MXPA02002839A

MXPA02002839A - Reparacion de articulo de superelacion basado en cristal unico de niquel.

Info

Publication number: MXPA02002839A
Application number: MXPA02002839A
Authority: MX
Inventors: J Kline David
Original assignee: United Technologies Corp
Priority date: 2001-05-15
Filing date: 2002-03-14
Publication date: 2004-11-12
Also published as: CN1401458A; US20020185198A1; EP1258312A2; KR100506036B1; DE60224898D1; SG99968A1; CN1190295C; JP2003048065A; US6503349B2; KR20020087340A; ATE385448T1; DE60224898T2; EP1258312B1; EP1258312A3

Abstract

La presente invencion se relaciona con un metodo para reparar componentes formados a partir de una superaleacion basada en niquel de cristal unico. El metodo comprende las etapas de aplicar una aleacion de reparacion a por lo menos una porcion del componente formado a partir de la superaleacion basada en niquel de cristal unico y calentar el componente con la aleacion de reparacion sobre el mismo a una temperatura que evita la recristalizacion y reparar la fusion incipiente en la zona de la superaleacion basada en niquel de cristal unico. Despues de la etapa de calentamiento, el componente preferiblemente se enfria rapidamente y se somete a un tratamiento de envejecimiento.

Description

6 REPARACIÓN DE ARTÍCULO DE SUPERALEACIÓN BASADO EN CRISTAL UNICO DE NÍQÜEL ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN La presente invención se relaciona con un método para reparar componentes de superaleación de base de cristal único de níquel de manera que se minimicen las degradaciones de propiedad mecánica y se maximice la resistencia de red junta reparada. Las superaleaciones se utilizan para diversos componentes en motores de turbina de gas, en donde los componentes se exponen a altas temperaturas y presiones durante períodos de tiempo prolongados. Una aplicación típica son los vanos de turbina de alta presión, en donde la temperatura del componente puede incrementarse a aproximadamente 1092eC (2000°F) . Bajo estas condiciones, se espera que el componente retenga su forma y resistencia durante un tiempo lo suficientemente prolongado para proporcionar funcionamiento económico del motor sin requerimiento debidamente frecuente de servicio o reemplazo. Habitualmente, los componentes de superaleación se han elaborado por colado de precisión, el cual proporciona un componente de forma casi pura que requiere únicamente operaciones de maquinado mínimas para alcanzar la configuración final. Para proporcionar protección adicional para el material a partir de las altas temperaturas y el ambiente corrosivo debido al proceso de combustión, comúnmente se aplica un recubrimiento protector. Los componentes con propiedades adecuadas para las aplicaciones deseadas se han elaborado con éxito sin tratamiento térmico además del ciclo de calentamiento generado como parte del proceso de recubrimiento, el cual es efectivamente un tratamiento de precip ación por calor del material como se cuela. Después del servicio prolongado, algunos de los componentes presentan daños, debido a erosión, fatiga mecánica térmica inducida por fracturas provocadas por ciclos frecuentes entre la temperatura ambiente y las de operación, o deformación progresiva, que provoca que las porciones de ala delgada de los componentes se doblen o que las porciones de plata forma del componente se tuerzan alejándose de sus posiciones originales, lo que resulta en un cambio en las características operacionales de los componentes. Se han desarrollado y utilizado numerosos métodos para reparar estos componentes . Uno de tales métodos de reparación se ilustra en as patentes de E.U.A. Nos. 5,549,767 y 5,922,150, ambas para Pietruska et al. Este método para reparar componentes de motor de turbina de gas de superaleación basados en cobalto 8 comprende aplicar una mezcla de polvo de aleación de base y un polvo de aleación de base con un punto de fusión para suprimir a la superficie del componente y calentar una temperatura en el intervalo de 1231°C a 1259eC (2250eF-2300 eF) para difundir la depresión del punto de fusión isotérmicamente en la aleación de base . Después se aplica un recubrimiento protector, durante el cual se utiliza un ciclo de calentamiento el cual envejece el material de base. La patente de E.U.A. No. 5,741,378 para Pietruska et al . ilustra un método para restaurar las propiedades mecánicas de componentes de motor de turbina de gas de superaleación basados en cobalto que contienen carburo. El método incluye tratamiento por calor en solución hasta una temperatura en el intervalo de 1231eC a 1259°C (2250eF-2300°F) durante una a doce horas para disolver los complejos de carburo y envejecer a aproximadamente 1073°C a 1078eC (1965eF-1975°F) durante dos a veinticuatro horas. Las reparaciones de tipo de cobresoldadura a componentes de superaleación de base de níquel de cristal que no es único, utilizados en motores de turbina de gas habitualmente se llevan a cabo utilizando un método de tratamiento por calor que vuelve a generar soluciones de la aleación para asegurar que no hay deficiencias de propiedad mecánica. Al mismo tiempo, este tratamiento térmico asegura difusión máxima de la zona de reparación sin ninguna 9 fundición incipiente en la zona de reparación o la aleación de base. Este método es efectivo para superaleaciones basadas en níquel que no son de cristal único; sin embargo, para superaleaciones basadas en níquel de cristal único, este método resulta en recristalización importante lo que reduce en gran medida las propiedades de fatiga y también resulta en una zona de reparación sobredifundida con áreas locales de fusión. Por lo tanto, permanece la necesidad por un método efectivo para reparar componentes formados a partir de superaleaciones basadas en níquel de cristal único.

