WO2020158221A1 - 金属肉盛層の形成方法 - Google Patents

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metal
overlay layer
metal overlay
forming
laser
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石川　毅
拓海 中野
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住友重機械ハイマテックス株式会社
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    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/20—Bonding
    • B23K26/21—Bonding by welding
    • 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
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B23K26/342—Build-up welding
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion

Definitions

  • the present invention relates to a method for forming a metal overlay layer using laser metal deposition.
  • the surface of a metal base material is covered with a heat resistant material or a high hardness material different from the metal base material to improve the erosion resistance and wear resistance of the outermost surface.
  • the technology is known.
  • Patent Document 1 Japanese Patent Laid-Open No. 2013-176778
  • Fe-based high-speed tool steel powder is supplied as a clad material on the surface of the Fe base material, and the Fe base material and the clad material are scanned by a laser beam.
  • a laser cladding method comprising: an integrated cladding step; and a heat treatment step of heating the whole body after the cladding step and then gradually cooling it so that the Vickers hardness of a laser scanning portion is 700 or more and 1000 or less. Is disclosed.
  • Patent Document 2 Japanese Patent Laid-Open No. 10-280907
  • Cr 23 to 27%
  • Ni 3 to 6%
  • Si 2 to 4%
  • Mn 7 to 10%
  • Powder transfer material consisting of an iron-based alloy containing CrNiSiMnC containing 1 to 1.4% of the balance Fe and plasma transfer arc at the leading edge of the steam turbine blade tip made of 17-4PH precipitation hardening stainless steel (SUS630).
  • SUS630 precipitation hardening stainless steel
  • a steam turbine rotor blade has been proposed in which overlay welding is performed by welding to form an erosion shield.
  • the metal overlay layer (metal overlay member) to be formed is thin (for example, a wall-shaped overlay layer)
  • large deformation occurs in the metal overlay layer itself, It is difficult to obtain a metal overlay having a desired shape.
  • overlay welding is applied to a thin base material, the base material is largely deformed due to heat history.
  • an object of the present invention is to provide a overlay welding method capable of sufficiently suppressing deformation even when the overlay metal layer or the base material is thin. More specifically, even if a metal overlay is formed on the tip of the turbine blade or the tip of the blade, it is not necessary to correct the deformation or remove excess thickness, or the final product can be processed with minimum processing. It is an object of the present invention to provide a build-up welding method capable of suppressing deformation to such an extent that the above can be achieved.
  • the present inventors have earnestly conducted research on a method for forming a metal overlay layer using laser metal deposition, and as a result, are generally disadvantageous in increasing the efficiency of the overlay process.
  • the inventors have found that repeating laser scanning in the lateral direction of the metal overlay layer or the base material is extremely effective, and arrived at the present invention.
  • the present invention is A method of forming a metal overlay layer using laser metal deposition, comprising: Repeated laser scanning in the lateral direction of the metal overlay, Adjacent the metal buildup layers formed continuously, A method for forming a metal overlay layer, comprising:
  • Laser metal deposition is a technique for forming a metal overlay layer by irradiating a laser beam while supplying metal powder to the surface of a metal base material, and is similar to laser cladding and direct energy deposition. It is a technique.
  • the metal powder is not particularly limited as long as the effects of the present invention are not impaired, and various conventionally known metal powders can be used depending on the mechanical and chemical characteristics required for the metal overlay.
  • the final shape can be obtained with a small number of scans by performing laser scanning in the longitudinal direction, but the metal overlay layer is largely deformed due to thermal history. Resulting in.
  • the metal overlay layer is thin does not mean that the film thickness is thin, but a case where the metal overlay layer is stacked in the height direction (for example, wall-shaped metal overlay). It means the thickness of the metal overlay layer (when forming the overlay layer).
  • the metal overlay layers are arranged in the lateral direction.
  • adjacent to the continuously formed metal overlay layer means laser scanning so that the metal overlay layer formed earlier and the metal overlay layer formed immediately thereafter are adjacent to each other. This means that the laser irradiation may be stopped once at the terminal portion in the lateral direction, or the laser irradiation may be continued.
  • the metal overlay layer of the present invention it is preferable to form the metal overlay layer on the surface of the thin member.
  • the base material is significantly deformed due to the thermal effect of laser metal deposition.
  • the laser scanning direction is also the lateral direction with respect to the thin member.
  • the minimum thickness of the thin member is 10 mm or less.
  • the deformation suppressing effect of the present invention is extremely remarkable, and the maximum deformation amount can be sufficiently suppressed even if the minimum thickness of the thin member serving as the base material is 10 mm or less.
  • an end portion of the thin member has a curved shape, and at least a part of the metal overlay layer having at least a part thereof is formed at the end portion.
  • the metal overlay layer By forming the metal overlay layer by dividing it into two or more sections, the deformation amount can be remarkably suppressed even for the end portion of the thin-walled member having a curved shape, and also the formation of defects can be suppressed. be able to.
  • the laser metal deposition does not involve a weaving operation.
  • the supply state of the shield gas and the metal powder is likely to be unstable, so that the probability of introducing defects into the metal overlay layer increases.
  • the laser metal deposition does not involve a weaving operation, it is possible to suppress the formation of defects in the metal overlay layer.
  • the metal overlay layer by dividing it into two or more sections, it is possible to form the metal overlay layer according to the curved surface shape without the weaving operation even on the end portion of the thin member having the curved surface shape. You can
  • the laser scanning is performed in the reciprocating direction.
  • the metal overlay layer is an iron-based alloy, a nickel-based alloy or a cobalt-based alloy.
  • the metal overlay layer can be widely used as a heat resistant member, an abrasion resistant member, or the like with the metal overlay layer formed.
