KR20210143898A - 복합 팁 붕소계 사전 소결된 프리폼을 사용하는 터빈 컴포넌트의 팁 수리 - Google Patents

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KR20210143898A
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KR1020217035091A
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아툴 엘. 나바엘
제임스 에이. 얄브로우
소메쉬 제이. 구나키카르
이반 에프. 올리버 바가스
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지멘스 에너지, 인코포레이티드
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Abstract

본 발명은 구조적 결함을 갖는 터빈 블레이드(10)의 팁 부분((22)을 보수하기 위한 방법에 관한 것이다. 방법은 팁 부분(22)에 구조적 결함을 갖는 손상된 섹션을 제거하는 단계 및 제1 복합물을 갖는 제1 부분(62) 및 제2 복합물을 갖는 제2 부분(64)을 포함하는 사전 소결된 프리폼(60)을 제거하는 단계를 포함한다. 사전 소결된 프리폼(60)은 터빈 블레이드(10)의 나머지 부분의 상부 표면과 정합하도록 구성된다. 사전 소결된 프리폼(60)은 초합금 재료 및 납땜 재료를 포함하고, 납땜 재료를 용융시키고 구조적 결함을 채우기 위한 납땜 프로세스가 실시된다. 제1 부분(62)은 블레이드 선반일 수 있고, 제2 부분(64)은 스퀼러 부분일 수 있다.

Description

복합 팁 붕소계 사전 소결된 프리폼을 사용하는 터빈 컴포넌트의 팁 수리
[0001] 본 개시내용은 일반적으로 야금학(metallurgy) 분야에 관한 것이며, 더 상세하게는, 금속성 기판의 구조적 결함들의 보수를 위한 프로세스(process)들에 관한 것이며, 훨씬 더 상세하게는, 복합 붕소계 사전 소결된 프리폼(composite boron base pre-sintered preform)을 사용하는 터빈 컴포넌트(turbine component)의 팁 보수(tip repair)에 관한 것이다.
[0002] 가스 터빈(gas turbine)들은 당업계에 잘 알려져 있다. 가스 터빈 분야 내에서 가스 터빈 사이클(cycle)의 열 효율을 증가시키기 위한 탐구가 진행 중이다. 이것을 달성한 하나의 방법은, 점점 더 내열성이 높은 재료들, 또는 높은 온도들에서 시간이 지남에 따라 재료들의 구조적 무결성(integrity)을 유지할 수 있는 재료들의 개발을 통하는 것이다. 이러한 이유로, 가스 터빈 엔진(engine)들의 고온 가스 경로 컴포넌트(hot gas path component)들이 종종 초합금 재료(superalloy material)들로 형성된다. '초합금'이라는 용어는, 당업계에서 일반적으로 사용되는 바와 같이, 높은 온도들, 예컨대, > 1000℃에서 우수한 기계적 세기 및 크리프 내성(creep resistance)을 나타내는 고도의 내부식성 및 내산화성 합금을 나타내기 위해 본원에서 사용된다.
[0003] 초합금 재료들의 세기들에도 불구하고, 터빈 엔진의 고온 가스 경로에 있는 초합금 컴포넌트들은, 그들이 상당한 열적 및 기계적 응력들에 장기간 노출된 것으로 인해 손상(결함들)에 취약하다. 일반적으로, 초합금 재료들이 보수하기 가장 어려운 재료들 중에 있는 것으로 알려져 있다. 그러나, 많은 초합금들의 용접은, 이러한 재료들이 용접 응고 균열(weld solidification cracking) 및 스트레인 노화 균열(strain age cracking)을 일으키는 경향이 있기 때문에 어렵다. 따라서, 부품의 구조적 무결성을 유지하면서, 용접을 제거하는 초합금 재료들에 대한 보수 프로세스들이 요구된다.
[0004] 간략히 설명하자면, 본 개시내용의 양상들은 구조적 결함을 갖는 터빈 컴포넌트의 팁 부분을 보수하기 위한 방법, 및 터빈 컴포넌트의 팁에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)에 관한 것이다.
