DE102005059299A1

DE102005059299A1 - Vorformlinge (Preform) und Verfahren zur Reparatur nickelbasiertes Superalloys und damit reparierte Komponenten

Info

Publication number: DE102005059299A1
Application number: DE102005059299A
Authority: DE
Inventors: Sujith Sathian
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2004-12-17
Filing date: 2005-12-09
Publication date: 2006-06-22
Also published as: US7506793B2; US20080237306A1; ITMI20052409A1; US20080187777A1; US7335427B2; JP2006188760A; US20060134454A1; CN1800425A

Abstract

Es werden ein Verfahren zum Reparieren einer Turbinenkomponente (10) einer Turbine wie auch ein bei dem Verfahren verwendeter gesinterter Vorformling (22, 24) und eine damit reparierte Komponente aus einer nickelbasierten Superalloy mit hohem Gamma-Strich beschrieben. Der gesinterte Vorformling (22, 24) enthält ein gesintertes Gemisch von Pulvern einer kobaltbasierten Hartlötlegierung und einer kobaltbasierten verschleißfesten Legierung. Die Hartlötlegierung bildet wenigstens etwa 10 bis etwa 35 Gewichtsprozent des gesinterten Vorformlings (22, 24) und enthält einen den Schmelzpunkt erniedrigenden Stoff, wie Bor. Der Vorformling (22, 24) wird durch Vermischen von Pulvern der Hartlötlegierung und der verschleißfesten Legierung zu einem Pulvergemisch und anschließendem Sintern des Pulvergemisches erzeugt. Zur Verwendung des Vorformlings (22, 24) wird ein Oberflächenbereich der Turbinenkomponente (10) entfernt, um einen unter der Oberfläche liegenden Teil (20) freizulegen, woran sich eine Verbindung des Vorformlings (22, 24) mit dem unter der Oberfläche liegenden Teil (20) durch Diffusion (diffusion bonding) zur Ausbildung eines verschleißfesten Reparaturmaterials anschließt, das die Hartlötlegierung in einer Matrix der verschleißfesten Legierung dispergiert enthält.

Description

Hintergrund der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Gebilde aus einer Superalloy (Superverbindung), die übermäßigem Verschleiß ausgesetzt sind, wie etwa Komponenten von Gasturbinen oder anderen Turbinenanlagen. Mehr im Einzelnen betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Reparatur verschlissener Oberflächen einer Gasturbinenschaufel, die aus nickelbasierten Superalloys (Superlegierungen) hergestellt ist, die beim Schweißen zur Rissbildung neigen.
Superalloys (Superlegierungen) werden bei der Herstellung von Komponenten verwendet, die unter hohen Temperaturen arbeiten müssen, wie Schaufeln, Düsen, Brennkammern und Verbindungs- und Übergangsstücken von industriellen Gasturbinen. Beim Betrieb solcher Komponenten unter beanspruchenden Hochtemperaturbedingungen können verschiedene Arten von Schäden oder Beeinträchtigungen auftreten. So besteht z. B. eine Tendenz zu Verschleiss und Rissbildung an den vorderen Plattformabschnitten, den sogenannten „Engelflügeln" (angel wings) der Laufschaufeln hinterer Stufen zufolge eines Reibkontaktes zwischen benachbarten Düsen und Laufschaufeln. Da die Kosten von aus Superalloys hergestellten Komponenten verhältnismäßig hoch sind, ist es dem Austausch dieser Komponenten vorzuziehen, sie zu reparieren. Aus dem gleichen Grunde werden neu hergestellte Komponenten, die wegen Herstellungsfehlern eine Reparatur erfordern, lieber repariert als dass sie als Ausschuss verworfen werden.