  • the deformation of the thin member and/or the excess thickness removing process are not performed. Since the metal member obtained by the method for forming a metal overlay layer of the present invention hardly deforms, it can be used as the final member without correcting the deformation of the thin member and/or removing the excess thickness. That is, it is possible to reduce the cost and time for correcting the deformation and removing the excess thickness.
  • the thin member is a turbine blade or a blade.
  • Turbine blades and blades are typical metal members that require a strict thin wall shape, but by using the method for forming a metal overlay layer of the present invention, it is possible to manufacture these at extremely low cost and efficiently. it can.
  • a build-up welding method capable of sufficiently suppressing deformation even when a metal build-up layer or a base material is thin. More specifically, even if a metal overlay is formed on the tip of the turbine blade or the tip of the blade, it is not necessary to correct the deformation or remove excess thickness, or the final product can be processed with minimum processing. It is possible to provide a build-up welding method capable of suppressing deformation to such an extent that
  • FIG. 1 It is a schematic diagram of the formation method of the metal overlay according to this embodiment. It is a schematic diagram of a laser scanning direction used in this embodiment. It is sectional drawing of the metal overlay layer 1 after formation. It is a manufacturing-process figure of a turbine blade. It is a schematic diagram of the formation process (S02) of the metal overlay layer 101.
  • 3A and 3B are a front view and a side view of a flat base material used in Example 1.
  • 3 is a cross-sectional view of an end portion of the flat base material used in Example 1.
  • FIG. It is a schematic diagram which shows a laser scanning pattern. 3 is a measurement position of a deformation amount in the first embodiment. It is a graph which shows the maximum value of the amount of deformation of the substrate in which the metal overlay was formed.
  • 5 is a three-dimensional external view showing the shape and dimensions of the base material used in Example 2.
  • FIG. 1 shows a schematic diagram of a method of forming a metal overlay layer according to the present embodiment.
  • the method for forming a metal overlay layer according to the present embodiment is characterized in that the metal overlay layer 1 is formed by repeating laser scanning in the lateral direction X using a laser metal deposition method.
  • the laser metal deposition method is substantially the same as, for example, a laser cladding method, a direct energy deposition method, or the like, and a surface treatment method in which a metal powder is melted using a laser beam 5 to form a metal overlay layer 1. Is.
  • the metal overlay layer 1 is rapidly melted and rapidly solidified. It is formed. Further, it is possible to reduce the thermal strain and the heat-affected zone with respect to the base material 3 and to reduce the dilution rate between the base material 3 and the formed metal overlay layer 1. Further, the laser beam 5 and the torch unit 7 for injecting the metal powder can be robot-controlled by a program, and since the formation location and shape of the metal overlay layer 1 can be controlled relatively accurately, various blades and It can be preferably used for partial reconditioning and coating of tools.
  • FIG. 2 shows a schematic diagram in the laser scanning direction used in the method for forming a metal overlay layer according to this embodiment.
  • the laser deposition method it is basically necessary to form the substantially planar metal overlay layer 1 by linearly moving the laser beam 5 and moving in parallel at a predetermined interval with respect to a desired area to be overlayed.
  • the laser beam 5 is linearly moved in the lateral direction X of the build-up region 9, and the laser beam 5 is repeatedly moved in parallel in the longitudinal direction Y to form the metal overlay layer 1.
  • the laser beam 5 is linearly moved in the lateral direction X with respect to the build-up region 9 on the base material 3 to form the first built-up line 15A
  • the laser beam 5 is moved in the longitudinal direction Y.
  • the laser beam 5 is linearly moved again in the lateral direction X to form the second build-up line 15B adjacent to the first build-up line 15A.
  • the area is increased and the desired metal build-up layer 1 is formed.
  • it is desirable that the laser beams 5 are operated in the reciprocating direction (opposite direction) on the adjacent buildup lines.
  • the metal overlay layer 1 By forming the metal overlay layer 1 by the above method, it is possible to suitably reduce the deformation caused by laser deposition.
  • the reason why the amount of deformation is drastically suppressed by making the laser scanning in the lateral direction of the metal overlay layer 1 is not always clear, but the effect of laser on the amount of deformation is determined by using thermal elastic-plastic analysis.
  • the laser scanning in the lateral direction is effective in suppressing the deformation amount. That is, in the method for forming a metal overlay layer of the present invention, it is considered that the thermal history due to laser metal deposition is optimized with respect to the suppression of the amount of deformation.
  • FIG. 3 A cross-sectional view of the metal overlay layer 1 formed in FIG. 3 is shown. As shown in FIG. 3, when adjusting the dimension in the thickness direction of the metal overlay layer 1 to be formed, it is desirable to have a laminated structure. As a more specific laminating method, the method for manufacturing a tool material disclosed in JP-A-2016-155155 can be used.
  • the conditions for laser metal deposition used for forming the metal overlay layer 1 include laser output, laser focal length, laser scanning speed, metal powder supply amount, carrier gas (shield gas) supply amount, and longitudinal Y direction. Although it is a parallel movement amount, it is desirable to select an optimum condition as appropriate depending on the material of the base material 3 and the metal powder to be used, the size of the metal overlay layer 1 to be formed, the generation state of blow holes, and the like.
  • the base material 3 it is desirable to use a thin member having a minimum thickness of 10 mm or less, preferably 5 mm or less, more preferably 3 mm or less.
  • the material of the base material is not particularly limited as long as the effects of the present invention are not impaired, and various conventionally known metal materials can be used.
  • the metal material that can be used include iron-based alloys such as various stainless steels, alloy tool steels, and high-speed tool steels, nickel-based alloys, and cobalt-based alloys.
  • metal powder used as the raw material for the metal overlay layer iron-based alloy, nickel-based alloy or cobalt-based alloy powder having a composition and particle size distribution suitable for laser metal deposition can be used. Powders of various stainless steels, high speed tool steels, Inconel, Hastelloy, Colmonoy, Stellite, self-fluxing alloys and the like can be used as the above.