[0005] 개시된 실시예는 구조적 결함을 갖는 터빈 컴포넌트의 팁 부분을 보수하기 위한 방법에 관한 것이다. 방법은 터빈 컴포넌트의 팁 부분에 구조적 결함을 갖는 터빈 컴포넌트를 제공하는 단계, 및 그런 다음 팁 부분을 기계가공 및 절단함으로써 손상 섹션(damage section)을 제거하는 단계를 포함한다. 터빈 컴포넌트의 나머지 부분의 상부 표면과 정합하도록 구성된 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)이 상부 표면에 제공되고 그런 다음 도포된다. 사전 소결된 프리폼은 초합금 재료 및 납땜 재료(braze material)를 포함할 수 있다. 결합된 PSP 및 터빈 컴포넌트에는, 납땜 재료가 용융되고 구조적 결함을 채우는 납땜 프로세스가 실시될 수 있다. PSP는 제1 복합물(composition)을 갖는 제1 부분 및 제2 복합물을 갖는 제2 부분을 포함한다. 방법은, 납땜이 수행되는 온도를 감소시키기 위해 납땜 재료에 붕소(boron)를 사용하는 것을 허용한다.
[0006] 추가의 개시된 실시예는 터빈 컴포넌트의 팁에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)에 관한 것이다. PSP는 터빈 컴포넌트 에어포일(airfoil)의 최상부 표면과 정합하도록 구성된 팁 선반 부분 및 팁 선반 부분으로부터 방사상으로 외측으로 연장되는 스퀼러 팁 부분(squealer tip portion)을 포함한다. 팁 선반 부분은 제1 복합물을 포함하고, 스퀼러 부분은 제2 복합물을 포함한다.
[0007] 도 1은, 본 발명의 실시예들이 통합될 수 있는 일렬의 터빈 블레이드(blade)들을 갖는 가스 터빈 엔진의 축방향 단면도이다.
[0008] 도 2는 터빈 컴포넌트의 팁 부분의 구성의 부분적인 단면도이다.
[0009] 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 PSP 복합 팁 쿠폰(composite tip coupon)의 사시도이다.
[0010] 도 4는 납땜 열 처리 사이클의 실시예를 도시하는 그래프(graph)이다.
[0011] 도 5는 실시예에 따른 복합 PSP 쿠폰을 활용하여 보수된 터빈 블레이드의 사시도이다.
[0012] 본 개시내용의 실시예들, 원리들, 및 특징들의 이해를 용이하게 하기 위해, 이들은 예시적인 실시예들에서의 구현을 참조하여 이하에서 설명된다. 그러나, 본 개시내용의 실시예들은 설명되는 시스템(system)들 또는 방법들에서의 사용으로 제한되지 않는다.
[0013] 다양한 실시예들을 구성하는 것으로서 아래에서 설명되는 컴포넌트들 및 재료들은 예시적인 것으로 의도되며 제한적이지 않다. 본원에서 설명되는 재료들과 동일한 또는 유사한 기능을 수행할 많은 적절한 컴포넌트들 및 재료들은 본 개시내용 실시예들의 범위 내에 포함되도록 의도된다.
[0014] 가스 터빈 엔진은 압축기 섹션, 연소기 및 터빈 섹션을 포함할 수 있다. 압축기 섹션은 주위 공기를 압축한다. 연소기는 압축 공기와 연료를 결합하고, 혼합물을 점화하여, 작동 유체를 형성하는 고온 가스를 포함하는 연소 생성물들을 생성한다. 작동 유체는 터빈 섹션으로 이동한다. 터빈 섹션 내에는 원주 방향으로 교번하는 열들의 베인(vane)들 및 블레이드들이 있고, 블레이드들은 로터(rotor)에 결합된다. 열들의 베인들 및 블레이드들의 각각의 쌍은 터빈 섹션에서 스테이지(stage)를 형성한다. 터빈 섹션은, 베인들, 블레이드들 및 로터를 수용하는 고정 터빈 케이싱(casing)을 포함한다.
