RU2763528C1 - Замена секции турбинного аэродинамического профиля с металлической предварительно спеченной заготовкой для пайки - Google Patents

Замена секции турбинного аэродинамического профиля с металлической предварительно спеченной заготовкой для пайки Download PDF

Info

Publication number
RU2763528C1
RU2763528C1 RU2021107206A RU2021107206A RU2763528C1 RU 2763528 C1 RU2763528 C1 RU 2763528C1 RU 2021107206 A RU2021107206 A RU 2021107206A RU 2021107206 A RU2021107206 A RU 2021107206A RU 2763528 C1 RU2763528 C1 RU 2763528C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
airfoil
superalloy
sintered
particles
replacement part
Prior art date
Application number
RU2021107206A
Other languages
English (en)
Inventor
Казим ОЗБАЙСАЛ
Ахмед КАМЕЛ
Original Assignee
Сименс Энерджи, Инк.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Энерджи, Инк. filed Critical Сименс Энерджи, Инк.
Application granted granted Critical
Publication of RU2763528C1 publication Critical patent/RU2763528C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
    • B22F7/06—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools
    • B22F7/062—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools involving the connection or repairing of preformed parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K1/00—Soldering, e.g. brazing, or unsoldering
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K1/00—Soldering, e.g. brazing, or unsoldering
    • B23K1/0004—Resistance soldering
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K1/00—Soldering, e.g. brazing, or unsoldering
    • B23K1/0008—Soldering, e.g. brazing, or unsoldering specially adapted for particular articles or work
    • B23K1/0018—Brazing of turbine parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/001—Interlayers, transition pieces for metallurgical bonding of workpieces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/02—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by mechanical features, e.g. shape
    • B23K35/0222—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by mechanical features, e.g. shape for use in soldering, brazing
    • B23K35/0244—Powders, particles or spheres; Preforms made therefrom
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/22—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by the composition or nature of the material
    • B23K35/24—Selection of soldering or welding materials proper
    • B23K35/30—Selection of soldering or welding materials proper with the principal constituent melting at less than 1550 degrees C
    • B23K35/3033—Ni as the principal constituent
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/22—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by the composition or nature of the material
    • B23K35/24—Selection of soldering or welding materials proper
    • B23K35/30—Selection of soldering or welding materials proper with the principal constituent melting at less than 1550 degrees C
    • B23K35/3033—Ni as the principal constituent
    • B23K35/304—Ni as the principal constituent with Cr as the next major constituent
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/005—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only replacement pieces of a particular form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
    • B22F7/06—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools
    • B22F7/062—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools involving the connection or repairing of preformed parts
    • B22F2007/068—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools involving the connection or repairing of preformed parts repairing articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K1/00—Soldering, e.g. brazing, or unsoldering
    • B23K1/20—Preliminary treatment of work or areas to be soldered, e.g. in respect of a galvanic coating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C1/00—Making non-ferrous alloys
    • C22C1/04—Making non-ferrous alloys by powder metallurgy
    • C22C1/0433—Nickel- or cobalt-based alloys

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к ремонту аэродинамического профиля. После удаления поврежденной части аэродинамического профиля проводят соединение пайкой электросопротивлением оставшейся его части с заменяющей частью с помощью предварительно спеченной заготовки. Заменяющая часть и предварительно спеченная заготовка сконфигурированы для сопряжения с соответствующими поверхностями. Спеченная заготовка содержит порошковую смесь частиц суперсплава и материала твердого припоя. При пайке обеспечивают локальное плавление материала твердого припоя спеченной заготовки. Соединяемые поверхности аэродинамического профиля имеют при пайке температуру ниже температуры плавления границ зерен материала аэродинамического профиля, а материал твердого припоя имеет температуру плавления выше температуры плавления границ зерен материала аэродинамического профиля. Локализованный нагрев вдоль контактных поверхностей не оказывает негативного влияния на структурные свойства материала и минимизирует растрескивание соединенного компонента. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