Zu Verfahren zum Reparieren von nickelbasierten Superalloys gehören Wolfram-Inertgas-Schweißtechniken (WIG = GTAW). GTAW ist als ein Verfahren mit hoher Wärmezufuhr bekannt, das in dem Basismaterial eine hitzegeschädigte Zone (heat-affected zone HAZ) und Rissbildung in dem Schweißmaterial hervorrufen kann. Bei GTAW Reparaturen wird typischerweise ein Zusatzwerkstoff oder Füllmaterial verwendet, wobei die Wahl des Zusatzwerkstoffs typischerweise auf einen duktilen Zusatzwerkstoff oder ein Zusatzwerkstoff fällt, dessen Chemie mit jener des Basismetalls zusammenpasst. Ein Vorteil der Verwendung eines duktilen Zusatzwerkstoffs besteht in einer verringernden Tendenz zur Rissbildung. Ein Beispiel für eine Schweißreparatur mit einem duktilen Zusatzwerkstoff ist die Verwendung von IN6617 und IN625 Superalloys zum Reparieren der verschlissenen vorderen Plattformabschnitte (angel wings) der aus IN738 und äquiaxialen (gleichachsigen) nickelbasierten Superalloys wie GTD-111 gegossenen Laufschaufeln. Ein wesentlicher Vorteil der Verwendung eines Zusatzwerkstoffes, dessen Chemie mit jener des Basismetalls zusammenstimmt, besteht in der Möglichkeit, die jeweils gewünschten Eigenschaften des Superalloy-Basismaterials näherungsweise aufrecht zu erhalten. Ein Beispiel für diese Vorgangsweise ist die Schweißreparatur von GTD-111 Superalloy-Laufschaufeln mit Schweißdrähten aus GTD-111 oder René 80 Superalloy. Um die Wahrscheinlichkeit einer Rissbildung zu verringern, muss das Basismetall typischerweise auf eine hohe Temperatur, z. B. auf etwa 700 bis 930°C aufgeheizt werden. Bei einer anderen Vorgangsweise kann das GTAW-Verfahren das Basismetall wegen des Aufbaus von hohen Restspannungen verformen. Komponenten mit komplexen Geometrien, wie Laufschaufeln von Gasturbinen, sind gegen Verformungen aber weniger tolerant mit der Folge, dass GTAW insbesondere dann, wenn kein duktiler Zusatzwerkstoff verwendet werden kann, kein geeignetes Reparaturverfahren sein kann.

Modernere gerichtet erstarrte (directionally-solidified DS) Superalloys auf Nickelbasis sind oft nicht so leicht schweißbar wie die GTD-111 Superally, wodurch das Risiko der Rissbildung in dem Schweißmetall in der HAZ des Basismetalls erhöht wird. Ein bemerkenswertes Beispiel ist die nickelbasierte Superalloy GTD-444, die wegen ihrer erwünschten Kriechfestigkeitseigenschaften (Zeitstandfestigkeit) für Laufschaufeln hinterer Stufen (d.h. zweiter oder dritter Stufe) bei modernen Industriegasturbinen Verwendung findet. GTD-444 ist, in erster Linie wegen ihres hohen Gamma Strich (γ') Gehalts (etwa 55 bis 59%) nicht leicht schweißbar und frühere Versuche es zu verschweißen, haben eine unzulässige Rissbildung in der HAZ des Basismaterials und in dem Schweißmaterial ergeben.

Im Hinblick auf das oben Gesagte, werden zur Reparatur von Superalloys auf Nickelbasis mit hohem γ' alternative Reparaturverfahren benötigt, die rissfreie Reparaturen ergeben. Um die Verschleiß ausgesetzten Oberflächen von solchen Superalloys zu reparieren, ist es auch erforderlich, dass das Reparaturmaterial hervorragende Verschleißeigenschaften aufweist. Eine solche Vorgangsweise wird als Fusionsschweißreparatur (activated diffusion healing) ADH bezeichnet, von dem Beispiele in den US-Patentschriften 5.902,421 und 6,530,971 der Anmelderin erläutert sind. Das ADH Verfahren verwendet ein Legierungspulver oder Mischungen von Pulvern, die bei einer niedrigeren Temperatur schmelzen als die zu reparierende Superalloy-Komponente. Werden zwei Pulver miteinander kombiniert, so wird ein Pulver so formu liert, dass es bei einer wesentlich tieferen Temperatur als das andere Pulver schmilzt, so dass sich beim Schmelzen ein 2-Phasen-Gemisch ergibt. Vakuumhartlöten bringt die Hartlöt-Pulvermischung zum Schmelzen und zum Zusammenlegieren sowie zum Legieren mit der Superalloy der zu reparierenden Komponente. Ein sich an das Hartlöten anschließender Diffusionswärmebehandlungszyklus wird dann ausgeführt, um eine weitere Interdiffusion zu fördern, die die Wiederanschmelztemperatur der Hartlötmischung erhöht.