[0015] 터빈 블레이드들은 방사상 내측 루트(radially inner root) 및 방사상 외측 팁을 포함한다. 터빈 블레이드의 팁은, 팁 흐름 누출을 방지하기 위해 터빈의 가스 경로에서 링 세그먼트(ring segment)들과 블레이드들 사이의 갭(gap)의 크기를 감소시키기 위한 팁 피처(tip feature)를 가질 수 있으며, 이는 터빈 블레이드들에 의해 생성되는 토크(torque)의 양을 감소시킨다. 팁 피처들은 스퀼러 팁들로 지칭될 수 있고, 터빈 스테이지들 사이의 공기역학적 손실들을 감소시키는 것을 돕기 위해 블레이드들의 팁들에 통합될 수 있다. 이러한 피처들은 블레이드 팁과 링 세그먼트 사이의 누출을 최소화하도록 설계되었다.
[0016] 현재, 블레이드 또는 베인과 같은 터빈 컴포넌트의 팁 영역에 영향을 미치는 구조적 결함들은, 필러 재료(filler material)를 활용하는 스퀼러 팁의 연삭(grinding) 및 용접 빌드업(weld build-up)을 수반한다. 부가적으로, 주위 온도 또는 상승된 온도에서 핫박스 용접 보수 프로세스(hotbox weld repair process)를 사용하여 손상된 섹션을 필러 재료로 용접 보수함으로써 팁의 선반 부분 및 에어포일에서 균열들이 제거될 수 있다. 핫박스 용접 보수들은 완료하는 데 8시간 이상이 소요될 수 있으며, 상승된 온도를 유지하기 위해 핫박스 내부에서 작업하기 위한 요건은 이러한 용접들을 수행하기에 어렵게 만든다.
[0017] 광범위하게, 본 발명자는, 터빈 컴포넌트의 팁 부분의 구조적 결함을 보수하기 위해 다양한 복합물을 갖는 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)을 활용하는 납땜 프로세스를 제안한다. '용접 전용' 프로세스들은, 임의의 용접 보수 프로세스에 대한 필요성 없이, 터빈 컴포넌트의 팁 손상을 보수하는 데 사용될 수 있다. 어떠한 용접도 필요 없기 때문에, 과잉 열 처리(overage heat treatment)의 필요성, 숙련된 용접공들의 필요성, 열에 영향을 받는 구역 균열들과 같은, 용접 프로세스들의 모든 단점들이 제거된다.
[0018] 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)들은 전형적으로, 입자가 야금학적 결합(metallurgical bond)을 형성하도록 사전-소결된, 기본 합금 입자들과 납땜 합금 입자들의 분말 혼합물을 함유한다. 추가적으로, 사전 소결된 프리폼들은, 공극들을 생성하는 바인더 재료(binder material)를 포함하지 않는다. 사전 소결된 재료는 제안된 것과 같은 보수 프로세스에서 사용될 수 있는 그물 형상(net shape)으로 형성된다. 제안된 보수 프로세스의 경우에, 터빈 컴포넌트 팁의 복합 붕소계 PSP가 활용될 수 있다.