[0001] Область техники
[0002] Настоящее раскрытие относится, в общем, к области технологии материалов и, более конкретно, к ремонту структурных дефектов в компонентах из суперсплавов, таких как лопатки турбины, с использованием предварительно спеченной заготовки.
Описание УРОВНЯ техники
[0003] Компоненты тракта горячих газов газотурбинного двигателя обычно выполняются из суперсплавов, чтобы противостоять высокой температуре и высоким механическим напряжениям внешней среды, воздействиям которой они подвергаются во время работы двигателя. Термин "суперсплав" используется в настоящем документе, как он обычно используется в технике; т.е. сплав с высокой стойкостью к коррозии и окислению, который проявляет высокую механическую прочность и стойкость к пластической деформации при высоких температурах. Суперсплавы обычно характеризуются высоким содержанием никеля или кобальта. Примеры суперсплавов включают в себя сплавы, продаваемые под торговыми марками и брендами Hastelloy, сплавы Inconel (например, IN 6203, IN 738, IN 792, IN 939), сплавы Rene (например, Rene N5, Rene 80, Rene 142), сплавы Haynes, монокристаллические сплавы Mar M, CM 247, CM 247 LC, C263, 718, X-750, ECY 768, 282, X45, PWA 1483 и CMSX (например, CMSX-4). Такие компоненты очень дороги для производства, и, несмотря на их превосходные свойства материалов, они подвержены различным формам деградации во время работы двигателя. Деградировавшие компоненты удаляются из двигателя и заменяются. В зависимости от типа и степени деградации, использованные компоненты могут быть восстановлены и повторно использованы с меньшими затратами, чем стоимость нового компонента.
[0004] Замена секции турбинного компонента обычно включает в себя удаление поврежденной части аэродинамического профиля лопатки и замену ее заменяющей частью профиля, которая является структурно подобной, т.е. из того же самого материала суперсплава. Две части, оставшийся аэродинамический профиль и заменяющая часть профиля, могут соединяться с помощью процесса сварки. Однако, в зависимости от используемого материала, традиционные процессы сварки могут вызывать растрескивание материала. Поскольку суперсплавы на основе никеля подвержены плавлению границ зерен, что может приводить к растрескиванию компонентов, способы ремонта сваркой, которые работают при низких температурах, такие как пайка твердым припоем, лучше всего подходят для компонентов, использующих эти материалы. Таким образом, для замены секции компонента из суперсплава, такого как лопатка турбины, предлагается использование процесса пайки твердым припоем.
Краткое описание сущности изобретения
[0005] В кратком описании, аспекты настоящего раскрытия относятся к способу ремонта аэродинамического профиля и к способу соединения компонентов из суперсплава.
[0006] Первый аспект обеспечивает способ ремонта аэродинамического профиля. Способ включает в себя предоставление аэродинамического профиля с поврежденной секцией и затем удаление поврежденной секции путем машинной обработки или обработки резанием верхней секции аэродинамического профиля. Предоставляется заменяющая часть профиля, сконфигурированная для сопряжения с верхней поверхностью оставшегося обработанного резкой или обрезанного аэродинамического профиля. Предварительно спеченная заготовка также предоставляется для соединения аэродинамического профиля и заменяющих частей профиля посредством пайки c контактным нагревом. Предварительно спеченная заготовка сконфигурирована для сопряжения с верхней поверхностью аэродинамического профиля и нижней поверхностью заменяющей части профиля, причем предварительно спеченная заготовка содержит порошковую смесь частиц суперсплава и материала твердого припоя. Предварительно спеченная заготовка вставляется между верхней поверхностью аэродинамического профиля и нижней поверхностью заменяющей части профиля, создавая составной аэродинамический профиль, содержащий три сопряженные части в плотном контакте. Составной аэродинамический профиль подвергается пайке электросопротивлением, так что только материал твердого припоя предварительно спеченной заготовки плавится, а верхняя поверхность аэродинамического профиля и нижняя поверхность заменяющей части профиля остаются ниже температуры границ зерен материала аэродинамического профиля. Температура плавления материала твердого припоя выше температуры плавления границ зерен.
[0007] Второй аспект обеспечивает способ соединения компонентов из суперсплава. Способ включает в себя предоставление первого компонента из суперсплава с первой поверхностью и второго компонента из суперсплава со второй поверхностью, сконфигурированной для сопряжения с первой поверхностью первого компонента из суперсплава. Предварительно спеченная заготовка, имеющая третью поверхность, сконфигурирована для сопряжения с первой поверхностью обработанного машинной обработке аэродинамического профиля и нижней поверхностью заменяющей части профиля, причем предварительно спеченная заготовка содержит порошковую смесь частиц суперсплава и материала твердого припоя. Предварительно спеченная заготовка вставляется между первой поверхностью первого компонента из суперсплава и четвертой поверхностью, сконфигурированной для сопряжения со второй поверхностью второго компонента из суперсплава. Предварительно спеченная заготовка содержит порошковую смесь частиц суперсплава и материала твердого припоя. Предварительно спеченная заготовка вставляется между первой поверхностью первого компонента из суперсплава и второй поверхностью второго компонента из суперсплава, создавая составную структуру, содержащую три сопряженные секции в плотном контакте. Составная структура подвергается пайке электросопротивлением, так что плавится только материал твердого припоя предварительно спеченной заготовки, соединяя первую поверхность первого компонента из суперсплава со второй поверхностью второго компонента из суперсплава.