  • the turbine blade manufactured here is composed of a turbine blade base body 103 formed by a normal manufacturing method and a metal overlay layer 101 formed on a part of the turbine blade base body 103.
  • the metal overlay layer 101 which is more excellent in erosion resistance and wear resistance than the turbine blade base body 103, is formed at the leading edge portion of the turbine blade.
  • FIG. 4 shows a manufacturing process diagram of a turbine blade using the method for forming a metal overlay according to the present embodiment.
  • the manufacturing of the turbine blade using the method for forming the metal overlay layer according to the present embodiment includes a step of forming the turbine blade base 103 (S01) and a step of forming the metal overlay layer 101 (S02). There is.
  • the forming step (S01) of the turbine blade base 103 is a step of forming the turbine blade base 103 on which the metal overlay layer 101 is formed.
  • the shape of the turbine blade to be manufactured and the position and shape of the overlaying region 109 for forming the metal overlay layer 101 in the subsequent step are determined, and the turbine blade base 103 is formed.
  • the build-up region 109 is a recessed region that is arranged at the front edge portion of the tip of the turbine blade, and that is formed by cutting the metal build-up layer 101 to be formed from the surface with a substantially thickness dimension.
  • hot die forging or cutting can be used as a method for forming the turbine blade base 103.
  • a forging material such as stainless steel heated to a temperature higher than the recrystallization temperature is installed and hot die forging is performed.
  • a forged product having a shape close to the shape of the turbine blade base body 103 is formed. It is preferable that after cooling the molded turbine blade base body 103, unnecessary portions such as burrs are removed and heat treatment is performed to release residual stress and thermal stress.
  • the shape of the turbine blade base 103 is not particularly limited as long as the effects of the present invention are not impaired, and various conventionally known turbine blade shapes can be used. Further, since the deformation of the turbine blade base body 103 is effectively suppressed in the step of forming the metal overlay layer 101 (S02), there is a problem even if the turbine blade base body 103 has a thin region having a minimum wall thickness of 10 mm or less. Absent.
  • the step (S02) of the metal overlay layer 101 is a step of forming the metal overlay layer 101 on the overlaying region 109 of the turbine blade base body 103 formed in the previous step by a laser deposition method.
  • a metal overlay layer For a portion having a curved shape such as the leading edge of the turbine blade, a metal overlay layer should be formed in at least two sections, and a part of each metal overlay layer should overlap. Is preferred. In the present embodiment, three layers, namely, the first partition buildup layer 101A, the second partition buildup layer 101B, and the third partition buildup layer 101C are formed in the buildup area 109 formed on the turbine blade base 103.
  • the metal overlay layer 101 is formed by partially overlapping each other.
  • the metal overlay layer 101 By forming the metal overlay layer 101 using the above method, it is possible to form the metal overlay layer 101 according to the curved surface shape without the weaving operation even on the end portion of the thin member having the curved surface shape. As a result, in addition to suppressing the amount of deformation of the turbine blade base 103, it is possible to prevent the state of the shield gas and the supply of the metal powder from becoming unstable, and suppress the introduction of defects into the metal overlay layer 101.
  • FIG. 5 shows a schematic diagram of the step (S02) of forming the metal overlay layer 101.
  • the first partition build-up layer 101A, the second partition build-up layer 101B, and the third partition build-up layer 101C are formed in this order on the build-up region 109 of the turbine blade base 103.
  • the range and the overlapping amount of each section may be appropriately determined according to the shape and size of the build-up region 109 and the metal overlay layer 101 to be formed so that there is no significant deviation between the sections.
  • the conditions of laser deposition used for forming the first partition buildup layer 101A, the second partition buildup layer 101B, and the third partition buildup layer 101C are as follows. It is preferable to appropriately change the thickness according to the thickness of the overlay layer 101 and the like.
  • the metal buildup layer 101 By completing the formation of the first partition buildup layer 101A, the second partition buildup layer 101B, and the third partition buildup layer 101C on the buildup area 109 of the turbine blade base 103, the metal buildup layer 101
  • the forming step (S02) is completed. Note that the turbine blade base body 103 that has undergone the above steps does not need to be subjected to post-processing for correcting deformation and/or removing excess thickness, because the amount of deformation due to laser deposition is suitably suppressed.
  • Example 1 Using a Stellite 6 powder having a particle size of 63 to 150 ⁇ m, laser metal deposition was performed on a flat plate substrate made of 13-chromium stainless steel to form a metal overlay layer. A disk laser was used as the laser, and the laser metal deposition conditions were a laser output of 1.1 kW, a laser spot diameter (focus diameter) of 1 mm, and a laser moving speed of 0.01 m/s.
  • FIG. 6 shows the front and side views of the flat base material.
  • FIG. 7 shows a cross-sectional view of the end portion of the planar base material on which the metal overlay layer is formed.
  • the end of the flat base material is processed so as to become thinner toward the front end, and laser metal deposition was performed on the processed surface.
  • the region subjected to laser metal deposition is the black region in FIGS. 6 and 7, which is the central 100 mm section.
  • the metal buildup layer formed on the surface of the base material was a rectangular parallelepiped having a long shape of 1 mm ⁇ 10 mm ⁇ 100 mm, and laser metal deposition was performed in the laser scanning pattern shown in FIG. That is, the laser scanning is in the lateral direction of the metal overlay layer.
  • the amount of deformation was measured by a contact type three-dimensional measuring machine. More specifically, the positions of the surface of the base material were measured at 56 points before and after the metal overlay was formed (the circles in FIG. 9 are the measurement positions). Two base materials having the metal overlay layer formed thereon were manufactured, and the maximum amount of deformation of each base material is shown in FIG. The maximum values of the amount of deformation are 0.001 mm and 0.008 mm, which are extremely small values.