[0019] 도 1을 참조하면, 터빈 엔진(32)의 일부가 도시된다. 터빈 엔진(32)의 축방향 중심을 나타내는 중심선(11)이 도시된다. 반경 방향(Ra)은 방사상 외측 방향으로 도시된다. 또한, 작동 유체(Wf; working fluid) 방향이 도시된다. 터빈 블레이드(10)는, 로터 디스크(disc)(도시되지 않음)에 결합된 루트 부분(34) 및 루트 부분(34)에 결합된 플랫폼(platform)(24)으로부터 외측으로 연장되는 에어포일(12)을 형성하는 세장형(elongated) 부분으로 형성된다. 터빈 블레이드(10)의 대향 단부에서, 블레이드(10)는 루트 섹션(34)에 대향하는 팁(22), 리딩 에지(leading edge)(14) 및 트레일링 에지(trailing edge)(16)로 구성된다. 리딩 에지(14)와 트레일링 에지(16)를 연결하는 것은 에어포일(12)의 압력 측(18) 및 흡입 측(20)을 방사상으로 연장된다. 터빈 블레이드(10)의 팁 단부(22)를 따라, 팁 흐름 누출을 방지하기 위해 터빈의 가스 경로에서 링 세그먼트들(26)과 블레이드들(10) 사이의 갭의 크기를 감소시키는 팁 피처가 제자리에 있으며, 이는 터빈 블레이드들(10)에 의해 생성된 토크의 양을 감소시킨다. 팁 피처는 스퀼러 또는 스퀼러 팁으로 지칭되고, 터빈 스테이지들 사이에서 공기역학적 손실들을 감소시키는 것을 돕기 위해 블레이드들의 팁들에 통합된다. 이러한 피처들은 블레이드 팁(22)과 링 세그먼트(26) 사이의 누출을 최소화하도록 설계되었다.
[0020] 도 2는, 이격된 팁 벽들이 블레이드(10)의 압력 측(18) 및 흡입 측(20)의 길이로부터 바로 위로 연장되고 그 길이를 연장하는 종래의 스퀼러 팁(36) 위치를 나타낸다. 스퀼러 팁 벽들(36) 사이에 놓인 팁 단부(22)에는 팁 선반 표면(50)을 갖는 팁 선반(40)이 놓인다.
[0021] 위에서 언급된 바와 같이, 동작 동안, 특히 터빈 엔진의 초기 스테이지들에서 블레이드들이 상당한 열적 및 기계적 응력들에 취약할 수 있다는 것이 인지된다. 따라서, 특히 일부 초합금들의 경우, 블레이드의 팁 상에서, 특히 팁(22)의 스퀼러 팁 벽들(36) 및 선반 영역(40)에서 균열 및 다른 결함들이 발생하는 것을 보는 것이 일반적이다. 도 2는, 예컨대, 스퀼러 팁들(36) 및 팁의 선반 영역(40)으로 연장되는 균열들(불연속들)(55)을 포함하는 팁(22)을 예시한다. 균열이 도시되지만, 스퀼러 팁 러브(rub) 또는 선반 러브와 같은 다른 결함들이 또한 보수를 필요로 하는 결함들로 간주될 수 있다.
[0022] 터빈 컴포넌트는 임의의 적절한 금속 재료를 포함할 수 있다. 실시예에서, 터빈 컴포넌트는 초합금 재료를 포함할 수 있다. 예시 목적들로, 본원에서 언급된 터빈 컴포넌트는 터빈 블레이드일 것이다. 예시적인 초합금들은 Hastelloy, Inconel(예컨대, IN100, IN600, IN713), Waspaloy, Rene 합금들, Haynes 합금들, Incoloy, MP98T, TMS 합금들, 및 CMSX(예컨대, CMSX-4) 단결정 합금들을 포함하지만, 이에 제한되지 않는다. 특정 실시예에서, 터빈 컴포넌트는 합금 247 재료(당업계에 알려져 있고 Praxair Surface Technologies로부터 상업적으로 입수 가능한 CM247 또는 MAR-M247 재료)로 형성된다. 실시예에서, 합금 247 재료는 다음의 범위들(wt.% 단위) 내의 복합물을 가질 수 있다.