DESCRIPCIÓN BREVE DE LA INVENCIÓN En consecuencia, un objetivo de la presente invención es proporcionar un método mejorado para reparar componentes de superaleación basados en níquel de cristal único de manera que se minimicen las degradaciones de las propiedades mecánicas . Un objetivo adicional de la presente invención es proporcionar un método como en lo anterior el cual maximiza la resistencia de unión. Los objetivos anteriores se obtienen por el método de la presente invención. 10 De acuerdo con la presente invención, un método para reparar componentes formados a partir de una superaleación basada en níquel de cristal único comprende de manera general aplicar una aleación de reparación a un componente de superaleación basado en níquel de cristal único para ser reparado y calentar el componente y aplicar la aleación de reparación a una temperatura que evita la recristalización y la zona de reparación de fusión incipiente de la superaleación basada en níquel de cristal único. En una primera modalidad del método de la presente invención, la etapa de calentamiento comprende tratar con calor el componente y aplicar aleación de reparación a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 1175°C (2150°F) a aproximadamente 1245°C (2275eF) , de manera preferible a aproximadamente 1203 "C (2200°F) durante un período de tiempo en el intervalo de aproximadamente 5 horas a 24 horas, de manera preferible a aproximadamente 10 horas. Después del calentamiento, el componente se enfría rápidamente y se somete a un tratamiento de envejecimiento. En una segunda modalidad de la presente invención, la etapa de calentamiento comprende calentar el componente y la aleación de reparación aplicada a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 1231 eC (2250 eF) a aproximadamente 1286°C (2350°F) , de manera preferible de aproximadamente 1259°C (2300eF) , mantener el componente y la 11 aleación de reparación aplicada a esta temperatura durante un tiempo en el intervalo de menos de aproximadamente 30 minutos (preferiblemente 15 minutos o menos, enfriar rápidamente el componente y la aleación de reparación aplicada a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 1064 °C (1950°F) a aproximadamente 1134eC (2075eF) , de manera preferible aproximadamente 1106°C (2025°F) , y mantener el componente y la aleación de reparación aplicada a esta temperatura durante un tiempo en el intervalo de aproximadamente 5 horas a aproximadamente 24 horas, de manera preferible a aproximadamente 10 horas. Después de este tratamiento con calor, el componente se enfría rápidamente y se somete a un tratamiento de envejecimiento. Otros detalles del método de reparación de la presente invención, así como otros objetivos y ventajas concomitantes al mismo, se establecen en la siguiente descripción detallada y los dibujos anexos en donde los mismos números de referencia muestran elementos similares.

DESCRIPCIÓN BREVE DE LOS DIBUJOS La figura 1 es una fotomicrografía que muestra una fractura reparada en la porción de refuerzo de un componente; la figura 2 es una fotomicrografía que muestra la reparación de una superficie erosionada con una acumulación de aproximadamente 0.41 mm (0.016 pulgadas), y la figura 3 es una fotomicrografía del orificio de enfriamiento de borde delantero después de la prueba de motor que muestra el recubrimiento circundante y el material de reparación completamente intactos.