  • Example 2 By laser metal deposition, a metal overlay layer was formed on the end portion (region indicated by an arrow in the figure) of the turbine blade-shaped substrate shown in FIG.
  • the conditions for laser metal deposition are the same as in Example 1, and the laser scanning is in the lateral direction of the substrate.
  • the amount of deformation was measured by a non-contact type three-dimensional measuring machine before and after forming the metal overlay layer, the amount of deformation of the base material tip portion (shown by an arrow in FIG. 11) with respect to the base material root portion was 1.306 mm. there were.
  • ⁇ Comparative example 2> Using the laser scanning pattern (Comparative Example 2) shown in FIG. 8, spot welding (spot overlay) was repeated 2000 times to form a metal overlay layer.
  • the shapes and dimensions of the raw material powder, the flat plate base material and the metal overlay layer are the same as in Example 1.
  • a disk laser was used for spot welding, and the laser output was 0.5 kW, the pulse length was 100 ms, and the laser spot diameter (focus diameter) was 1 mm.
  • Example 5 A metal overlay was formed in the same manner as in Example 2 except that the laser scanning pattern of laser metal deposition was set in the longitudinal direction of the turbine blade-shaped substrate.
  • Example 1 From the results of Example 1 and Comparative Examples 1 to 4, the amount of deformation is dramatically reduced by setting the laser scanning pattern in the lateral direction of the metal overlay layer and adjoining the continuously formed metal overlay layers. I understand that it will be done.
  • the maximum amount of deformation in Example 1 is 0.001 mm and 0.008 mm, and it can be sufficiently used as the final shape without performing deformation correction and/or processing for removing excess thickness.
  • Example 2 Comparative Example 5
  • the metal meat of the present invention is formed.
  • the method of forming the raised layer it is possible to obtain a clear effect of suppressing the deformation of the base material.

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Abstract

属肉盛層や基材が薄い場合であっても変形を十分に抑制できる肉盛溶接方法を提供する。より具体的には、タービン翼の先端部や刃物の先端部に金属肉盛層を形成させた場合であっても、変形の矯正や余肉の除去が不要、又は最小限の処理で最終製品とすることができる程度に変形を抑制できる肉盛溶接方法を提供する。　レーザメタルデポジションを用いて金属肉盛層を形成させる方法であって、 金属肉盛層の短手方向にレーザ走査を繰り返し、連続して形成される前記金属肉盛層を隣接させること、を特徴とする金属肉盛層の形成方法。

Description

金属肉盛層の形成方法
　本発明は、本発明は、レーザメタルデポジションを用いて金属肉盛層を形成させる方法に関する。
　従来、表面処理技術の一つとして、金属基材の表面に当該金属基材とは異なる耐熱材料や高硬度材料を肉盛りすることにより、最表面の耐エロージョン性や耐摩耗性等を向上させる技術が知られている。
　例えば、特許文献１（特開２０１３－１７６７７８号公報）には、Ｆｅ基材表面にクラッド材としてＦｅ系の高速度工具鋼粉末を供給し、レーザビームの走査によってＦｅ基材とクラッド材とを一体化するクラッディング工程と、クラッディング工程の後に全体を加熱しその後徐冷し、レーザ走査部分のビッカース硬度が７００以上１０００以下とする熱処理工程と、を含むことを特徴とするレーザクラッディング方法が開示されている。