Краткое описание чертежей
[0008] Фиг. 1 иллюстрирует вид в перспективе лопатки турбины на этапе удаления предложенного процесса ремонта,
[0009] Фиг. 2 иллюстрирует вид в перспективе новой заменяющей части профиля и предварительно спеченной заготовки, подлежащей использованию в предложенном процессе ремонта, и
[0010] Фиг. 3 иллюстрирует вид в перспективе лопатки турбины на этапе пайки электросопротивлением предложенного процесса.
Подробное описание
[0011] Чтобы облегчить понимание вариантов осуществления, принципов и признаков настоящего раскрытия, они поясняются далее со ссылкой на реализацию в иллюстративных вариантах осуществления. Однако варианты осуществления настоящего раскрытия не ограничены использованием в описанных системах или способах.
[0012] Компоненты и материалы, описанные в настоящем документе как составляющие различные варианты осуществления, следует понимать как иллюстративные и неограничивающие. Многие подходящие компоненты и материалы, которые выполняли бы ту же самую или аналогичную функцию, что и материалы, описанные в настоящем документе, считаются включенными в объем вариантов осуществления настоящего изобретения.
[0013] В широком смысле, автор настоящего изобретения предложил способ ремонта аэродинамического профиля. Способ осуществляет ремонт аэродинамического профиля путем замены секции с использованием предварительно спеченной заготовки. Предварительно спеченные заготовки обычно содержат порошковую смесь частиц базового сплава и частиц сплава твердой пайки, которая предварительно подвергается усадке, так что частицы создают металлургическое сцепление. Дополнительно, предварительно спеченные заготовки не включают в себя связующий материал, который создает пустоты. Предварительно спеченный материал образован в чистой форме или трансформирован для использования в качестве заготовки в процессе ремонта, как предложено. Для предложенного способа, предварительно спеченная заготовка вставляется между верхней поверхностью аэродинамического профиля и нижней поверхностью заменяющей части профиля, создавая составной аэродинамический профиль, содержащий три сопряженные части. Составной аэродинамический профиль подвергается пайке электросопротивлением, так что плавится только материал твердого припоя предварительно спеченной заготовки, соединяя верхнюю поверхность аэродинамического профиля с нижней поверхностью заменяющей части профиля. Температура плавления материала твердого припоя выше температуры плавления границ зерен материала аэродинамического профиля.
[0014] Со ссылкой на чертежи, где показанное имеет целью только проиллюстрировать варианты осуществления заявленного предмета, а не ограничивать его, фиг. 1-3 показывают вид в перспективе компонента двигателя турбомашины, например, компонента 10 газотурбинного двигателя, подвергающегося процессу замены секции с предварительно спеченной металлической заготовкой для пайки с использованием пайки электросопротивлением.
[0015] Как видно на фиг. 1, проиллюстрирована лопатка 10 турбины, имеющая корневую секцию 18, платформенную секцию 16 и аэродинамический профиль 12. Лопатка 10 турбины подготавливается для процесса ремонта путем сначала удаления поврежденной секции 14 аэродинамического профиля 12 лопатки. Удаление поврежденной части 14 подразумевает машинную обработку и/или обработку резанием по меньшей мере верхней части аэродинамического профиля 12 лопатки, содержащего поврежденную секцию 14. Повреждение могло возникнуть из-за окисления или эрозии, например, во время работы газотурбинного двигателя. Дополнительно, верхняя поверхность 20 оставшегося аэродинамического профиля лопатки может обрабатываться, например, чтобы получить ровную плоскую поверхность для сопряжения с поверхностью заменяющей части профиля, которая заменит удаленную поврежденную секцию 14.
[0016] Фиг. 2 иллюстрирует заменяющую часть 22 профиля и предварительно спеченную заготовку 24, которые будут использоваться для ремонта аэродинамического профиля 12 лопатки. В варианте осуществления, заменяющая часть 22 профиля сконфигурирована для сопряжения с верхней поверхностью 20 аэродинамического профиля лопатки. Заменяющая часть 22 профиля может производиться, например, посредством литья по выплавляемой модели или аддитивного изготовления. Специалисту в данной области техники должно быть понятно, что другие способы могут также использоваться для изготовления заменяющей части 22 профиля. В варианте осуществления, заменяющая часть 22 профиля и обрезанный аэродинамический профиль 12 содержат один и тот же материал, так что свойства материала совпадают.