Eine andere alternative Reparaturvorgangsweise, die in der US-Patentschrift 6,398,103 von Hasz et al der Anmelderin beschrieben ist, beinhaltet das Hartauflöten einer verschleißfesten Folie auf eine verschlissene Oberfläche einer Komponente. Die Folie wird durch thermisches Aufspritzen eines verschleißfesten Materials auf ein Trägerblatt hergestellt. Zu geeigneten verschleißfesten Materialien gehören Chrom-Karbid Materialien und Co-Mo-Cr-Si-Legierungen wie die im Handel erhältlichen TRIBALOY^®T400 und T800-Legierungen. Eine weitere in der US-Patentanmeldung Serien Nr. 10/708,205 der Anmelderin beschriebene Vorgangsweise beinhaltet die Verwendung eines Hartlötbandes, das durch Beheizen eines biegsamen Blechs hergestellt ist, das Pulver eines Hartlötmaterials und einer verschleißfesten Legierung in einem Bindemittel enthält. Das Band wird auf die Reparaturfläche aufgebracht worauf eine Wärmebehandlung stattfindet, um eine Diffusionsbindung des Hartlötbandes auf der Reparaturfläche zu erzielen, derart, dass eine Auftragsfläche ausgebildet wird, die dann auf die für die Reparatur erforderlichen Dimensionen bearbeitet werden kann.

Mit dem Auftreten höher legierter Superalloys werden verbesserte Reparaturverfahren und Materialien erforderlich, die speziell für die jeweils zu reparierende Oberfläche geeignet sind und zwar einschließlich der Superalloy und der für die Reparatur erforderliche Festigkeit und Mikrostruktur. Ein besonderes Beispiel ist das Bedürfnis nach Materialien und Verfahren, die zur Ausführung von Reparaturen an Komponenten mit komplexen Geometrien und aus Superalloys mit hohen γ'-Gehalt, wie etwa GTD-444, maßgeschneidert sind.

Kurze Zusammenfassung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung schafft ein Verfahren, das zur Reparatur einer Oberfläche einer Turbinenkomponente einer Strömungsmaschine geeignet ist wie auch einen gesinterten Preform (Vorformling), der bei dem Verfahren und bei der mit dem Verfahren reparierten Turbinenkomponente verwendet wird. Verfahren und Preform sind besonders gut zur Reparatur einer Turbinenkomponente geeignet, die aus einer nickelbasierten Superalloy mit einem hohen γ'-Gehalt besteht, wofür ein spezielles Beispiel die GTD-444 Superalloy ist. Das erfindungsgemäße Verfahren kann bei Temperaturen ausgeführt werden, die ausreichend nieder sind, um Verwerfungen und Verformungen auf ein Minimum zu reduzieren, was insbesondere bei der Reparatur komplexer Geometrien, wie etwa der vorderen Plattformabschnitte, der „Engelflügel" (angel wings) einer Laufschaufel einer industriellen Gasturbine, von besonderem Vorteil ist.

Der bei der Erfindung verwendete gesinterte Vorformling besteht im Wesentlichen aus einem gesinterten Gemisch von Pulvern, einer Hartlötlegierung auf Kobaltbasis und einer verschleißfesten Legierung auf Kobaltbasis. Die kobaltbasierte Hartlötlegierung bildet wenigstens etwa 10 bis zu etwa 35 Gewichtsprozent des gesinterten Vorformlings und enthält eine genügende Menge Bor, so dass die kobaltbasierte Hartlötlegierung einen Schmelzpunkt von etwa 300°F bis etwa 2230°F (etwa 1090°C bis zu etwa 1220°C) aufweist.