　また、特許文献２（特開平１０－２８０９０７号公報）には、重量％で、Ｃｒ：２３～２７％、Ｎｉ：３～６％、Ｓｉ：２～４％、Ｍｎ：７～１０％、Ｃ：１～１．４％、残部ＦｅよりなるＣｒＮｉＳｉＭｎＣを含有する鉄基合金よりなる粉末溶接材料を、１７－４ＰＨ析出硬化形ステンレス鋼（ＳＵＳ６３０）製蒸気タービン動翼先端前縁部にプラズマトランスファアーク溶接により肉盛溶接してエロージョンシールドを形成してなる蒸気タービン動翼が提案されている。
特開２０１３－１７６７７８号公報 特開平１０－２８０９０７号公報
　しかしながら、従来の肉盛溶接法では、形成させる金属肉盛層（金属肉盛部材）が薄い場合（例えば、壁状の肉盛層）は、金属肉盛層自体に大きな変形が生じてしまい、所望の形状の金属肉盛層を得ることは困難である。また、肉厚の薄い基材に対して肉盛溶接を施す場合は、熱履歴によって基材が大きく変形してしまう。
　上記特許文献１のレーザクラッディング法及び上記特許文献２の蒸気タービン動翼においても、最終形状を得るためには余肉の除去等の仕上げ加工が必須であることに加え、金属肉盛層や基材が薄い場合に、変形を十分に抑制することは極めて困難であった。
　以上のような従来技術における問題点に鑑み、本発明の目的は、金属肉盛層や基材が薄い場合であっても変形を十分に抑制できる肉盛溶接方法を提供することにある。より具体的には、タービン翼の先端部や刃物の先端部に金属肉盛層を形成させた場合であっても、変形の矯正や余肉の除去が不要、又は最小限の処理で最終製品とすることができる程度に変形を抑制できる肉盛溶接方法を提供することを目的としている。
　本発明者らは、上記目的を達成すべく、レーザメタルデポジションを用いた金属肉盛層の形成方法について鋭意研究を重ねた結果、一般的には肉盛プロセスの効率化に不利である、金属肉盛層や基材の短手方向にレーザ走査を繰り返すこと等が極めて有効であることを見出し、本発明に到達した。
　即ち、本発明は、
　レーザメタルデポジションを用いて金属肉盛層を形成させる方法であって、
　前記金属肉盛層の短手方向にレーザ走査を繰り返し、
　連続して形成される前記金属肉盛層を隣接させること、
　を特徴とする金属肉盛層の形成方法、を提供する。
　レーザメタルデポジションとは、金属基材の表面に金属粉末を供給しつつ、レーザビームを照射して金属肉盛層を形成させる技術であり、レーザクラッディングやダイレクトエナジーデポジション等と略同様の手法である。金属粉末は本発明の効果を損なわない限りにおいて特に限定されず、金属肉盛層に求められる機械的、化学的特性に応じて、従来公知の種々の金属粉末を用いることができる。
　ここで、例えば、壁状の金属肉盛層を形成させる場合、長手方向にレーザ走査をすることで、少ない走査回数で最終形状を得ることができるが、熱履歴によって金属肉盛層が大きく変形してしまう。これに対し、本発明者らが様々なレーザ走査パターンについて多数の実験を繰り返した結果、金属肉盛層の短手方向にレーザ走査することで変形を劇的に抑制できることが明らかとなった。なお、本明細書において「金属肉盛層が薄い」とは、膜厚が薄い場合を意味するのではなく、高さ方向に金属肉盛層を積層させた場合（例えば、壁状の金属肉盛層を形成させる場合）の金属肉盛層の厚さを意味する。
　本発明の金属肉盛層の形成方法においては、短手方向に金属肉盛層が配列することになる。ここで、「連続して形成される前記金属肉盛層を隣接させる」とは、先に形成された金属肉盛層とその直後に形成された金属肉盛層が隣接するようにレーザ走査することを意味しており、短手方向の終端部では一度レーザ照射を停止してもよく、レーザ照射を継続してもよい。
　本発明の金属肉盛層の形成方法においては、薄肉部材の表面に前記金属肉盛層を形成させること、が好ましい。薄肉部材を基材とする場合、レーザメタルデポジションの熱影響によって基材が顕著に変形してしまう。これに対し、金属肉盛層の短手方向にレーザ走査することで、基材の変形を極めて効果的に抑制することができる。ここで、薄肉部材の先端部に金属肉盛層を形成させる場合、レーザ走査方向は薄肉部材に対しても短手方向となる。
　また、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記薄肉部材における最小の肉厚が１０ｍｍ以下であること、が好ましい。本発明の変形抑制効果は極めて顕著であり、基材となる薄肉部材の最小の肉厚が１０ｍｍ以下であっても、最大変形量を十分に抑えることができる。
　また、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記薄肉部材の端部が曲面形状を有し、前記端部に少なくとも一部が重複する二区画以上の前記金属肉盛層を形成させること、が好ましい。金属肉盛層を二区画以上に分割して形成させることで、曲面形状を有する薄肉部材の端部に対しても変形量を画期的に抑制することができると共に、欠陥の形成も抑制することができる。
　また、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記レーザメタルデポジションにウィービング動作を伴わないこと、が好ましい。ウィービング動作を伴うレーザメタルデポジションではシールドガスや金属粉末の供給状態が不安定になり易いことから、金属肉盛層に欠陥が導入される確率が高くなる。これに対し、レーザメタルデポジションにウィービング動作を伴わないことで、金属肉盛層への欠陥の形成を抑制することができる。ここで、金属肉盛層を二区画以上に分割して形成させることで、曲面形状を有する薄肉部材の端部に対してもウィービング動作なしで曲面形状に応じた金属肉盛層を形成させることができる。
　また、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記レーザ走査を往復方向に施すこと、が好ましい。レーザ走査の開始位置をいつも同じ側に設定するパターンも存在するが、レーザ走査が終了した側から次のレーザ走査を開始する（レーザ走査を往復方向に施す）ことで、金属肉盛層及び金属基材の変形量を更に抑制することができる。