[0017] Предварительно спеченная заготовка 24, используемая для процесса ремонта, также показана на фиг. 2. Предварительно спеченная заготовка 24 может содержать порошковую смесь, содержащую материал твердого припоя и частицы суперсплава, и образована в форме аэродинамического профиля, сконфигурированной для сопряжения с верхней поверхностью 20 обработанного резкой аэродинамического профиля и нижней поверхностью заменяющей части 22 профиля. Предварительно спеченная заготовка 24 может иметь толщину приблизительно 0,0010 дюйма. В варианте осуществления, предварительно спеченная заготовка 24 может вставляться между верхней поверхностью 20 аэродинамического профиля лопатки и нижней поверхностью заменяющей части 22 профиля, создавая составной аэродинамический профиль, содержащий три сопряженные части в плотном контакте.
[0018] Следует понимать, что при традиционных способах ремонта пайкой твердым припоем, когда операция пайки твердым припоем выполняется при температурах выше, чем температура плавления границ зерен компонента, происходит эвтектическое плавление границ зерен, что нежелательно. Таким образом, как упомянуто ранее, поскольку задачей в настоящей заявке является предотвращение плавления границ зерен материала суперсплава лопатки турбины, предпочтительна процедура пайки, где плавится только твердый припой. Посредством плавления только предварительно спеченной заготовки 24 твердого припоя и не нагревания сопрягаемых поверхностей паяного соединения во время резистивного нагрева, материалы твердого припоя с высокой температурой плавления, такие как Ni-Cr-Ti, Ni-Cr-Zr и Ni-Cr-Hf, могут использоваться вместо материалов твердого припоя с низкой точкой плавления, таких как Ni-Cr-B или Ni-Cr-Si.
[0019] В варианте осуществления, чтобы уменьшить плавление границ зерен на этапе нагрева процесса ремонта, предварительная термообработка выполняется как на подвергнутом машинной обработке аэродинамическом профиле 12 лопатки турбины, так и на заменяющей части 22 профиля, перед этапом нагрева процесса ремонта. В альтернативном варианте осуществления, также чтобы предотвратить плавление границ зерен на этапе нагрева процесса ремонта, верхняя поверхность 20 оставшегося аэродинамического профиля лопатки и нижняя поверхность 26 заменяющей части профиля могут покрываться никелем и предпочтительно электролитическим покрытием.
[0020] В варианте осуществления предварительной термообработки, рассмотренном выше, термообработка может содержать двойную термообработку на твердый раствор. Два компонента, т.е. обрезанный профиль 12 и заменяющая часть 22 профиля, будут подвергаться двойной термообработке на твердый раствор, второй термообработке при более высокой температуре, чем температура первой термообработки, чтобы повысить температуру плавления границ зерен и растворить вредные фазы в каждом компоненте. В варианте осуществления, двойная предварительная термообработка на твердый раствор может удалить приблизительно от 95 до 99% эвтектических гамма-штрих фаз, основного компонента плавления границ зерен в суперсплавах на основе Ni. В варианте осуществления, нагрев для предварительной термообработки может достигаться с использованием нагревательной катушки, окружающей каждый компонент.
[0021] В альтернативном варианте осуществления, описанном выше, на соединяющиеся поверхности двух компонентов наносится электролитическое покрытие, предпочтительно никелевое покрытие, чтобы уменьшить плавление границ зерен. В этом варианте осуществления, только тонкий слой никеля, осажденный на поверхности посредством процесса электролитического покрытия, будет нагреваться на этапе нагрева в процессе ремонта. Поскольку нагревается только никелевый слой, плавление границ зерен двух компонентов 12, 22 уменьшается/предотвращается.
[0022] Как изложено ранее, предварительно спеченная заготовка 24 может формироваться из порошковой смеси, содержащей частицы материала твердого припоя и частицы суперсплава. В варианте осуществления, частицы материала твердого припоя включают в себя состав порошка Ni-Cr-X, где X выбирается из группы, состоящей из B, Si, Ti, Zr и Hf и их комбинаций.
[0023] Состав частиц суперсплава материала твердого припоя может соответствовать составу базового металла обработанного машинной обработкой аэродинамического профиля 12. Например, компонент, такой как лопасть газовой турбины, может содержать базовый металл IN 6203, Rene80 или IN 939. Порошковая смесь частиц материала твердого припоя и частиц суперсплава может характеризоваться отношением 80/20 вес. %, 70/30 вес. % или 60/40 вес. % частиц суперсплава к частицам материала твердого припоя. Порошковая смесь, имеющая более высокую долю частиц суперсплава, чем частиц материала твердого припоя, так что предварительно спеченная заготовка 24 близка по составу к ремонтируемому компоненту из суперсплава, является предпочтительной, так что свойства ремонтируемой части настолько близки к свойствам компонента из суперсплава, насколько это возможно. В варианте осуществления, порошкообразный суперсплав представляет собой сплав с более высокой гамма-штрих фазой по сравнению с составом аэродинамического профиля 12. Например, сплав 247, приблизительно 65% гамма-штрих фазы, может использоваться в предварительно спеченной заготовке 24, применяемой для соединения поверхностей аэродинамического профиля, состоящего из Rene 80 или IN 6203, которые имеют менее 65% гамма-штрих фазы, чтобы достичь лучших характеристик пластической деформации и термической усталости в секции соединения.