Ein Verfahren zur Verwendung des gesinterten Vorformlings zur Reparatur einer Turbinenkomponente einer Gasturbine beinhaltet das Vorbereiten des gesinterten Vorformlings durch Mischen von Pulvern der oben erwähnten kobaltbasierten Hartlötlegierung und der kobaltbasierten verschleißfesten Legierung, um ein Pulvergemisch zu erzeugen, von dem wenigstens etwa 10 bis etwa 35 Gewichtsprozent aus der kobaltbasierten Hartlötlegierung besteht und dann das Sintern des Pulvergemisch zur Ausbildung des gesinterten Vorformlings. Die Verwendung des Vorformlings beinhaltet das Entfernen eines Oberflächenteils der Turbinenkomponente, um einen unter der Oberfläche liegenden Teil der Turbinenkomponenten freizulegen und dann den gesinterten Vorformling mit dem unter der Oberfläche liegenden Teil der Turbinenkomponente durch Diffusion zu verbinden (diffusion bonding), um ein verschleißfestes Reparaturmaterial auszubilden, das aus der kobaltbasierten Hartlötverbindung besteht, die in einer Matrix der verschleißfesten kobaltbasierten Legierung dispergiert ist. Daran anschließend kann eine mechanische Bearbeitung des Reparaturmaterials erfolgen, um die schlussendlich gewünschten endgültigen Abmessungs- und Oberflächeneigenschaften zu erzielen. Die sich ergebende reparierte Turbinenkomponente ist vorzugsweise aus einer nickelbasierten Superalloy mit einer Zusammensetzung und einem γ'-Anteil, der die Turbinenkomponente zur Rissbildung neigen ließe, wenn sie einer Wolfram-Inertgas-Schweißung unterworfen würde. Eine derart reparierte Turbinenkomponente ist dadurch gekennzeichnet, dass sie einen Bereich aufweist, in dem das verschleißfeste Reparaturmaterial durch Diffusion mit ihr verbunden ist (diffusion bonded) und in dem das verschleißfeste Reparaturmaterial aus der kobaltbasierten Hartlötlegierung besteht, die in einem Matrixmaterial der verschleißfesten kobaltbasierten Legierung dispergiert ist.

Aus dem Vorstehenden geht hervor, dass die Erfindung ein Verfahren und ein Material zur Reparatur einer modernen Superalloy auf Nickelbasis schafft, die beim Versuch der Schweißreparatur der Superalloy zur Rissbildung neigt, insbesondere bei Verwendung eines Zusatzwerkstoffs mit Eigenschaften, die ähnlich jenen des Grund- oder Basismaterials sind. Anstelle von Schweißen verwendet die Erfindung einen Verbindungszyklus durch Diffusion (diffusion bonding cycle), der die vom Schweißen herrührenden thermischen Beanspruchungen und Verformungen vermeidet, aber doch einen reparierten Bereich ergibt, dessen Eigenschaften näher an jenen des Basismetalls liegen als dies möglich wäre, wenn eine Schweißreparatur mit einem duktilen Zusatzwerkstoff vorgenommen worden wäre.