　また、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記金属肉盛層が鉄基合金、ニッケル基合金又はコバルト基合金であること、が好ましい。金属肉盛層を鉄基合金、ニッケル基合金又はコバルト基合金とすることで、金属肉盛層を形成させた状態で耐熱部材や耐摩耗部材等に広く用いることができる。
　また、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記金属肉盛層を形成させた後に、前記薄肉部材の変形の矯正及び／又は余肉の除去加工を施さないこと、が好ましい。本発明の金属肉盛層の形成方法で得られる金属部材では殆ど変形が発生しないことから、薄肉部材の変形の矯正及び／又は余肉の除去加工を施すことなく最終部材として用いることができる。即ち、変形の矯正や余肉の除去加工のための費用及び時間を削減することができる。
　更に、本発明の金属肉盛層の形成方法においては、前記薄肉部材がタービン翼又は刃物であること、が好ましい。タービン翼や刃物は厳密な薄肉部形状が要求される代表的な金属部材であるが、本発明の金属肉盛層の形成方法を用いることによって、極めて安価かつ効率的にこれらを製造することができる。
　本発明によれば、金属肉盛層や基材が薄い場合であっても変形を十分に抑制できる肉盛溶接方法を提供することができる。より具体的には、タービン翼の先端部や刃物の先端部に金属肉盛層を形成させた場合であっても、変形の矯正や余肉の除去が不要、又は最小限の処理で最終製品とすることができる程度に変形を抑制できる肉盛溶接方法を提供することができる。
本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法の模式図である。 本実施形態で用いるレーザ走査方向の模式図である。 形成後における金属肉盛層１の断面図である。 タービン翼の製造工程図である。 金属肉盛層１０１の形成工程（Ｓ０２）の模式図である。 実施例１で用いた平面基材の正面図及び側面図である。 実施例１で用いた平面基材端部の断面図である。 レーザ走査パターンを示す模式図である。 実施例１における変形量の測定位置である。 金属肉盛層を形成させた基材の変形量の最大値を示すグラフである。 実施例２で用いた基材の形状及び寸法を示す三次元外観図である。
　以下、図を参照しながら、本発明の金属肉盛層の形成方法における代表的な実施形態を詳細に説明する。但し、本発明は図示されるものに限られるものではなく、各図面は本発明を概念的に説明するためのものであるから、理解容易のために必要に応じて比や数を誇張又は簡略化して表している場合もある。更に、以下の説明では、同一又は相当部分には同一符号を付し、重複する説明は省略することもある。
１．金属肉盛層の形成方法
　図１に本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法の模式図を示す。本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法は、レーザメタルデポジション法を用い、レーザ走査を短手方向Ｘに繰り返すことによって金属肉盛層１を形成することを特徴とするものである。ここでレーザメタルデポジション法とは、例えばレーザクラッディング法やダイレクトエナジーデポジション法等と略同様で、レーザビーム５を用いて金属粉末を溶融し、金属肉盛層１を形成する表面処理法である。
　当該レーザメタルデポジション法では、レーザ光源から射出されたレーザビーム５を集光させて局所的な入熱を行うことで金属粉末を溶融するため、金属肉盛層１は急速溶融及び急冷凝固により形成される。また、基材３に対する熱ひずみや熱影響部を少なくし、基材３と形成した金属肉盛層１とにおける希釈率を低減することが可能である。更に、レーザビーム５及び金属粉末を射出するトーチ部７はプログラムによるロボット制御が可能であり、金属肉盛層１の形成場所及び形状を比較的正確にコントロールすることができるため、種々の刃物や工具の部分的な再生補修及びコーティング等にも好適に利用することができる。
　図２に本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法に用いるレーザ走査方向の模式図を示す。レーザデポジション法では、所望の被肉盛領域に対してレーザビーム５の直線移動及び所定の間隔による並行移動によって略面状の金属肉盛層１を形成することが基本であるが、図２に示すとおり、本実施形態では被肉盛領域９の短手方向Ｘにレーザビーム５を直線移動させ、これを長手方向Ｙに繰り返し並行移動させることによって金属肉盛層１を形成する。
　より具体的には、基材３上の被肉盛領域９に対し、短手方向Ｘにレーザビーム５を直線移動させて第一肉盛りライン１５Ａを形成した後、レーザビーム５を長手方向Ｙに所定量並行移動させ、再度短手方向Ｘにレーザビーム５を直線移動させて第一肉盛りライン１５Ａに隣接する第二肉盛りライン１５Ｂを形成する。同様に第三肉盛りライン１５Ｃ、第四肉盛りライン１５Ｄ、と繰り返して更に複数の肉盛りラインを形成することによって面積を増加させ、所望の金属肉盛層１を形成する。なお、隣り合う肉盛りラインでレーザビーム５を往復方向（反対方向）に動作させることが望ましい。
　上記方法で金属肉盛層１を形成することにより、レーザデポジションに起因する変形を好適に低減することができる。ここで、レーザ走査を金属肉盛層１の短手方向にすることで劇的に変形量が抑制される理由は必ずしも明らかになっていないが、熱弾塑性解析を用いて変形量に及ぼすレーザ操作方向の影響を検討したところ、短手方向のレーザ走査が変形量の抑制に効果的であることが示された。即ち、本発明の金属肉盛層の形成方法では、レーザメタルデポジションによる熱履歴が、変形量の抑制に関して最適化されていると考えられる。
　図３に形成した金属肉盛層１の断面図を示す。図３に示すとおり、形成する金属肉盛層１の厚さ方向の寸法を調整する場合は、積層構造とすることが望ましい。より具体的な積層方法としては、特開２０１６－１５５１５５号公報に開示された工具材の製造方法を用いることができる。
　金属肉盛層１の形成に用いるレーザメタルデポジションの条件としては、レーザ出力、レーザ焦点距離、レーザ走査速度、金属粉末の供給量、キャリアガス（シールドガス）の供給量、及び長手方向Ｙの並行移動量であるが、使用する基材３や金属粉末の材料、形成する金属肉盛層１のサイズ、及びブローホールの発生状況等に応じて適宜最適な条件を選択することが望ましい。