[0024] В варианте осуществления, составной аэродинамический профиль помещается в блок 28 сварки электросопротивлением и сжимается вместе вдоль контактных поверхностей при выбранном давлении. Выбранное давление и электрический ток блока 28 сварки электросопротивлением должны быть достаточными, чтобы вызывать локализованное плавление, но не изменять значительно свойства соединенного аэродинамического профиля 12. Блок 28 сварки электросопротивлением может содержать медную полость, так что составной аэродинамический профиль переносится в медную полость. Схематичное представление блока 28 сварки электросопротивлением можно видеть на фиг. 3. После этого во время сжатия, когда поверхности входят в контакт, электрический ток пропускается через медную полость, и возникает локализованный нагрев на контактных поверхностях, где начинается плавление. Таким образом, нагреваются только предварительно спеченная заготовка 24 и соединяющиеся поверхности 20, 26, определяющие нагреваемую область 30. Протекание тока прекращается, когда обработанный резанием аэродинамический профиль 12 и заменяющая часть 22 профиля соединяются друг с другом.
[0025] В варианте осуществления, когда используемый материал твердого припоя представляет собой Ni-Cr-X, как описано выше, пайка электросопротивлением расплавляет твердый припой в предварительно спеченной заготовке 24 примерно при 1250°C. Соединяющиеся поверхности 20, 26 аэродинамического профиля 12 и заменяющей части 22 профиля также достигнут этой температуры, однако, если поверхности 20, 26 были либо предварительно термически обработаны, либо на них было нанесено электролитическое покрытие из никеля, как описано выше, эти поверхности 20, 26 не будут испытывать плавление границ зерен.
[0026] Плавление и соединение заготовки 24 твердого припоя по сопрягаемым поверхностям за короткий период времени без влияния на структуру аэродинамического профиля является полезным. Этот процесс позволяет использовать высокотемпературные материалы твердого припоя, содержащих Ni-Cr-X, где X представляет собой Ti, Zr и Hf, для достижения свойств усталости близких к базовому металлу. Напротив, материалы твердого припоя, содержащие B и Si, образуют хрупкие бориды и силициды и не достигают характеристики усталости, необходимой для работы аэродинамического профиля.
[0027] После окончания нагрева в процессе пайки электросопротивлением, соединенный профиль 12 может охлаждаться для последующего удаления из блока 28 сварки электросопротивлением. В варианте осуществления, диффузионная термообработка после ремонта на соединенном аэродинамическом профиле может выполняться для обеспечения гомогенизации и диффузии материала твердого припоя. В варианте осуществления, диффузионная термообработка может содержать помещение соединенного аэродинамического профиля в вакуумную печь, в которой диффузионная термообработка выполняется при температуре ниже температуры плавления материала твердого припоя.
[0028] Во время предложенного процесса, соединяющиеся поверхности аэродинамического профиля не плавятся, поэтому используется термин пайка электросопротивлением, а не сварка электросопротивлением (контактная сварка). Хотя этот процесс выполняется в блоке сварки электросопротивлением, температуры соединяющихся поверхностей не достигают плавления границ зерен, так как они значительно ниже температур плавления базового металла. Таким образом, этот процесс не является процессом сварки.
[0029] Таким образом, настоящее изобретение обеспечивает процесс ремонта, который может соединять заменяющую часть профиля с обработанным машинной обработкой аэродинамическим профилем при низкой температуре, таким образом, предотвращая или уменьшая плавление границ зерен аэродинамического профиля. Так как плавление границ зерен может приводить к трещинам в материале суперсплавов, предложенный способ может предотвращать растрескивание или вызывать лишь минимальное растрескивание после завершения процесса и затвердевания соединенного компонента. В то время как были описаны варианты осуществления, направленные на ремонт лопатки турбины, предложенный способ может быть распространен на ремонт других компонентов из суперсплава. Дополнительно, преимущество предложенного способа состоит в том, что локализованный нагрев вдоль контактных поверхностей не оказывает негативного влияния на структурные свойства материала ремонтируемого аэродинамического профиля.
[0030] В то время как варианты осуществления настоящего изобретения были раскрыты в примерных формах, специалистам в данной области техники должно быть понятно, что множество модификаций, дополнений и удалений может выполняться в них без отклонения от сущности и объема изобретения и его эквивалентов, как изложено в следующей формуле изобретения.

