修复和制造涡轮发动机部件的方法及涡轮发动机部件技术

修复和制造涡轮发动机部件的方法包括通过使用优选包含约0.05wt.％至约1.2wt.％B和其它合金元素的异种镍基填料进行熔焊来施加一过渡层，然后进行扩散和首次时效热处理，以及使用包含提高硬度和耐氧化性的3-6wt.％Al、0.5-6wt.％Si、12-25wt.％Cr和其它合金元素的异种镍基填料施加顶部耐氧化层，随后对修复区域进行二次时效热处理和机加工以恢复涡轮发动机部件的几何形状。本发明专利技术还涉及通过所述方法修复和制造的涡轮发动机部件。

Method of repairing and manufacturing turbine engine components and turbine engine components

Method for repairing and manufacturing of turbine engine components including the dissimilar nickel base filler preferably containing about 0.05wt.% to about 1.2wt.%B and other alloy elements are applied to a welding transition layer, and then for the first time, diffusion and aging heat treatment and includes enhanced hardness and oxidation resistance of dissimilar nickel base filler, 0.5-6wt.%Si, 12-25wt.%Cr and 3-6wt.%Al other alloying elements applied at the top of the oxidation resistant layer, then the repair area two times the effect of heat treatment and machining to restore the geometry of turbine engine components. The invention also relates to a turbine engine component repaired and manufactured by the method.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及熔焊并且可用于利用气体保护钨极电弧焊(GTAW)、激光焊(LBW)、电子束焊(EBW)、等离子焊(PAW)和微束等离子焊(MPW)手动和自动焊接来修复和制造由镍、钴和铁基超级合金制成的涡轮发动机部件。
技术介绍
本专利技术涉及熔焊并且可用于修复和制造各种涡轮发动机部件，更具体地利用包覆和熔焊工艺修复和制造由等轴多晶、单晶和定向凝固的超级合金制造的涡轮叶片。在熔焊中，两个或多个制品之间的聚结或连结是通过在引入或不引入填料的情况下熔化基体材料、然后冷却和结晶焊接熔池来进行的。熔焊可以产生在宽泛的温度和条件下与该基体材料的性能相等的性能。然而，凝固和残余应力的留存往往导致裂纹，难以焊接Inconel713、Inconel738、Rene77、Rene80、Rene142、CMSX-4、ReneN4、ReneN5以及具有低延展性的其它高γ'超级合金并且容易发生液化热影响区(HeatAffectedZone，HAZ)开裂。钎焊(brazing)可以产生无裂纹接头，因为其不需要熔化基体材料以获得聚结。钎焊是通过仅将钎焊材料熔化和凝固而进行的。然而，在高温下，钎焊接头处的机械性能通常比基体材料的机械性能低50-75％。由大部分镍和钴钎焊材料形成的钎焊接头处的不良机械性能与这些材料中的硼含量高有关并且不允许涡轮叶片的大尺寸恢复和其它发动机部件的结构修复。因此，尽管有开裂倾向，但是焊接往往比钎焊更经常用于制造和修复不同制品，包括涡轮发动机部件。然而，根据US5897801，为了在熔焊过程中避免开裂，由具有低延展性的材料制成的涡轮叶片在焊接之前被预热到超过900℃的温度。通过在预选区域中引弧以局部熔化母体材料，提供具有与该制品的镍基超级合金相同组成的填料金属，并将填料金属供给入电弧，电弧导致填料金属熔化并与母体材料熔合，凝固时形成焊缝熔敷，从而完成焊接。类似方案也用于US6659332中公开的方法。通过去除存在于缺陷区域的受损材料，然后在容纳有保护气体的腔室中将制品预热到基体材料固相线温度的60-98％的温度然后焊接来修复制品。为了使叶片中由于在熔焊过程中施用大量热能而产生的焊接应力最低，根据CA1207137所述的方法，使叶片在焊接修复之前经历受控加热并且在焊接修复之后控制冷却。涡轮叶片的预热增加了修复成本，并且因为由沉淀硬化超级合金制造的部件的低延展性而不能保证无裂纹焊接。因此，目前仅预热至温度超过900℃，允许在沉淀硬化等轴多晶和定向凝固的高γ'相超级合金上进行无裂缝焊接。因此，本专利技术的主要目的之一是开发一种新的成本有效的方法来通过在环境温度下在多晶、定向凝固和单晶超级合金上焊接和包覆来修复发动机部件。
