초합금 재료로 제조되는 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  12. 제 9 항에 있어서,
    예정된 치수들을 갖도록 미리 교체 섹션을 제조하는 단계,
    사전-제조된 교체 섹션을 수용하도록 플랫폼이 준비되도록 예정된 치수에 대응하여 플랫폼의 섹션을 제거하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  13. 제 9 항에 있어서,
    블레이드는 합금 247로 제조되며,
    중량%로 다음 조성
    니켈 55 내지 65
    티타늄 15 내지 25, 및
    크롬 15 내지 25의 경납땜 재료를 사용하여 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  14. 제 13 항에 있어서,
    중량%로 다음 조성
    니켈 60
    티타늄 20, 및
    크롬 20의 경납땜 재료를 사용하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  15. 제 9 항에 있어서,
    블레이드는 합금 247로 제조되며,
    중량%로 다음 조성
    크롬 15 내지 18
    티타늄 10 내지 15
    알루미늄 0 내지 2
    코발트 2 내지 4
    텅스텐 3 내지 5
    망간 0 내지 2
    탄탈룸 0 내지 2, 및
    니켈 잔부의 경납땜 재료를 사용하여 교체 섹션을 설치하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  16. 제 9 항에 있어서,
    기계적으로 서로 맞물린 형상을 갖도록 교체 섹션과 플랫폼 사이에 경납땜 경계면을 형성하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  17. 서비스-유도 결함들에 노출된 구성요소의 영역을 식별하도록 초합금 재료를 포함하는 구성요소를 평가하는 단계,
    구성요소의 영역으로부터 재료를 제거하는 단계,
    제거된 재료를 교체하도록 교체 섹션을 준비하는 단계,
    붕소 또는 실리콘을 함유하지 않는 경납땜 재료를 사용하여 제거된 재료 대신에 구성요소 내측으로 교체 섹션을 설치하는 단계를 포함하며,
    상기 교체 섹션은 제거된 재료와 상이한 초합금 재료, 및 제거된 재료와 상이한 형상의 그룹 중 하나 이상을 포함하는,
    방법.
  18. 제 17 항에 있어서,
    재료를 제거하는 단계, 및
    두 개 이상의 축선에 대해 기계적 맞물림을 제공하는 경납땜 경계면 형상을 형성하도록 교체 섹션을 준비하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  19. 제 17 항에 있어서,
    산들과 골들을 포함하는 텍스쳐 가공된 표면을 갖도록 교체 섹션을 제조하는 단계, 및
    텍스쳐 가공된 표면 전반에 열 배리어 코팅을 증착시키는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  20. 제 17 항에 있어서,
    예정된 치수들을 갖도록 미리 교체 섹션을 제조하는 단계,
    사전-제조된 교체 섹션을 수용하도록 구성요소를 준비하기 위해 예정된 치수들에 대응하여 재료를 제거하는 단계를 더 포함하는,
    방법.

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