Andere Aufgaben und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden detaillierten Beschreibung.
Kurze Beschreibung der Zeichnung
1 ist eine Seitenansicht eines Gussteils für eine Laufschaufel der dritten Stufe, die zur Reparatur gemäß einem erfindungsgemäßen Reparaturverfahren vorbereitet ist;
2 und 3 veranschaulichen gesinterte Vorformlinge (Preforms), die zur Reparatur der Laufschaufel nach 1 geeignet sind.
Detaillierte Beschreibung der Erfindung
1 veranschaulicht eine Turbinenlaufschaufel der dritten Stufe, wie sie in dem Turbinenabschnitt einer industriellen Gasturbine eingesetzt wird. Die als Gussstück vor der Endbearbeitung dargestellte Laufschaufel 10 weist ein-Schaufelblatt 12 auf, das sich von einem Fußteil 14 aus erstreckt. Zur Ausbildung der Laufschaufel 10 können verschiedenen hochtemperaturfeste Materialien verwendet werden, von denen herausragende Beispiele die handelsüblich bekannten GTD-111 und GTD-444 Superalloys (Superlegierungen) auf Nickelbasis umfassen. Die vorliegende Erfindung betrifft insbesondere Komponenten, die aus hochlegierten nickelbasierten Superalloys mit hohem γ'-Anteil, wie etwa GTD-444, hergestellt sind, deren Nennzusammensetzung in Gewichtsprozent etwa 9,5%–10% Chrom, etwa 7%–8% Kobalt, etwa 3,35%–3,65% Titan, etwa 4,1%–4,3% Aluminium, etwa 5,75%–6,25% Wolfram, etwa 1,30%–1,705% Molybdän, etwa 4,60%–5,0% Tantal, etwa 0,06%–0,1% Kohlenstoff, etwa 0,0080%–0,010% Zirkonium, etwa 0,008%–0,0105% Bor ist, wobei der Rest Nickel und zufällige Verunreinigungen sind. Die GTD-444 ist als eine gerichtet erstarrte (DS) Legierung formuliert und hat einen hohen γ'-Anteil (etwa 55 bis 59%). Der γ'-Anteil einer Superalloy wie GTD-444 macht die Superalloy bei dem Versuch eine Schweißreparatur vorzunehmen anfällig gegen Rissbildung. Die Erfindung betrifft auch die Reparatur von Komponenten aus einer nickelbasierten Superalloy, die komplexe Geometrien aufweisen und deshalb beim Versuch einer Schweißreparatur zu Verformungen neigen. Die in 1 dargestellte Laufschaufel 10 ist, wenn sie aus GTD-444 hergestellt ist, ein Beispiel für die beiden erschwerenden Umstände, insbesondere in dem Bereich, der die Engelsflügel (angel wings) 16 umgibt, deren komplexe Geometrie beim Schweißen leicht verformt werden kann.
Wie an sich bekannt, sind die Engelsflügel 16 zur Abdichtung mit benachbarten (nicht dargestellten) Düsenstufen der Gasturbine ausgelegt, in die die Laufschaufel 10 installiert ist. Jeder Flügel 16 endet in einer Spitze 18, die einer Beschädigung durch Reibkontakt mit Dichtungen auf den anschließenden Düsen ausgesetzt ist. Der Kontakt zwischen den Spitzen 18 und der Düse zeichnet sich durch hohe Druckkräfte und durch Relativbewegungen zufolge von Herstellungstoleranzen, unterschiedlichem Maß von Wärmeausdehnung und von dynamischen Effekten während des Turbinenbetriebs aus. Die Engelsflügel 16 und deren Spitzen 18 neigen deshalb zu Beschädigungen, die eine Reparatur erfordern. Zu diesem Zwecke ist die Laufschaufel 10 mit einem an ihrem Fußteil 14 abgenommenen Oberflächenbereich dargestellt, durch den ein Schichtbereich 20 unter der Oberfläche freigelegt ist, der beide Engelsflügel 16 auf einer Seite der Laufschaufel 10 umfasst. Die Figur veranschaulicht demgemäß einen ersten Schritt eines Verfahrens zur Reparatur der Laufschaufel 10 bei dem verschlissene oder beschädigte Oberflächenteile der Flügel 16 entfernt wurden.