Claims (36)

1. Способ ремонта аэродинамического профиля (12), включающий:
предоставление аэродинамического профиля (12) с поврежденной частью (14);
удаление поврежденной части (14) путем машинной обработки или обработки резанием аэродинамического профиля (12);
предоставление заменяющей части (22) аэродинамического профиля, сконфигурированной для сопряжения с верхней поверхностью (20) оставшегося обработанного машинной обработкой или обработкой резанием аэродинамического профиля;
предоставление предварительно спеченной заготовки (24), сконфигурированной для сопряжения с верхней поверхностью (20) оставшегося обработанного аэродинамического профиля и нижней поверхностью (26) заменяющей части (22) профиля, причем предварительно спеченная заготовка (24) содержит порошковую смесь частиц суперсплава и материала твердого припоя;
вставку предварительно спеченной заготовки (24) между верхней поверхностью (20) оставшегося обработанного аэродинамического профиля и нижней поверхностью (26) заменяющей части (22) профиля с созданием составного аэродинамического профиля, содержащего три сопряженные части в плотном контакте; и
пайку электросопротивлением составного аэродинамического профиля для соединения верхней поверхности (20) оставшегося обработанного аэродинамического профиля с нижней поверхностью (26) заменяющей части (22) профиля с обеспечением локального плавления материала твердого припоя предварительно спеченной заготовки (24),
при этом верхняя поверхность оставшегося обработанного аэродинамического профиля и нижняя поверхность заменяющей части профиля имеют при пайке температуру ниже температуры плавления границ зерен материала аэродинамического профиля,
а материал твердого припоя имеет температуру плавления выше температуры плавления границ зерен материала аэродинамического профиля.
2. Способ по п. 1, в котором при пайке электросопротивлением осуществляют:
размещение упомянутого составного аэродинамического профиля в блоке (28) сварки электросопротивлением;
сжатие составного аэродинамического профиля с выбранным давлением;
пропускание тока через блок (28) сварки электросопротивлением из условия нагрева только нагреваемой области (30), которая содержит предварительно спеченную заготовку (24), верхнюю поверхность (20) оставшегося обработанного аэродинамического профиля и нижнюю поверхность (26) заменяющей части профиля.
3. Способ по п. 1, в котором аэродинамический профиль (12) содержит материал суперсплава, выбранный из группы, состоящей из IN 6203, Rene 80 и IN 939.
4. Способ по п. 3, в котором заменяющая часть (22) профиля содержит материал суперсплава, включающий IN 6203.
5. Способ по п. 3, в котором частицы суперсплава предварительно спеченной заготовки (24) выполнены из того же материала, что и аэродинамический профиль (12).
6. Способ по п. 3, в котором частицы суперсплава предварительно спеченной заготовки (24) имеют более высокое содержание гамма-штрих фазы, чем содержание гамма-штрих фазы материала аэродинамического профиля (12).
7. Способ по п. 6, в котором частицы суперсплава предварительно спеченной заготовки (24) выполнены из сплава 247, а материал суперсплава аэродинамического профиля представляет собой IN 6203.
8. Способ по п. 6, в котором частицы суперсплава предварительно спеченной заготовки (24) выполнены из сплава 247, а материал суперсплава аэродинамического профиля представляет собой Rene 80.
9. Способ по п. 4, в котором нагрев предварительно спеченной заготовки (24) при пайке электросопротивлением осуществляют до температуры 1250°C.
10. Способ по п. 1, в котором перед пайкой электросопротивлением осуществляют термообработку оставшегося обработанного аэродинамического профиля (12) и заменяющей части (22) профиля.
11. Способ по п. 10, в котором термообработка включает двойную термообработку на твердый раствор.
12. Способ по п. 1, в котором перед пайкой электросопротивлением осуществляют электролитическое нанесение никеля на верхнюю поверхность (20) оставшегося обработанного аэродинамического профиля и нижнюю поверхность (26) заменяющей части профиля.
13. Способ по п. 1, в котором после пайки электросопротивлением осуществляют диффузионную термообработку соединенного аэродинамического профиля при температуре ниже температуры плавления материала твердого припоя, чтобы обеспечить диффузию элементов в материале твердого припоя.
14. Способ по п. 1, в котором заменяющую часть (22) профиля получают путем литья по выплавляемой модели.
15. Способ по п. 1, в котором заменяющую часть (22) профиля получают путем аддитивного изготовления.
16. Способ по п. 1, в котором предварительно спеченную заготовку (24) формируют из порошковой смеси, содержащей частицы материала твердого припоя и частицы суперсплава,
причем частицы материала твердого припоя имеют состав Ni-Cr-X, где X выбирают из группы, состоящей из B, Si, Ti, Zr и Hf и их комбинаций.
17. Способ по п. 1, в котором предварительно спеченную заготовку (24) формируют из порошковой смеси, содержащей 70 мас.% частиц суперсплава и 30 мас.% частиц твердого припоя.
18. Способ по п. 1, в котором аэродинамический профиль (12) представляет собой лопатку турбины или лопасть турбины.
19. Способ соединения компонентов из суперсплава, содержащий:
предоставление первого компонента (12) из суперсплава с первой поверхностью (20) и второго компонента (22) из суперсплава со второй поверхностью (26), сконфигурированной для сопряжения с первой поверхностью (20) первого компонента (12) из суперсплава;
предоставление предварительно спеченной заготовки (24), имеющей третью поверхность, сконфигурированную для сопряжения с первой поверхностью (20) первого компонента (12) из суперсплава, и четвертую поверхность, сконфигурированную для сопряжения со второй поверхностью (26) второго компонента (22) из суперсплава, причем предварительно спеченная заготовка (24) содержит порошковую смесь частиц суперсплава и материала твердого припоя;
вставку предварительно спеченной заготовки (24) между первой поверхностью (20) первого компонента (12) из суперсплава и второй поверхностью (26) второго компонента (22) из суперсплава с получением составной структуры, содержащей три сопряженные секции в плотном контакте; и
пайку электросопротивлением составной структуры для соединения первой поверхности (20) первого компонента (12) из суперсплава со второй поверхностью (26) второго компонента (22) из суперсплава с обеспечением локального плавления материала твердого припоя предварительно спеченной заготовки (24), при этом упомянутые
поверхности первого компонента (12) и второго компонента (22) из суперсплава имеют температуру ниже температуры плавления границ зерен суперсплава, из которого они изготовлены, а материал твердого припоя имеет температуру плавления выше температуры плавления границ зерен первого и второго компонентов из суперсплава.
RU2021107206A 2018-08-21 2018-08-21 Замена секции турбинного аэродинамического профиля с металлической предварительно спеченной заготовкой для пайки RU2763528C1 (ru)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2018/047137 WO2020040733A1 (en) 2018-08-21 2018-08-21 Section replacement of a turbine airfoil with a metallic braze presintered preform