C = 0.07-0.15%
Cr = 8.1-8.4%
Co = 9.2-10.0%
Al = 5.5-5.6%
B = 0.015%
W = 9.5-10.0%
Mo = 0.5-0.7%
Ta = 3.0-3.2%
Ti = 0.7-1.0%
Hf = 1.4-1.5%
Zr = 0.015-0.05%
Ni = 균형
[0023] 도 3은 터빈 컴포넌트를 보수하는 데 사용될 복합 PSP 팁 쿠폰(60)을 예시한다. 복합 팁 쿠폰(60)은 팁 선반(캡(cap)) 부분(62) 및 스퀼러 부분(64)을 포함한다. 팁 선반 부분(62)은 제1 복합물을 포함하고, 스퀼러 부분(64)은 제2 복합물을 포함한다. 실시예에서, 제1 복합물 및 제2 복합물은 상이하다. PSP의 각각의 부분은, 각각 팁 선반 형상 및 스퀼러 팁 형상으로 형성되고 블레이드 에어포일과 같은 터빈 컴포넌트의 나머지 부분과 정합하도록 구성된 납땜 입자들 및 초합금 입자들을 포함하는 분말 혼합물을 포함할 수 있다. 실시예에서, 팁 선반 부분(62)의 제1 두께는 0.030 인치 내지 0.050 인치 범위에 있을 수 있는 반면, 스퀼러 부분(64)의 제2 두께는 0.060 인치 내지 0.140 인치 범위에 있을 수 있다. 블레이드 선반이 매우 얇은 경우(예컨대, 0.040 인치), 복합 쿠폰을 부착하기 전에 기존 선반 부분에 추가적인 선반 PSP 재료(62)를 부착함으로써 블레이드 선반의 기본 두께가 증가될 수 있다.
[0024] 납땜 재료는, 일정량의 붕소 없이 동일한 납땜 재료에 비해 납땜 재료의 용융 온도를 감소시키는 데 효과적인 적어도 일정량의 붕소를 포함하는 납땜에 대해 당업계에 공지된 임의의 적절한 재료를 포함할 수 있다. 실시예에서, 일정량의 붕소는 납땜 재료의 용융 온도를 원하는 정도로 감소시키는 데 효과적인 일정량의 붕소일 수 있다. 특정 실시예에서, 납땜 재료는, 납땜/보수될 컴포넌트의 손상된 영역에서와 동일한 합금 컴포넌트들을 포함하는 제1 분말 재료에 더하여 일정량의 붕소를 포함한다. 적절한 납땜 재료 복합물들은 PCT/US2018/020170, "Brazing of Superalloy Components with Hydrogen Addition for Boron Capture"에서 찾을 수 있고, 상기 출원은 인용에 의해 본원에 포함된다.
[0025] 이제 도 1-3을 참조하면, 구조적 결함을 갖는 터빈 컴포넌트의 팁 부분을 보수하기 위한 방법이 제공된다. 터빈 컴포넌트가 본 설명에서 터빈 블레이드로서 그리고 도면들에 예시된 바와 같이 도시되지만, 본원에 설명된 보수 프로세스들이 블레이드들로 제한되지 않고, 다른 손상된 금속성 컴포넌트들에 물론 적용될 수 있다는 것이 인지될 수 있다. 터빈 블레이드(10)는 나머지 터빈 블레이드 에어포일(12)로부터 손상된 팁 부분(22)을 먼저 제거함으로써 보수 프로세스를 위해 준비된다. 손상된 섹션을 제거하는 것은, 손상된 섹션을 갖는 터빈 블레이드 에어포일(12)의 적어도 스퀼러 부분(36)을 기계가공 및/또는 절단하는 것을 수반한다. 부가적으로, 선반 섹션(40)이 광범위한 균열들, 예컨대 대략 0.020 인치보다 더 넓은 균열들을 포함하면, 균열들은 페이스트(paste)로 채워질 수 있다. 터빈 블레이드(10)가, 예컨대, 합금 247을 포함할 때, 페이스트는 적절한 바인더와 합금 247을 혼합함으로써 형성될 수 있는 247 페이스트일 수 있다. 실시예에서, 그런 다음, 제거된 손상된 팁 섹션을 대체할 복합 PSP 팁 부분(60)의 표면과 정합시키기 위해, 예컨대, 매끄럽고 평평한 표면을 생성하기 위하여, 나머지 블레이드 에어포일(12)의 상부 표면이 기계가공될 수 있다. 이러한 프로세스와 다른 통상의 프로세스들 사이의 하나의 차이는, 선반 부분에서 관통 균열이 존재할 때, 페이스트 도포만이 활용될 필요가 있다는 것이다. 그렇지 않은 경우, 납땜 동안 PSP 구성이 결함을 처리할 수 있는데, 즉, 납땜 재료가 균일들로 유동하고 균열들을 채울 것이다. 이것은 결국 완벽한 보수를 허용하고, 페이스트가 필요로 되는 곳을 결정하는 것을 용이하게 한다.