2 veranschaulicht einen gesinterten Vorformling 22, der in seiner Größe und Gestalt so bemessen ist, dass er das Basismaterial ersetzt, das zur Freilegung des unter der Oberfläche liegenden Bereiches 20 in 1 entfernt worden war. Ein Vorformling 24, der zur Reparatur lediglich der Spitze 18 eines Engelflügels 16 ausgelegt ist, ist in 3 dargestellt (wobei er nicht in dem gleichen Maßstab wie in den 1 und 2 veranschaulicht ist). Gemäß der vorlie genden Erfindung enthalten die Vorformlinge 22, 24 bis zu 90 Gewichtsprozent einer verschleißfesten kobaltbasierten Legierung, wobei der Rest im Wesentlichen eine kobaltbasierte Hartlötlegierung ist, die einen den Schmelzpunkt erniedrigenden Stoff, vorzugsweise Bor, enthält, um eine Verbindung der Vorformlinge 22, 24 mit der Laufschaufel 10 durch Diffusion (diffusion bonding) bei Temperaturen unterhalb der Rekristallisationstemperatur der Basis Superalloy zu ermöglichen, die bei GTD-444 bei etwa 1230° liegt. So wie er hier verwendet wird, bedeutet der Ausdruck „kobaltbasiert" eine Legierung, deren hauptsächlicher Bestandteil Kobalt ist. Zu bevorzugten Eigenschaften der Hartlötverbindung gehören eine Schmelztemperatur von bis zu etwa 1220°C, die Verträglichkeit mit GTD-444, mäßige Verschleißeigenschaften, Härte und Oxidationsfestigkeit, mechanische Bearbeitbarkeit und geringe Tendenz zur Rissbildung. Eine bevorzugte Hartlötlegierung ist auf der handelsüblich bekannten Superalloy Mar M 509B basiert und hat eine nominale Zusammensetzung, in Gewichtsprozent, von etwa 24% Chrom, etwa 10,8% Nickel, etwa 7,5% Wolfram, etwa 4% Tantal, etwa 0,25% Titan, etwa 2,7% Bor, etwa 0,6% Kohlenstoff, der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen. Geeignete Zusammensetzungsbereiche für die Bestandteile der erfindungsgemäße Hartlötlegierung liegen in Gewichtsprozent, zwischen etwa 22,00% bis etwa 24,75% Chrom, etwa 9,0% bis etwa 11,0% Nickel, etwa 6,5% bis 7,6% Wolfram, etwa 3,0% bis 4,0% Tantal, etwa 2,60% bis 3,16% Bor, etwa 0,55% bis etwa 0,65% Kohlenstoff, etwa 0,15% bis 0,30% Titan, etwa 0,30% bis 0,60% Zirkonium, bis zu 1,3% Eisen, bis zu 0,4% Silizium, bis zu 0,10% Mangan, bis zu 0,015% Schwefel und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen.
Wegen der Anwesenheit der Hartlötlegierung in den Vorformlingen 22, 24, kann die verschleißfeste Legierung eine Schmelztemperatur aufweisen, die oberhalb der Schmelztemperatur der Hartlötlegierung aber unterhalb jener des GTD-444 Basismaterials liegt, z. B. oberhalb 1090°C aber unterhalb 1315°C. Zu bevorzugten Eigenschaften der verschleißfesten Legierung zählen Verträglichkeit mit GTD-444, geringe Neigung zur Rissbildung, mäßige Verschleißeigenschaften, Härte und Oxidationsfestigkeit sowie mechanische Bearbeitbarkeit. Zwei auf handelsüblich bekannten Hartmetallen beruhende Kobaltlegierungen werden von der Erfindung als geeignet zur Verwendung als verschleißfeste Legierung bezeichnet. Eine erste basiert auf einer Legierung auf Kobaltbasis, die von der Deloro Stellite Company Inc. unter dem Namen TRIBA-LOY^®T800 im Handel erhältlich ist. Die T800-Typlegierung enthält in Gewichtsprozent etwa 27% bis etwa 30% Molybdän, etwa 16,5% bis etwa 18,5% Chrom, etwa 3,0% bis etwa 3,8% Silizium, bis zu 1,5% Eisen, bis zu 1,5% Nickel, bis zu 0,15% Sauerstoff, bis zu 0,03% Schwefel, bis zu 0,03% Phosphor und bis zu 0,08% Kohlenstoff, wobei der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen sind. Eine bevorzugte Zusammensetzung einer zur Verwendung bei der Erfindung geeigneten T800-Typ verschleißfesten Legierung beseht, in Gewichtsprozent aus etwa 29% Molybdän, etwa 18% Chrom, etwa 3,5% Silizium, etwa 0,08% Kohlenstoff und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen. Die zweite zur Verwendung als verschleißfeste Legierung für die Erfindung geeignete Legierung basiert auf einer