DESCRIPCIÓN DETALLADA DB LAS MODALIDADES PREFERIDAS El uso de L -.peraleaciones basadas en níquel de un solo cristal para ciertas aplicaciones en un motor de turbina de gas, tales como los vanos de la primera y segunda etapa de la turbina de alta presión (HPT) son altamente deseables debido a que el material tiene buenas propiedades mecánicas y una resistencia importante al ambiente corrosivo relacionado inherentemente al proceso de combustión que se produce en el motor. Sin embargo, las condiciones de funcionamiento son extremadamente severas de manera que el material requiere protección adicional, en forma de un recubrimiento protector, para proporcionar la duración de servicio que se requiere. El recubrimiento el cual se aplica a los componentes tales como los vanos habitualmente es del tipo MCrAlY, en donde M se selecciona del grupo que consiste de hierro níquel, cobalto y algunas mezclas de los mismos, y del tipo de aluminuro de difusión. Una aplicación típica del recubrimiento incluye etapas de aplicación de material de 13 recubrimiento a la superficie del componente, ya sea en estado como se cuela o con tratamiento por calor a una solución aplicada previamente y calentar durante dos horas a aproximadamente 1073°C (1965°F) para el recubrimiento de tipo MCrAlY o durante 24 horas para el rcubrimiento de tipo de aluminuro de difusión, para difundir la capa de recubrimiento dentro del material de sustrato. Después de una duración significativa, estos componentes con frecuencia experimentan efectos dañinos, habitualmente en forma de erosión, fractura inducida por fatiga mecánica térmica debido a los ciclos de temperatura que se encuentran en operación normal de un motor, o deformación progresiva debido a un tipo de exposición prolongado a temperaturas elevadas. El proceso para reparar estos componentes desgastados comprende agregar un material de reparación tal como una aleación de reparación para volver a construir las áreas erosionadas del componente, o para llenado de las fracturas- formadas, como se discute en lo anterior. Antes de agregar el material de reparación, se deben retirar todas las piezas con detalles, tales como deflectores, cubiertas, etc. El componente puede ser sometido a chorro de arena o limpiado, o ambas cosas, habitualmente en una atmósfera de fluoruro de hidrógeno, para eliminar los óxidos. 14 Después de la limpieza, el material de reparación se agrega en forma de un polvo, un aceite, una pintura o una pasta. El material de reparación preferiblemente comprende una combinación de dos aleaciones basadas en níquel - la primera es una aleación de cobresoldadura basada en níquel con temperatura de fusión baja y la segunda es una aleación basada en níquel con temperatura de fusión alta. En una primera combinación de aleación de reparación, la primera reparación basada en níquel está presente en un intervalo de 49-51% en peso, y la segunda aleación basada en níquel está presente en un intervalo de 49-51% en peso. En una segunda combinación de aleación de reparación, la primera aleación está presente en un intervalo de 39-41% en peso y la segunda aleación está presente en un intervalo de 59-61% en peso. En una tercera de combinación de aleación de reparación, la primera aleación está presente en un intervalo de 29-31% en peso y la segunda aleación está presente en un intervalo de 69-71% en peso. En una cuarta combinación de aleación de reparación, la primera aleación está presente en un intervalo de 19-21% en peso y la segunda aleación está presente en un intervalo de 79-81% en peso. La primera aleación de cobresoldadura basada en níquel en la combinación de aleación de reparación preferiblemente contiene de aproximadamente 8.5 a 9.5% en peso de cromo, de aproximadamente 7.5 a 8.5% en peso de 15 cobalto, de aproximadamente 3.75 a 4.25% en peso de tungsteno, de aproximadamente 1.75 a 2.25% en peso de aluminio, de aproximadamente 2.75 a 3.25% en peso de boro, de aproximadamente 0.75 a 1.25% en peso de hafnio, un máximo de 0.015% en peso de carbono, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de manganeso, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de silicio, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de fósforo, un máximo de aproximadamente 0.15% en peso de azufre, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de hierro, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de cobre, un máximo de aproximadamente 0.20% en peso de zirconio y el resto de níquel e impurezas inevitables. La segunda aleación basada en níquel utilizada en la combinación de aleación de reparación preferiblemente es una aleación basada en níquel que contiene de aproximadamente 4.75 a 5.25% en peso de cromo, de aproximadamente 9.5 a 10.5% en peso de cobalto, de aproximadamente 1.7 a 2.1% en peso de molibdeno, de aproximadamente 3.4 a 9.0% en peso de tantalio, de aproximadamente 5.6 a 6.2% en peso de tungsteno, de aproximadamente 2.8 a 3.2% en peso de renio, de aproximadamente 5.5 a 5.8% en peso de aluminio, de