技术实现思路
我们发现本专利技术的修复和制造涡轮发动机部件的方法的优选实施方案包括：去除受损材料和污染物以露出无缺陷基体材料的焊接前准备步骤；利用选自激光、微束等离子、等离子、电子束和气体保护钨极电弧焊的熔焊工艺通过优选两种异种填料来焊接修复受损区域，其中，第一异种填料选自有延展性的镍基和钴基合金，包括高温枝晶和低温枝晶间共晶，由于0.05wt.％-1.2wt.％硼添加剂，其固相线温度低于基体材料的固相线温度；然后在施加过渡层之后在温度超过基体材料时效温度(agingtemperature)但低于基体材料的初熔温度的情况下进行扩散热处理约30分钟到约24小时；利用熔焊工艺和第二异种填料施加顶部抗氧化层，该第二异种填料包含约5至12wt.％Co、约12至25wt.％Cr、约痕量至5wt.％Mo、约痕量到5wt.％W、约1wt.％至5wt.％Ti、约痕量至0.1wt.％Zr、约痕量至约1.5wt.％Hf、约痕量至0.2wt.％B、约3至6wt.％Al、约0.5wt.％至约6wt.％Si、约痕量至约5.5wt.％Re、约痕量至约4wt.％Ta以及镍和余量的杂质；在基体材料的选自热等静压、退火、时效和应力消除的焊后热处理之后再通过选自机加工、打磨和抛光的方法恢复发动机部件的初始几何形状；非破坏性检验；和尺寸检验，以及本专利技术下文讨论的其它实施方案；在环境温度下在各种高的γ'沉淀硬化镍基超级合金上产生无缺陷焊缝及HAZ。根据另一实施例，用于向包含约痕量至约3.5wt.％铝的基体材料施加过渡层的填料选自包含约0.05wt.％至约0.6wt.％硼的镍基合金。根据另一实施例，用于向包含约3wt.％至约8.0wt.％铝的基体材料施加过渡层的填料选自包含约0.4wt.％至约1.2wt.％硼的镍基合金。另一优选实施例包括将过渡层机加工成均匀厚度为0.3mm或以上的附加步骤。根据另一优选实施例，为了恢复基体材料，改进焊缝处的机械性能，被修复的发动机部件根据基体材料的状态在焊接之前或者施加过渡层之后或者施加顶部耐氧化层之后中的任一情况下经受热等静压处理。根据另一优选实施例，为了改进可焊接性和执行真空清洁，涡轮发动机部件在施加过渡层之前在真空或保护气体、优选氢气中经受退火热处理。为了简化使用自动焊接和包覆以及允许直接向修复区域施加顶部耐氧化性层，通过在涡轮叶片的典型可修复破损的下方切下叶片尖端至少0.25mm来去除尖端的缺陷材料，从而允许在随后的对先前施加的过渡层进行修复的过程中直接施加顶部耐氧化层。根据旨在提高基体和焊接材料的性能的优选实施例，涡轮叶片经受焊接后热处理，该焊接后热处理选自退火、基体材料沉淀硬化或两者兼有或使用选自那些规定用于基体材料的参数中的参数进行应力消除。根据本专利技术的优选实施例，熔焊过程在环境温度下进行。然而，如果有必要，基于根据另一实施例的基体材料的可焊接性和废品率统计数据，熔焊过程可以通过预热至约600℃至约1100℃的温度来进行。本专利技术的优选实施方案可以用于修复和制造由单晶、定向凝固、等轴镍、钴和铁基超级合金制成的涡轮发动机部件。所有的优选实施方案都可用于修复和制造选自航空和工业涡轮发动机的喷嘴导向叶片(NGV)、压气机静叶片、压气机叶片、高压压气机(HPC)叶片、高压涡轮(HPT)叶片、低压涡轮(LPT)叶片、罩环、密封段、壳体、导流盘、燃烧室、火焰筒、燃料喷嘴、歧管的涡轮发动机部件。本专利技术是基于使用LiburdiEngineeringLtd的在审的专利申请WO2015095949,CA2850698(CN104511702(A)),PCT/CA2014/000752andWO2014063222中描述的焊接材料对涡轮发动机部件的修复的进一步改进，含硼易延展的焊接材料用于过渡层、随后进行扩散热处理和施加含硅顶部耐氧化层的组合是生产无裂纹的具有优良耐氧化性的部件并且使本专利技术区别于现有技术的关键步骤。根据本专利技术，可以观察到以下优点：该方法已被发现能在环境温度下在具有高含量γ'相的大多数多晶、定向凝固和单晶超级合金上进行无裂纹焊接，其降低了成本，提高了生产率和改进了工作条件的健康性和安全性。由于硅的添加和Al-Si-Cr比率的优化，被修复的发动机部件表现出超过大部分基体材料的优异的耐氧化性能。附图说明图1是具有利用第一异种填料合金3669-6B通过GTAW-MA焊接形成的过渡层的、由IN738制成的测试样本的熔合区域的显微图，示出在焊池凝固过程中通过低枝晶本文档来自技高网...