Legierung auf Kobaltbasis, die aus verschiedenen Quellen unter dem Namen CM64 im Handel erhältlich ist, wobei ein Beispiel dieser Legierung von der Deloro Stellite Company Inc unter dem NAMEN STELLITE^®694 bezogen werden kann. Eine geeignete Zusammensetzung einer CM64 Typ verschleißfesten Legierung besteht, in Gewichtsprozent, aus etwa 26,0% bis etwa 30,0% Chrom, etwa 18,0% bis 21,0% Wolfram, etwa 4,0% bis etwa 6,0% Nickel, etwa 0,75% bis etwa 1,25% Vanadium, etwa 0,7% bis etwa 1,0% Kohlenstoff, bis zu 3,0% Eisen, bis zu 1,0% Mangan, bis zu 0,5% Molybdän, bis zu 1,0% Silizium, bis zu 0,05% Bor und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen. Eine bevorzugte Zusammensetzung einer CM64 Typ Legierung besteht, in Gewichtsprozent, aus etwa 28% Chrom, etwa 19,5% Wolfram, etwa 5% Nickel, etwa 1% Vanadium, etwa 0,85% Kohlenstoff und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen.
Die Vorformlinge 22, 24 werden durch Vermischen von Pulvern der Hartlöt- und der verschleißfesten Legierung hergestellt. Geeignete Partikelgrößen für die Hartlöt- und verschleißfesten Legierungspulver entsprechend einer Maschenweite von 325. Die Hartlötlegierung liegt in dem Vorformlingen 22, 24 in einer solchen Menge vor, dass eine metallurgische Verbindung mit der verschleißfesten Legierung und dem Basismaterial der Laufschaufel 10 durch Bordiffusion erreicht wird. Eine untere Grenze für den Hartlötlegierungsanteil in den Vorformlingen 22, 24 liegt bei etwa 10 Gewichtsprozent, um die Porosität in dem Vorformling auf ein akzeptables Niveau zu begrenzen. Oberhalb von etwa 35 Gewichtsprozent der Vorformlinge 22, 24 kann die Hartlötlegierung die mechanischen und umgebungsmäßigen Eigenschaften der Reparatur in unerwünschter Weise verschlechtern. Bei einer bevorzugten Ausführungsform liegt der Hartlötlegierungsanteil des Vorformlings bei etwa 15 Gewichtsprozent. Abgesehen von der Hartlöt- und der verschleißfesten Legierung sind keine weiteren Bestandteile zur Herstellung der Vorformlinge 22, 24 erforderlich.
Nach dem Vermischen werden die Pulver einer Sinterung unterworfen, um Vorformlinge 22,24 mit guter Strukturfestigkeit und geringer Porosität, vorzugsweise unter 2 Volumen prozent, zu erzeugen. Während des Sinterns werden die Pulver verdichtet, um die Fusion zu fördern und die Porosität in den Vorformlingen 22, 24 zu verringern. Basierend auf den bevorzugten Zusammensetzungen der Vorformlinge, die etwa 15 Gewichtsprozent Hartlötlegierung enthalten, weisen die Vorformlinge 22, 24 (und demgemäß die von den Vorformlingen 22, 24 ausgeführten Reparaturen) die nachfolgenden nominellen Zusammensetzungen (mit Ausnahme zufälliger Verunreinigungen) auf
Bei einer zu der vorliegenden Erfindung führenden Untersuchung wurden gerichtet verfestigte Laufschaufeln von im Wesentlichen der in 1 dargestellten Art und hergestellt aus der GTD-444 Superalloy einer Funkenerosionsbearbeitung (EDM = electrical-discharge-machining) auf eine Tiefe von etwa 0,1 inch (ca. 2,5 mm) unterzogen, um einen Oberflächenbereich des Fußabschnitts abzutragen, im Wesentlichen wie dies in 1 dargestellt ist. Anschließend an das EDM wurden die freigelegten Bereiche abgeschliffen, um die während des EDM gebildete Aufschmelzschicht zu entfernen und dann mit Azeton gereinigt. Die freigelegten Bereiche wurden sodann mit einem Nickel-Chrom-Eisen-Sand, der im Handel unter dem Namen NicroBlast^® von der Wall Colomonoy Corporation erhältlich ist, sandgestrahlt. Die Sandstrahlung wurde vorgenommen, um die freigelegten Bereiche zu reinigen, Druckverfestigungen an der Oberfläche zu erzeugen, um die Hartlötbarkeit zu verbessern und um einen glatten Nickelüberzug aufzutragen, der die Benetzbarkeit der freigelegten Bereiche verbessert. Das NicroBlast^® Pulver hat eine Partikelgröße von einer Siebweite 60, wenngleich größere und kleinere Partikelgrößen möglicherweise verwendet werden können.