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2763528C1 true RU2763528C1 (ru) 2021-12-30

Family

ID=63586891

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021107206A RU2763528C1 (ru) 2018-08-21 2018-08-21 Замена секции турбинного аэродинамического профиля с металлической предварительно спеченной заготовкой для пайки

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11203064B2 (ru)
EP (1) EP3823783B1 (ru)
JP (1) JP7275252B2 (ru)
KR (1) KR102550572B1 (ru)
CN (1) CN112584956B (ru)
RU (1) RU2763528C1 (ru)
WO (1) WO2020040733A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2806080C1 (ru) * 2022-08-11 2023-10-25 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ получения высокотемпературного лазернопрототипируемого керамического материала

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11795832B2 (en) * 2019-11-13 2023-10-24 Siemens Energy, Inc. System and method for repairing high-temperature gas turbine components
US11712738B2 (en) * 2021-01-28 2023-08-01 Siemens Energy, Inc. Crack healing additive manufacturing of a superalloy component
US20230151736A1 (en) * 2021-06-18 2023-05-18 Raytheon Technologies Corporation Bonding method for repair of superalloy article
US20240110481A1 (en) * 2022-09-29 2024-04-04 Ge Infrastructure Technology Llc Methods of machining turbine components using a reference surface
KR102507408B1 (ko) * 2022-11-11 2023-03-08 터보파워텍(주) 3d프린팅에 의한 가스터빈 블레이드의 에어포일 수리 공정
KR102530268B1 (ko) * 2022-12-02 2023-05-09 터보파워텍(주) 3d프린팅에 의한 가스터빈 로터 열차단 세그먼트 제조방법

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1745449A1 (ru) * 1990-03-14 1992-07-07 Институт Электросварки Им.Е.О.Патона Способ пайки электросопротивлением
RU2177862C1 (ru) * 2001-02-26 2002-01-10 Сизов Виктор Иванович Способ ремонта лопатки соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя
CN102380678A (zh) * 2011-09-16 2012-03-21 洛阳双瑞精铸钛业有限公司 一种钛铝合金涡轮与钢轴的电阻钎焊焊接方法
EP3095550A1 (en) * 2015-05-20 2016-11-23 Rolls-Royce Corporation Pre-sintered preform braze for joining alloy castings and use thereof
RU2627558C1 (ru) * 2016-03-10 2017-08-08 АО "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") Способ восстановления бандажных полок лопаток компрессора газотурбинных двигателей (ГТД)