aproximadamente 0.05 a 0.15% en peso de hafnio, un máximo de aproximadamente 0.50% en peso de carbono, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de manganeso, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de silicio, un máximo de 16 aproximadamente 0.015% en peso de fósforo, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de azufre, un máximo de aproximadamente 0.003% en peso de boro, un máximo de aproximadamente 0.20% en peso de hierro, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de cobre, un máximo de aproximadamente 0.0075% en peso de zirconio y el resto de níquel e impurezas inevitables. En otra modalidad de la presente invención, la segunda aleación basada en níquel mencionada antes en la combinación de aleación de reparación se sustituye por una aleación basada en níquel que contiene refuerzos de límite desde un grano. Las aleaciones adecuadas incluyen lo siguiente: (1) una aleación que tiene una composición que comprende de aproximadamente 4.75 a 5.25% en peso de cromo, de aproximadamente 9.5 a 10.5% en peso de cobalto, de aproximadamente 1.7 a 2.1% en peso de molibdeno, de aproximadamente 5.6 a 6.2% en peso de tungsteno, de aproximadamente 2.8 a 3.2% en peso de renio, de aproximadamente 7.8 a 9.0% en peso de tantalio, de aproximadamente 5.5 a 5.8% en peso de aluminio, de aproximadamente 0.25 a 0.45% en peso de hafnio, de aproximadamente 0.03 a 0.040% en peso de ítreo, un máximo de aproximadamente 0.050% en peso de carbono, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de manganeso, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de silicio, un máximo de aproximadamente 0.015% de fósforo, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de azufre, un máximo de aproximadamente 0.0030% en peso de boro, un máximo de aproximadamente 0.20% en peso de hierro, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de cobre, un máximo de aproximadamente 0.03% en peso de zirconio y el resto de níquel e impurezas inevitables; (2) una aleación que tiene una composición que comprende de aproximadamente 9.5 a 10.5% en peso de cromo, de aproximadamente 4.5 a 5.5% en peso de cobalto, de aproximadamente 3.75 a 4.25% en peso de tungsteno, de aproximadamente 1.25 a 1.75% en peso de titanio, de aproximadamente 11.75 a 12.25% en peso de tantalio, de aproximadamente 4.75 a 5.25% en peso de aluminio, de aproximadamente 0.003 a 0.40% en peso de ítreo, de aproximadamente 0.25 a 0.45% en peso de hafnio, un máximo de aproximadamente 0.05% en peso de carbono, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de manganeso, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de silicio, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de fósforo, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de azufre, un máximo de aproximadamente 0.0030% en peso de boro, un máximo de aproximadamente 0.2% en peso de hierro, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de cobre, un máximo de aproximadamente 0.03% en peso de zirconio y el resto de níquel e impurezas inevitables; y (3) una aleación que 18 contiene de aproximadamente 9.5 a 10.5% en peso de cromo, de aproximadamente 4.5 a 5.5% en peso de cobalto, de aproximadamente 3.75 a 4.25% en peso de tungsteno, de aproximadamente 1.25 a 1.75% en peso de titanio, de aproximadamente 11.75 a 12.25% en peso de tantalio, de aproximadamente 4.75 a 5.25% en peso de aluminio, un máximo de aproximadamente 0.05% en peso de carbono, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de silicio, un máximo de aproximadamente 0.12% en peso de manganeso, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de azufre, un máximo de aproximadamente 0.015% en peso de fósforo, un máximo de aproximadamente 0.20% en peso de hierro, un máximo de aproximadamente 0.10% en peso de cobre y el resto de níquel e impurezas inevitables. Después de la aplicación de la aleación de reparación, el componente formado a partir de la aleación de base de níquel de cristal único y la aleación de reparación de la misma se calientan a una temperatura que evita la recristalización y la fusión incipiente de la zona de reparación de la superaleación de base de níquel de cristal único que forma el componente que se repara. En una primera modalidad de la presente invención, el componente con el material de reparación sobre el mismo se trata por calor para obtener la solidificación isotérmica de separación amplia en la junta de reparación. En este enfoque, el componente se calienta a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 1175eC (2150"F) a aproximadamente 1245eC (2275°F) , de manera preferible a aproximadamente 1203°C (2200°F) , durante un período de tiempo en el intervalo de aproximadamente 5 horas a 24 horas, de manera preferible a aproximadamente 10 horas. Después del tratamiento por calor, el componente y el material de reparación se enfrían rápidamente a un primer régimen de 63.9°C/min (115°F/min) o más rápido, hasta una temperatura de 1148°C (2100°F) y posteri^ .mente a una segunda velocidad