【技术保护点】
修复和制造涡轮发动机部件的方法包括以下步骤：a)通过去除受损材料和污染物来露出无缺陷无污染的基体材料来对基体材料进行焊接前准备；b)通过熔焊工艺和第一异种填料施加过渡层，该第一异种填料包含：ix)选自铌、钼和钨的至少一种元素，总量为约2wt.％至25wt.％x)镍和余量的杂质c)使用熔焊工艺和第二异种填料在过渡层上施加顶部耐氧化层，该第二异种填料包含：xv)镍和余量的杂质d)进行选自退火、首次及二次时效和基体材料应力消除或上述的组合的焊后热处理；和e)恢复已修复区域的几何形状。

【技术特征摘要】
1.修复和制造涡轮发动机部件的方法包括以下步骤：a)通过去除受损材料和污染物来露出无缺陷无污染的基体材料来对基体材料进行焊接前准备；b)通过熔焊工艺和第一异种填料施加过渡层，该第一异种填料包含：ix)选自铌、钼和钨的至少一种元素，总量为约2wt.％至25wt.％x)镍和余量的杂质c)使用熔焊工艺和第二异种填料在过渡层上施加顶部耐氧化层，该第二异种填料包含：xv)镍和余量的杂质d)进行选自退火、首次及二次时效和基体材料应力消除或上述的组合的焊后热处理；和e)恢复已修复区域的几何形状。2.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中该方法包括扩散热处理的附加步骤，其在施加过渡层之后在施加顶部耐氧化层之前在超过首次时效温度但低于基体材料初熔温度的温度下进行约三十分钟至二十四小时。3.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中，所述涡轮发动机部件的受损材料被去除到典型破损以下，这允许在后续的发动机部件修复过程中直接施加第二异种填料。4.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中，所述方法包括对过渡层进行机加工的附加步骤。5.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中，用于向最多包含3.5wt.％铝的基体材料上施加过渡层的所述第一异种填料包含约0.05wt.％至0.6wt.％硼。6.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中，用于向包含约3wt.％至8wt.％铝的基体材料上施加过渡层的所述第一异种填料包含约0.4wt.％至1.2wt.％硼。7.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中，所述方法包括在施加过渡层之前进行热等静压处理的附加步骤。8.根据前述权利要求中任一项所述的修复和制造涡轮发动机部件的方法，其中，所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：A·冈查洛夫，J·利宝地，P·劳登，
申请(专利权)人：利宝地工程有限公司，
类型：发明
国别省市：加拿大;CA