[0026] 페이스트 도포 및 납땜 전에, 선택적으로, 컴포넌트의 구조적 결함을 포함하는 영역이 세정될 수 있다. 실시예에서, 세정 단계는 불화물 이온 세정(FIC; fluoride ion cleaning)을 사용하여 수행될 수 있다. 특정 실시예에서, 결함을 포함하는 손상된 영역은, 납땜을 위한 손상 표면을 준비하기 위해 불화물 이온 세정(FIC; fluoride ion cleaning) 프로세스를 통해 세정될 수 있다. 일부 상황들에서, FIC 프로세스 전에 균열들이 물리적으로 개방될 필요가 있을 수 있다. 일부 실시예들에서, FIC 프로세스는 불화수소 가스로 세정하는 것을 포함한다. FIC 세정의 사용은 유리하게는 결함들 내에서 뿐만 아니라 컴포넌트의 표면 상에서 원치 않는 산화물들 및 잔류 코팅 잔류물(residual coating remnant)들(예컨대, 확산 코팅 잔류물들)을 제거한다.
[0027] 실시예에서, PSP 팁 쿠폰(60)의 표면이 나머지 블레이드 에어포일(12)의 준비된 표면에 도포된다. PSP 팁 쿠폰(60)은 블레이드 선반 표면(50)의 표면에 점 용접(spot welding)함으로써, 특히 PSP 팁 쿠폰(60)을 제약하는 것을 방지하거나 납땜 동안에 PSP 팁 쿠폰(60)이 튀어나오는 것을 방지하기 위해 단지 하나 또는 2개의 위치들에서 점 용접함으로써 가볍게 부착될 수 있다. 납땜될 표면과 PSP 팁 쿠폰(60) 사이에 갭이 존재할 수 있다. PSP 팁 쿠폰(60)은 납땜 열 처리 사이클 동안 납땜되는 표면에 형성될 것이다.
[0028] 일단 납땜 재료를 포함하는 PSP 팁 쿠폰(60)이 원하는 대로 또는 필요에 따라 도포되었다면, 적어도 납땜 재료를 용융시키고 용융된 납땜 재료가 결함으로 유동하는 것을 허용하기 위해, PSP와 함께 터빈 블레이드에는 열 처리(본원에서 "납땜" 또는 "납땜 프로세스"로 지칭됨)가 실시된다. 실시예에서, 납땜 열 처리는 PCT/US2018/020170, "Brazing of Superalloy Components with Hydrogen Addition for Boron Capture"에 설명된 바와 같이 제어된 열 프로세스일 수 있다. 이 열 처리와 다른 납땜 열 처리 프로세스들 사이의 주요 차이점은, 컴포넌트, 예컨대, 터빈 블레이드 및 부착된 PSP에는, 납땜 재료 및 터빈 블레이드 중 적어도 일부를 가열하면서, 수소 환경('수소 스테이지') 내에서 그리고 진공 환경("진공 스테이지") 내에서 교번하는 스테이지들이 실시된다. 이러한 교번 프로세스(70)는 도 4에 도시된 납땜 열 처리 차트(Braze Heat Treatment Chart)에서 볼 수 있다. 수소 스테이지와 진공 스테이지 사이의 교번은 중심선 공융 혼합물(centreline eutectic)들을 제거하고, 납땜 혼합물의 낮은 용융 부분의 탈붕소화(deboronization)로 인해 납땜 후 재용융 특성들을 개선하는 데 도움이 된다. 중심선 공융 혼합물들의 제거는, 서비스 조건들 동안에 균열이 생기는 경향이 있는 보수 영역의 부서지기 쉬운 구역들을 방지한다.