de 19eC/min (35"F/min) o más rápido, hasta una temperatura de 426°C (800CF) . Después de enfriamiento, el componente y el material de reparación sobre el mismo se sujetan a un tratamiento de reenvejecimiento a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 703°C (1300°F) a aproximadamente 870eC (1600°F) durante un tiempo en el intervalo de aproximadamente 12 horas a 36 horas en una atmósfera adecuada, tal como aire. En algunas situaciones, puede ser deseable realizar un tratamiento térmico preliminar antes del tratamiento térmico de reenvejecimiento. El tratamiento térmico preliminar se puede llevar a cabo una temperatura en el intervalo de aproximadamente 1064°C a 1092°C (1950aF-2000eF) durante aproximadamente 4 horas en una atmósfera protectora, tal como argón. 20 Se ha encontrado que el material de reparación de aleación de níquel combinado descrito en lo anterior es una aleación compatible para el tratamiento por calor de la presente invención. También se ha encontrado que una combinación o mezcla de la primera aleación de reparación basada en níquel y algunas de las segundas aleaciones basadas en níquel como la aleación de base, como el constituyente de aleación de base proporcionan mayor resistencia a la junta de reparación al proporcionar límites le grano más resistentes al material de reparación. Este primer enfoque de tratamiento por calor reduce la resistencia inferior a la deformación progresiva por temperatura, pero la deformación progresiva por alta temperatura, la resistencia a la tracción a baja temperatura y el ciclo de fatiga bajo permanecen relativamente sin afectarse. La resistencia a la deformación progresiva inferior es aceptable para la mayor parte de las aplicaciones debido a que la resistencia a la deformación progresiva inicial para esta familia de aleaciones basadas en níquel están mucho más allá de la resistencia que requiere el componente . En un segundo enfoque, el componente de aleación basado en níquel de un solo cristal que se va a reparar primero se somete a chorro de arena o se limpia, o ambas cosas, como se describe en lo anterior. Después de la aplicación de un material de reparación adecuado, ya sea en forma de polvo, cinta, pintura o pasta al componente de aleación basado en níquel de cristal único que se va a reparar, el componente con el material de reparación sobre el mismo se calienta a una temperatura máxima térmica en el intervalo de aproximadamente 1231°C (2250eF) a 1286eC (2350 °F) , de manera preferible a aproximadamente 1259°C (2300 eF) , seguido por enfriamiento rápido a una velocidad de enfriamiento de aproximadamente 2.8°C (5"F) a 55.6°C (100°F) por minuto, de manera preferible a aproximadamente 19"C (35 °F) por minuto, a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 1064°C a 1134eC (1950 "F-2075 °F) , de manera preferible a aproximadamente 1106°C (2025°F) . El componente se mantiene a la temperatura máxima durante un tiempo mínimo suficiente para calentar el componente. Preferiblemente, el componente se mantiene a la temperatura máxima durante un período de aproximadamente 30 minutos o menos y de manera más preferible durante aproximadamente 15 minutos o menos. El componente se mantiene a un intervalo de temperatura menor durante un período de tiempo en el intervalo de aproximadamente 5 horas a 24 horas, de manera preferible de aproximadamente 10 horas. Después de este ciclo de tratamiento por calor, el componente se somete a un enfriamiento rápido a una velocidad de enfriamiento de aproximadamente 19eC/min (35"F/min) o más rápido. Posteriormente, el componente se somete a tratamiento de reenvejecimiento a una temperatura en el intervalo de aproximadamente 704°C (1300eF) a 870eC (1600eF) por un tiempo en el intervalo de aproximadamente 12 horas a 36 horas en una atmósfera adecuada. En este segundo enfoque, el material de reparación preferiblemente comprende una combinación e aleaciones que tienen los porcentajes en peso presentados antes. Las segundas aleaciones de base de níquel discutidas en relación con el primer enfoque descrito en la presente se pueden utilizar como una de las aleaciones en la combinación de material de reparación. En vez de utilizar la primera aleación de base de níquel descrita en lo anterior en relación con la combinación utilizada en el primer enfoque, se prefiere utilizar otras aleaciones de cobresoldadura basadas en níquel o cobalto de alta temperatura tales como AMS 4783 o CO 333, como la primera aleación en la combinación de material de reparación. Este segundo enfoque tiene efectos adversos limitados en las propiedades mecánicas de la aleación de base y probablemente resulte en una temperatura mayor de refusión para la aleación de cobresoldadura. La capacidad de anchura de separación con este enfoque se reduce en cierta medida en comparación con el primer enfoque discutido antes. 23 En la Tabla I se muestra un resumen de los efectos de propiedades mecánicas para los dos enfoques en donde IX representa las condiciones iniciales.