　基材３は、最小の肉厚が１０ｍｍ以下の薄肉部材を用いることが望ましく、好ましくは５ｍｍ以下、より好ましくは３ｍｍ以下とすることが望ましい。また基材の材質は本発明の効果を損なわない限りにおいて特に限定されず、従来公知の種々の金属材を用いることができる。当該金属材としては、例えば、各種ステンレス鋼、合金工具鋼、高速度工具鋼等の鉄基合金、ニッケル基合金及びコバルト基合金を用いることができる。
　金属肉盛層１の原料となる金属粉末としては、レーザメタルデポジションに適当な組成及び粒度分布等を有する鉄基合金、ニッケル基合金又はコバルト基合金の粉末を用いることができ、より具体的には、各種ステンレス鋼、高速度工具鋼、インコネル、ハステロイ、コルモノイ、ステライト及び自溶性合金等の粉末を用いることができる。
２．金属肉盛層の形成方法を用いたタービン翼の製造
　本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法を用いることにより、例えば、部分的に耐エロージョン性や耐摩耗性を向上させたタービン翼を製造することができる。以下、本発明の金属肉盛層の形成方法の適用例として、タービン翼の製造について詳細に説明する。
　ここで製造するタービン翼は、通常の製造方法で成形したタービン翼基体１０３と、該タービン翼基体１０３の一部に形成した金属肉盛層１０１と、により構成するものであって、より具体的には、タービン翼の先端前縁部にタービン翼基体１０３と比して耐エロージョン性や耐摩耗性に優れた金属肉盛層１０１を形成するものである。図４に本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法を用いたタービン翼の製造工程図を示す。本実施形態に係る金属肉盛層の形成方法を用いたタービン翼の製造は、タービン翼基体１０３の成形工程（Ｓ０１）と、金属肉盛層１０１の形成工程（Ｓ０２）と、を有している。
＜タービン翼基体１０３の成形工程（Ｓ０１）＞
　タービン翼基体１０３の成形工程（Ｓ０１）は、金属肉盛層１０１を形成させるタービン翼基体１０３を成形する工程である。
　製造するタービン翼の形状と、後工程で金属肉盛層１０１を形成するための被肉盛領域１０９の位置及び形状と、を決定し、タービン翼基体１０３を成形する。なお、被肉盛領域１０９は、タービン翼の先端前縁部に配置され、形成する金属肉盛層１０１の略厚さ寸法分を表面から控えて形成した窪み状の領域とすることが好ましい。
　タービン翼基体１０３の成形方法としては、例えば熱間型鍛造や切削加工を用いることができる。例えば、タービン翼基体１０３の形状に加工された上下一組の金型内に、再結晶温度以上の高温に加熱したステンレス鋼等の鍛造材料を設置し、熱間型鍛造を行う。熱間型鍛造が終了すると、タービン翼基体１０３の形状に近い鍛造物が成形される。成形したタービン翼基体１０３は、冷却した後にバリ等の不要な部分を除去し、熱処理を施すことによって残留応力及び熱応力を解放することが好ましい。
　ここで、タービン翼基体１０３の形状は本発明の効果を損なわない限りにおいて特に限定されず、従来公知の種々のタービン翼形状とすることができる。また、金属肉盛層１０１の形成工程（Ｓ０２）においてタービン翼基体１０３の変形が効果的に抑制されるため、タービン翼基体１０３に最小の肉厚が１０ｍｍ以下の薄肉領域が存在しても問題ない。
＜金属肉盛層１０１の形成工程（Ｓ０２）＞
　金属肉盛層１０１の工程（Ｓ０２）は、前工程で成形したタービン翼基体１０３の被肉盛領域１０９にレーザデポジション法によって金属肉盛層１０１を形成する工程である。
　タービン翼の先端前縁部のような曲面形状を呈する部位に対しては、少なくとも二つ以上の区画に分けて金属肉盛層を形成し、更に各金属肉盛層の一部を重複させることが好ましい。本実施形態では、タービン翼基体１０３に形成した被肉盛領域１０９に対し、第一区画肉盛層１０１Ａ、第二区画肉盛層１０１Ｂ、及び第三区画肉盛層１０１Ｃの三つを形成し、互いに一部を重複させることによって金属肉盛層１０１を形成する。
　上記方法を用いて金属肉盛層１０１を形成することで、曲面形状を有する薄肉部材の端部に対してもウィービング動作なしで曲面形状に応じた金属肉盛層１０１を形成させることができる。その結果、タービン翼基体１０３の変形量を抑制できることに加え、シールドガスの状態及び金属粉末の供給が不安定になることを抑え、金属肉盛層１０１への欠陥導入を抑制することができる。
　図５に、金属肉盛層１０１の形成工程（Ｓ０２）の模式図を示す。タービン翼基体１０３の被肉盛領域１０９に対し、第一区画肉盛層１０１Ａ、第二区画肉盛層１０１Ｂ、第三区画肉盛層１０１Ｃの順で形成を行う。各区画の範囲及び重複量は、被肉盛領域１０９及び形成する金属肉盛層１０１の形状とサイズに応じ、各区画間で顕著な偏りがないよう適宜決定すればよい。また、第一区画肉盛層１０１Ａ、第二区画肉盛層１０１Ｂ、第三区画肉盛層１０１Ｃの形成に用いるレーザデポジションの条件は、各区画におけるタービン翼基体１０３の肉厚及び曲率や金属肉盛層１０１の厚さ等に応じて適宜変更することが好ましい。
　タービン翼基体１０３の被肉盛領域１０９に対し、第一区画肉盛層１０１Ａ、第二区画肉盛層１０１Ｂ、及び第三区画肉盛層１０１Ｃの形成を終えることで、金属肉盛層１０１の形成工程（Ｓ０２）が完了する。なお、上記工程を終えたタービン翼基体１０３は、レーザデポジションに起因する変形量が好適に抑制されるため、変形矯正及び／又は余肉の除去を行う後加工を施す必要がない。
　以下、実施例によって発明の金属肉盛層の形成方法を更に説明するが、本発明はこれら実施例に何ら限定されるものではない。
＜実施例１＞
　粒径６３～１５０μｍのステライト６粉末を用い、１３クロムステンレス鋼製の平板基材にレーザメタルデポジションを施して金属肉盛層を形成させた。レーザにはディスクレーザを用い、レーザメタルデポジション条件を、レーザ出力１．１ｋＷ、レーザスポット径（フォーカス径）１ｍｍ、レーザ移動速度０．０１ｍ／ｓとした。