[0029] 도 5는 복합 PSP 쿠폰(60)을 활용하여 보수된 터빈 블레이드(10)의 사시도를 예시한다. 도 5는 납땜 후의 팁(22)을 도시한다. 특정 실시예들에서, 블렌딩(blending), 기계가공, 냉각 홀 드릴링(cooling hole drilling) 및 코팅 동작들과 같은 마감 프로세스들은 원하는 최종 블레이드 구성에 의존하여 적용 가능할 때 수행될 수 있다.
[0030] 본 개시내용은, 비용이 많이 들고 시간 소모적이며 용접 관련 균열 및 변형을 유발할 수 있는 용접 없이, 터빈 컴포넌트의 팁 섹션을 보수할 수 있는 프로세스를 제공한다. 복합 PSP 팁 쿠폰은, 예컨대, 스퀼러 팁 부분에 대한 하나의 재료 복합물 및 터빈 에어포일의 선반 부분에 대한 상이한 재료 복합물을 허용한다. PSP 복합물 선택은 동작 조건 및 보수가 필요한 손상 모드(mode)들에 기반한다. 기판 합금 재료의 퍼센티지(percentage)가 더 높고 납땜 재료가 더 적은 스퀼러 부분을 갖는 것은, 스퀼러가 더 양호한 산화 및 마모 특성들을 갖는 것을 허용하는 반면, 팁 부분보다 선반 부분에서 더 높은 퍼센티지의 납땜 재료가 블레이드 선반의 균열들을 채우기 위해 필요로 될 수 있다. 마지막으로, 다른 이점들 중에서도, 최소의 페이스트 도포와 결합하여 PSP 팁 쿠폰의 활용은 기존 및/또는 요구되는 최종 기하학적 구조에 더 부합하는 컴포넌트를 발생시킨다. 이것은 결국, 프로세스가 완료된 후 요구되는 사후 처리(블렌딩 또는 기계가공)의 양을 감소시킨다. 납땜이 모세관 작용에 기반하는 것을 고려하면, 적절한 관리 및 절차를 사용하여, 내부 공동(internal cavity)들이 막힐 가능성들이 또한 최소화된다. 터빈 블레이드 보수에 관련된 실시예들이 설명되었지만, 제안된 방법은 다른 초합금 컴포넌트들의 보수까지 확장될 수 있다.
[0031] 본 개시내용의 실시예들이 예시적인 형태들로 개시되었지만, 아래의 청구항들에서 기술되는 바와 같은 본 발명 및 본 발명의 등가물들의 사상 및 범위로부터 벗어남이 없이, 많은 수정들, 추가들, 및 삭제들이 본 발명 내에서 이루어질 수 있다는 것이 당업자들에게 자명할 것이다.

Claims (18)

  1. 구조적 결함(structural defect)(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(turbine component)(10)의 팁 부분(tip portion)(22)을 보수하기 위한 방법으로서,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)에 구조적 결함(55)을 갖는 상기 터빈 컴포넌트(10)를 제공하는 단계;
    상기 터빈 컴포넌트(10)의 상기 팁 부분(22)을 기계가공 또는 절단함으로써 손상된 섹션(section)을 제거하는 단계;
    상기 터빈 컴포넌트(10)의 나머지 부분의 상부 표면과 정합하도록 구성된 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)(60)을 제공하는 단계;
    상기 PSP(60)를 상기 상부 표면에 도포하는 단계 ― 상기 PSP(60)는 초합금 재료(superalloy material) 및 납땜 재료(braze material)를 포함함 ― ; 및
    상기 납땜 재료를 용융시키고 상기 구조적 결함(55)을 채우기 위해, 상기 PSP(60) 및 상기 터빈 컴포넌트(10)의 상기 나머지 부분에 납땜 프로세스(process)를 실시하는 단계를 포함하고,
    상기 PSP(60)는 제1 복합물(composition)을 갖는 제1 부분(62) 및 제2 복합물을 갖는 제2 부분(64)을 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 부분은 상기 팁의 선반(shelf) 부분(62)에 대응하고, 상기 제2 부분은 상기 팁의 스퀼러(squealer) 부분(64)에 대응하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 제1 복합물은 60 내지 90% 중량 초합금 재료 및 10-40% 중량 납땜 재료를 포함하고, 상기 제2 복합물은 70 내지 90% 중량 초합금 재료 및 10-30% 중량 납땜 재료를 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 제1 복합물은 70% 중량 초합금 재료 및 30% 중량 납땜 재료를 포함하고, 상기 제2 복합물은 80% 중량 초합금 재료 및 20% 중량 납땜 재료를 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  5. 제3 항 또는 제4 항에 있어서,