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4885216A (en) * 1987-04-03 1989-12-05 Avco Corporation High strength nickel base single crystal alloys
US5102031A (en) * 1991-03-11 1992-04-07 General Motors Corporation Method for depositing braze alloy to base metal surfaces using electric discharge process
US5822852A (en) * 1997-07-14 1998-10-20 General Electric Company Method for replacing blade tips of directionally solidified and single crystal turbine blades
US6238187B1 (en) * 1999-10-14 2001-05-29 Lsp Technologies, Inc. Method using laser shock peening to process airfoil weld repairs pertaining to blade cut and weld techniques
JP2001303902A (ja) * 2000-04-19 2001-10-31 Asahi Diamond Industrial Co Ltd Ｃｂｎ砥粒被覆タービンブレードの製造方法
US7896986B2 (en) * 2004-09-02 2011-03-01 Siemens Energy, Inc. Heat treatment of superalloy components
US7708184B2 (en) * 2004-10-01 2010-05-04 United Technologies Corporation Microwave brazing of airfoil cracks
US9273562B2 (en) * 2011-11-07 2016-03-01 Siemens Energy, Inc. Projection resistance welding of superalloys
US9186740B2 (en) * 2011-11-07 2015-11-17 Siemens Energy, Inc. Projection resistance brazing of superalloys
US20130133793A1 (en) * 2011-11-30 2013-05-30 Ati Properties, Inc. Nickel-base alloy heat treatments, nickel-base alloys, and articles including nickel-base alloys
DE102012212202A1 (de) * 2011-12-20 2013-06-20 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Verbinden von Werkstücken und Verbindungsvorrichtung
CN102560576B (zh) * 2012-02-21 2015-01-14 合肥工业大学 一种作为焊点反应阻挡层的Ni-Cu-P三元合金涂层及其电镀制备工艺
FR2987570B1 (fr) * 2012-03-02 2014-04-18 Snecma Procede d'assemblage de deux pieces metalliques par brasage.
US9272350B2 (en) 2012-03-30 2016-03-01 Siemens Energy, Inc. Method for resistance braze repair
KR20150131295A (ko) * 2013-03-15 2015-11-24 지멘스 에너지, 인코포레이티드 초합금 구성요소의 보수를 위한 예비 소결된 프리폼
US9849533B2 (en) * 2013-05-30 2017-12-26 General Electric Company Hybrid diffusion-brazing process and hybrid diffusion-brazed article
DE102015219512A1 (de) * 2015-10-08 2017-04-13 MTU Aero Engines AG Reparatur verschlissener Bauteiloberflächen
JP6746457B2 (ja) 2016-10-07 2020-08-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼の製造方法
US11167348B2 (en) * 2017-06-28 2021-11-09 Rolls-Royce Corporation Joining metal or alloy components using electric current

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1745449A1 (ru) * 1990-03-14 1992-07-07 Институт Электросварки Им.Е.О.Патона Способ пайки электросопротивлением
RU2177862C1 (ru) * 2001-02-26 2002-01-10 Сизов Виктор Иванович Способ ремонта лопатки соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя
CN102380678A (zh) * 2011-09-16 2012-03-21 洛阳双瑞精铸钛业有限公司 一种钛铝合金涡轮与钢轴的电阻钎焊焊接方法
EP3095550A1 (en) * 2015-05-20 2016-11-23 Rolls-Royce Corporation Pre-sintered preform braze for joining alloy castings and use thereof
RU2627558C1 (ru) * 2016-03-10 2017-08-08 АО "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") Способ восстановления бандажных полок лопаток компрессора газотурбинных двигателей (ГТД)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2806080C1 (ru) * 2022-08-11 2023-10-25 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ получения высокотемпературного лазернопрототипируемого керамического материала

Also Published As

Publication number Publication date
EP3823783A1 (en) 2021-05-26
JP2022503567A (ja) 2022-01-12
EP3823783B1 (en) 2023-08-16
US11203064B2 (en) 2021-12-21
WO2020040733A1 (en) 2020-02-27
KR102550572B1 (ko) 2023-06-30
CN112584956A (zh) 2021-03-30
KR20210039478A (ko) 2021-04-09
US20210308761A1 (en) 2021-10-07
JP7275252B2 (ja) 2023-05-17
CN112584956B (zh) 2023-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2763528C1 (ru) Замена секции турбинного аэродинамического профиля с металлической предварительно спеченной заготовкой для пайки
CN104428101B (zh) 使用复合填料粉末的高温合金的包覆和熔焊的方法
EP0800889B1 (en) Nickel-base braze material
KR101613152B1 (ko) 고온 브레이징용 브레이즈 합금 및 상기 브레이즈 합금을 이용한 부품을 보수 또는 제조하는 방법
US5806751A (en) Method of repairing metallic alloy articles, such as gas turbine engine components
US11731206B2 (en) Repair of through-hole damage using braze sintered preform
US9186740B2 (en) Projection resistance brazing of superalloys
US9273562B2 (en) Projection resistance welding of superalloys
JP6838832B2 (ja) 超合金用溶接フィラー
JP2015534507A (ja) 超合金構成要素、ならびに超合金構成要素のエレクトロスラグおよびエレクトロガス補修
Ellison et al. Powder metallurgy repair of turbine components
JP2017109239A (ja) 物品の処理方法及び処理物品
EP4105443A1 (en) Hybrid superalloy article and method of manufacture thereof
WO2019177607A1 (en) Laser braze wire additive manufacturing of a super solutioned turbine blade component with subzero cooling
CN113646508B (zh) 使用复合梢部硼基预烧结预制件对涡轮机部件的梢部修复
Ellison et al. Powder metallurgy repair of turbine components