TABLA I La figura 1 muestra la reparación de una fractura utilizando el primer enfoque que se describe en la presente.

En la fractura se han eliminado todos los óxidos y se han llenado completamente con el material de reparación. El r ".erial de reparación ha solidificado isotérmicamente sin crear ninguna difusión excesiva adversa o fundición excipiente. La figura 2 muestra una reparación de acumulación de superficie con un espesor de 0.41 mm (0.016 pulgadas) utilizando el primer enfoque descrito en la presente. La reparación muestra una microestructura de partículas de aleación de base rodeadas de aleación de reparación. No existe fundición excipiente del sustrato y existe solidificación isotérmica a lo largo de la interfaz hacia el interior de la acumulación. La figura 3 muestra orificios de enfriamiento que se llenan con la aleación de reparación utilizando el primer enfoque descrito en la presente y después se vuelven a taladrar en un área en una región adyacente . Se aplica un recubrimiento cerámico con recubrimiento unido MCrAlY sobre la superficie externa. La aleación de reparación muestra una solidificación isotérmica casi completa y sin fusión incipiente en el sustrato adyacente. Todas las muestras mostradas en estas figuras no muestran anomalías adversas asociadas con las pruebas. Es evidente que se ha proporcionado, de acuerdo con la presente invención, un método para reparar componentes formados a partir de una super aleación basada en níquel de cristal único el cual satisface por completo los objetivos, 25 medios y ventajas que se establecen en lo anterior. Aunque la presente invención se ha descrito en el contexto de modalidades específicas de la misma, otras alternativas, modificaciones y variaciones serán evidentes por aquéllos expertos en la técnica al leer la descripción anterior. Por lo tanto, se pretende abarcar estas alternativas, modificaciones y variaciones para que caigan dentro del alcance amplio de las reivindicaciones anexas.