    상기 초합금 재료는 합금 247인,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  6. 제3 항에 있어서,
    상기 PSP(60)의 상기 초합금 재료는 상기 터빈 컴포넌트(10)의 상기 나머지 부분과 동일한 재료인,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  7. 제3 항에 있어서,
    상기 PSP(60)의 상기 납땜 재료는 붕소(boron)를 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 도포하는 단계는 상기 사전 소결된 프리폼(60)을 점 용접(spot welding)에 의해 적어도 하나의 위치에서 상기 상부 표면에 부착하는 단계를 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 도포하는 단계는 상기 사전 소결된 프리폼(60)을 점 용접에 의해 하나의 위치에서만 상기 상부 표면에 부착하는 단계를 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  10. 제1 항에 있어서,
    상기 납땜 프로세스는, 상기 납땜 재료 내의 붕소 및 수소로부터 수소화 붕소들을 형성하기에 효과적인 상기 터빈 컴포넌트(10) 주위의 환경에 일정량의 수소가 도입되는 제1 스테이지(stage)와, 상기 형성된 수소화 붕소들이 음압(negative pressure)을 통해 제거되는 제2 스테이지 사이에서 교번하는 것을 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  11. 제3 항에 있어서,
    바인더(binder)와 초합금 분말의 페이스트 혼합물(paste mixture)을 상기 선반 부분(62)의 넓은 균열들(55)에 도포하는 단계를 더 포함하는,
    구조적 결함(55)을 갖는 터빈 컴포넌트(10)의 팁 부분(22)을 보수하기 위한 방법.
  12. 터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP; pre-sintered preform)(60)으로서,
    터빈 컴포넌트 에어포일(airfoil)의 최상부 표면과 정합하도록 구성된 팁 선반 부분(62); 및
    상기 팁 선반 부분(62)으로부터 방사상으로 외측으로 연장되는 스퀼러 부분(64)을 포함하고,
    상기 팁 선반 부분(62)은 제1 복합물을 포함하고, 상기 스퀼러 부분(64)은 제2 복합물을 포함하는,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 제1 복합물 및 상기 제2 복합물은 상이한,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
  14. 제12 항에 있어서,
    상기 제1 복합물은 60 내지 90% 중량 초합금 재료 및 10-40% 중량 납땜 재료를 포함하고, 상기 제2 복합물은 70 내지 90% 중량 초합금 재료 및 10-30% 중량 납땜 재료를 포함하는,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
  15. 제13 항에 있어서,
    상기 제1 복합물은 70% 중량 초합금 재료 및 30% 중량 납땜 재료를 포함하고, 상기 제2 복합물은 80% 중량 초합금 재료 및 20% 중량 납땜 재료를 포함하는,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
  16. 제14 항 또는 제15 항에 있어서,
    상기 초합금 재료는 합금 247인,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
  17. 제14 항에 있어서,
    상기 PSP(60)의 상기 초합금 재료는 상기 터빈 컴포넌트(10)의 나머지 부분과 동일한 재료인,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
  18. 제14 항에 있어서,
    상기 PSP(60)의 상기 납땜 재료는 붕소를 포함하는,
    터빈 컴포넌트(10)의 팁(22)에 대응하는 사전 소결된 프리폼(PSP).
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