　平面基材の正面図及び側面図を図６に示す。また、金属肉盛層を形成させる平面基材端部の断面図を図７に示す。平面基材端部は先端に向けて薄くなるように加工されており、当該加工面に対してレーザメタルデポジションを施した。なお、レーザメタルデポジションを施した領域は図６及び図７の黒色領域で、中央の１００ｍｍ区間となっている。
　基材表面に形成させる金属肉盛層は１ｍｍ×１０ｍｍ×１００ｍｍの長尺形状の直方体とし、図８に示すレーザ走査パターンにてレーザメタルデポジションを施した。即ち、レーザ走査は金属肉盛層の短手方向となっている。
　金属肉盛層を形成させた基材を室温まで空冷した後、接触式三次元測定機によって変形量を測定した。より具体的には、金属肉盛層を形成させる前後において、基材表面の位置を５６点測定した（図９の丸印が測定位置である）。なお、金属肉盛層を形成させた基材は２つ製造し、各基材の変形量の最大値を図１０に示す。変形量の最大値は０．００１ｍｍ及び０．００８ｍｍであり、極めて小さな値となっている。
＜実施例２＞
　レーザメタルデポジションによって、図１１に示すタービン翼形状の基体の端部（図中に矢印で示す領域）に金属肉盛層を形成させた。レーザメタルデポジションの条件は実施例１と同様であり、レーザ走査は基体の短手方向となっている。
　金属肉盛層を形成させる前後において、非接触式三次元測定機によって変形量を測定したところ、基材根元部に対する基材先端部（図１１に矢印で示す）の変形量は１．３０６ｍｍであった。
＜比較例１＞
　図８に示すレーザ走査パターン（比較例１）を用いたこと以外は実施例１と同様にして、平板基材にレーザメタルデポジションを施して金属肉盛層を形成させた。
　また、実施例１と同様にして金属肉盛層を形成させた基材の変形量を測定した。変形量の最大値を図１０に示す。
＜比較例２＞
　図８に示すレーザ走査パターン（比較例２）を用い、スポット溶接（スポット肉盛）を２０００回繰り返して金属肉盛層を形成させた。原料粉末、平板基材及び金属肉盛層の形状及び寸法は実施例１と同様である。スポット溶接にはディスクレーザを用い、レーザ出力０．５ｋＷ、パルス長１００ｍｓ、レーザスポット径（フォーカス径）１ｍｍとした。
　また、実施例１と同様にして金属肉盛層を形成させた基材の変形量を測定した。変形量の最大値を図１０に示す。
＜比較例３＞
　図８に示すレーザ走査パターン（比較例３）を用いたこと以外は実施例１と同様にして、平板基材にレーザメタルデポジションを施して金属肉盛層を形成させた。なお、比較例３においては、短手方向の線溶接（線肉盛）が外側から内側に進むようにレーザ走査している。
　また、実施例１と同様にして金属肉盛層を形成させた基材の変形量を測定した。変形量の最大値を図１０に示す。
＜比較例４＞
　図８に示すレーザ走査パターン（比較例４）を用いたこと以外は実施例１と同様にして、平板基材にレーザメタルデポジションを施して金属肉盛層を形成させた。なお、比較例４においては、短手方向の線溶接（線肉盛）が内側から外側に進むようにレーザ走査している。
　また、実施例１と同様にして金属肉盛層を形成させた基材の変形量を測定した。変形量の最大値を図１０に示す。
＜比較例５＞
　レーザメタルデポジションのレーザ走査パターンをタービン翼形状基体の長手方向としたこと以外は実施例２と同様にして、金属肉盛層を形成させた。
　実施例２と同様にして、金属肉盛層を形成させる前後における変形量を測定したところ、当該変形量は５．７８４ｍｍであった。
　実施例１と比較例１～４の結果から、レーザ走査パターンを金属肉盛層の短手方向にし、連続して形成される金属肉盛層を隣接させることで、劇的に変形量が低減されることが分かる。実施例１における最大変形量は０．００１ｍｍ及び０．００８ｍｍであり、変形の矯正及び／又は余肉の除去加工を施すことなく、最終形状として十分に使用することができる。
　また、実施例２と比較例５の結果から、タービン翼のように薄肉部を含む複雑形状を有する基材の端部に金属肉盛層を形成させる場合であっても、本発明の金属肉盛層の形成方法を用いることで、明瞭な基材の変形抑制効果を得ることができる。
１　　　　金属肉盛層
３　　　　基材
５　　　　レーザビーム
７　　　　トーチ部
９　　　　被肉盛領域
１５Ａ　　第一肉盛りライン
１５Ｂ　　第二肉盛りライン
１５Ｃ　　第三肉盛りライン
１５Ｄ　　第四肉盛りライン
１０１　　金属肉盛層
１０１Ａ　第一区画肉盛層
１０１Ｂ　第二区画肉盛層
１０１Ｃ　第三区画肉盛層
１０３　　タービン翼基体
１０９　　肉盛領域
 

 

Claims (9)

  1. 　レーザメタルデポジションを用いて金属肉盛層を形成させる方法であって、
    　前記金属肉盛層の短手方向にレーザ走査を繰り返し、
    　連続して形成される前記金属肉盛層を隣接させること、
    　を特徴とする金属肉盛層の形成方法。
  2. 　薄肉部材の表面に前記金属肉盛層を形成させること、
    　を特徴とする請求項１に記載の金属肉盛層の形成方法。
  3. 　前記薄肉部材における最小の肉厚が１０ｍｍ以下であること、
    　を特徴とする請求項２に記載の金属肉盛層の形成方法。
  4. 　前記薄肉部材の端部が曲面形状を有し、
    　前記端部に少なくとも一部が重複する二区画以上の前記金属肉盛層を形成させること、
    　を特徴とする請求項２又は３に記載の金属肉盛層の形成方法。
  5. 　前記レーザメタルデポジションにウィービング動作を伴わないこと、
    　を特徴とする請求項１～４のうちのいずれかに記載の金属肉盛層の形成方法。
  6. 　前記レーザ走査を往復方向に施すこと、
    　を特徴とする請求項１～５のうちのいずれかに記載の金属肉盛層の形成方法。
  7. 　前記金属肉盛層が鉄基合金、ニッケル基合金又はコバルト基合金であること、
    　を特徴とする請求項１～６のうちのいずれかに記載の金属肉盛層の形成方法。
  8. 　前記金属肉盛層を形成させた後に、前記薄肉部材の変形の矯正及び／又は余肉の除去加
    工を施さないこと、
    　を特徴とする請求項２～７のうちのいずれかに記載の金属肉盛層の形成方法。
  9. 　前記薄肉部材がタービン翼又は刃物であること、
    　を特徴とする請求項２～８のうちのいずれかに記載の金属肉盛層の形成方法。
     

     
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