Claims

26 REIVINDICACIONES

1. Un método para reparar componentes que se forman a partir de una super aleación basada en níquel de cristal único, que comprende las etapas de: aplicar una aleación de reparación a por lo menos una porción del componente formado a partir de una superaleación basada en níquel de cristal único que se va a reparar; y calentar el componente con la aleación de reparación a una temperatura que impida la recristalización, y reparar la fusión incipiente de la zona de la superaleación basada en níquel de cristal único.

2. El método, como se describe en la reivindicación 1, que comprende además un enfriamiento rápido del componente después de la etapa de calentamiento, y someter el componente enfriado a un tratamiento de envej ecimiento .

3. El método, como se describe en la reivindicación 1, en donde la etapa de calentamiente comprende calentar el componente con la aleación de reparación a una temperatura en el intervalo de 1175°C (2150°F) a 1245eC (2275°F) por un período de tiempo en el intervalo de 5 horas a 24 horas. 27

4. El método, como se describe en la reivindicación 3, en donde la etapa de calentamiento comprende calentar el componente con la aleación de reparación a una temperatura de 1203°C (2200eF) durante 10 horas.

5. El método, como se describe en la reivindicación 3, que comprende además enfriar rápidamente el componente calentado y la aleación de reparación a una velocidad de 63eC (115eF) o más rápido, hasta una temperatura de 1148°C (2100eF) y después a una velocidad de 19.4°C (35°F) o más rápido a una temperatura de 426 °C (800 °F) y envejecer el componente enfriado a una temperatura en el intervalo de 703eC (1300eF) a 870eC (1600eF) por un período de tiempo en el intervalo de 12 horas a 36 horas.

6. El método, como se describe en la reivindicación 1, en donde la etapa de aplicación de aleación de reparación comprende aplicar una combinación de aleaciones basadas en níquel al componente.

7. El método, como se describe en la reivindicación 6, en donde la etapa de aplicación de aleación de reparación comprende aplicar una combinación de aleación de reparación que tiene 49-51% en peso de una aleación de 28 cobresoldadura basada en níquel con temperatura de fusión baja y 49-51% en peso de una aleación basada en níquel de temperatura de fusión alta.

8. El método, como se describe en la reivindicación 6, en donde la etapa de aplicación de aleación de reparación comprende aplicar una combinación de aleación de reparación que tiene 39-41% en peso de una aleación de cobresoldadura basada en níquel de temperatura de fusión baja y 59 a 61% en peso de una aleación basada en níquel con temperatura de fusión alta.

9. El método, como se describe en la reivindicación 6, en donde la etapa de aplicación de aleación de reparación comprende aplicar una combinación de aleación de reparación que tiene 29-31% en peso de una aleación de cobresoldadura basada en níquel con temperatura de fusión baja y 69 a 71% en peso de una aleación basada en níquel con temperatura de fusión alta.

10. El método, como se describe en la reivindicación 6, en donde la etapa de aplicación de aleación de reparación comprende aplicar una combinación de aleación de reparación que tiene 19-21% en peso de una aleación de cobresoldadura basada en níquel con temperatura de fusión 29 baja y 79 a 81% en peso de una aleación basada en níquel con temperatura de fusión alta.

11. El método, como se describe en la reivindicación 1, en donde la etapa de calentamiento comprende calentar el componente y la aleación de reparación a una primera temperatura en el intervalo de 1231°C (2250°F) a 1286°C (2350°F), mantener el componente y la aleación de reparación en esta primera temperatura durante un tiempo de 30 minutos o menos, enfriar el componente y la aleación de reparación a una segunda temperatura en el intervalo de 1064'C (1950°F) a 1152°C (2075°F) y mantener el componente y la aleación de reparación a esta segunda temperatura durante un tiempo en el intervalo de 5 horas a 24 horas.

12. El método, como se describe en la reivindicación 11, que comprende además enfriar el componente y la aleación de reparación desde la primera temperatura a la segunda temperatura a una velocidad de 3°C (5°F) a 55.6°C (100°F) por minuto.

13. El método, como se describe en la reivindicación 1, en donde la etapa de calentamiento comprende calentar el componente y reparar la aleación a una primera temperatura de 1259"C (2300 eF) , mantener el 30 componente y la aleación de reparación a la primera temperatura durante un período de tiempo de 15 minutos o menos, enfriar el componente y la aleación de reparación a una velocidad de 19°C (35eF) por minuto hasta una segunda temperatura de 1106 "C (2025°F) mantener el componente y la aleación de reparación a la segunda temperatura durante 10 horas.

14. El método, : imo se describe en la reivindicación 11, que comprende además enfriar adicionalmente el componente y la aleación de reparación a una velocidad de 19 eC (35 °F) por minuto o más rápido y envejecer el componente y la aleación de reparación a una temperatura en el intervalo de 703 eC (1300eF) a 870eC (1600eF) por un tiempo en el intervalo de 12 horas a 36 horas, seguido por una etapa de enfriamiento adicional.

15. El método, como se describe en la reivindicación 11, en donde la etapa de aplicación de aleación de reparación comprende aplicar una combinación de 31 aleación de reparación que contiene una aleación de base formada de una aleación basada en níquel y una aleación de cobresoldadura que se selecciona del grupo que consiste de aleaciones de cobresoldadura basadas en cobalto a alta temperatura y aleaciones de cobresoldadura basadas en níquel a alta temperatura.