Für die Untersuchung wurden zwei verschiedene Vorformlingsrezepturen bewertet. Die Rezepturen enthielten entweder etwa 15 oder 10 Gewichtsprozent Hartlötlegierung, wobei der Rest jeweils die bevor erwähnte verschleißfeste Legierung des T800-Typs bzw.- CM64-Typs war. Mehr im Einzelnen hatte die Hartlötlegierung eine nominelle Zusammensetzung von, in Gewichtsprozent, etwa 24% Chrom, etwa 10,8% Nickel, etwa 7,5% Wolfram, etwa 4% Tantal, etwa 0,25% Titan, etwa 2,7% Bor, etwa 0,6% Kohlenstoff und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen. Die verwendete verschleißfeste Legierung des T800-Typs hatte eine nominale Zusammensetzung, in Gewichtsprozent von etwa 29% Molybdän, etwa 18% Chrom, etwa 3,5% Silizium, etwa 0,08% Kohlenstoff und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen. Die verschleißfeste Legierung des CM64-Typs hatte eine nominale Zusammensetzung, in Gewichtsprozent, von 28% Chrom, etwa 20% Wolfram, etwa 5% Nickel, etwa 3% Eisen, etwa 1% Vanadium, etwa 0,9% Kohlenstoff und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen.
Die Pulver wurden sodann miteinander vermischt und erfuhren in Formen eine Versinterung um Vorformlinge mit einer Dicke von etwa 0,1 inch (etwa 2,5 mm) und einer Porosität von weniger als 2 Volumenprozent zu erzeugen. Nach dem Zuschneiden der Vorformlinge mittels Wasserstrahl und EDM, um jeweils eine Gestalt ähnlich jener, wie sie in 2 dargestellt ist, zu erhalten, wurden die Vorformlinge auf den freigelegten Oberflächenbereiche der Laufschaufeln durch Heftschweißen befestigt.
Die Vorformlinge wurden mit den freigelegten Oberflächenbereichen unter Verwendung einer oder zweier Vakuumwärmebehandlungen durch Diffusion verbunden (diffusion bonded). Die Wärmebehandlung, der die verschleißfeste Legierung des T800-Typs enthaltenden Vorformlinge beinhaltet Erwärmen mit einer Geschwindigkeit von etwa 25°F/min (etwa 14°C/min) auf eine Einziehtemperatur (soak temperature) von etwa 2210°F (etwa 1210°C), die etwa zwanzig Minuten lang gehalten wird, Herabkühlen im Ofen auf eine Temperatur von etwa 2050°F (etwa 1120°C) und Halten während etwa sechzig Minuten, Herabkühlen im Ofen auf eine Temperatur von etwa 1500°F (etwa 815°C) und schließlich auf Raumtemperatur. Der Wärmebehandlungszyklus für die die verschleißfeste Legierung des CM64-Typs enthaltenden Vorformlinge war im Wesentlichen identisch mit der Ausnahme der Verwendung eine maximalen Einziehtemperatur von etwa 2240°F (etwa 1227°C). Alle Reparaturen sind anschließend an die Wärmebehandlung auf die gewünschten Abmessungseigenschaften herab mechanisch bearbeitet.
Metallographische Schnitte einiger der reparierten Engelsflügel zeigten, dass die Reparaturen sehr homogen sind und die gesamte Verbindungsschnittstelle frei von Hohlräumen ist, was eine exzellente metallurgische Verbindung ergibt. Andere reparierte Laufschaufeln wurden zerstörungsfrei einer Fluoreszenzprüfung (FPI) unterzogen, die zeigte, dass die Reparatur und das darunter liegende Superalloy Basismaterial frei von Rissen waren.
Bei einer nachfolgenden Untersuchung wurden die Spitzen der aus GTD-444 hergestellten Laufschaufeln mit einer Vorformlingrezeptur repariert, die etwa 15 Gewichtsprozent Hartlötlegierung und den Rest verschleißfeste Legierung des T800-Typs enthielt. Anschließend an eine Hartlöt-Wärmebehandlung im Wesentlichen wie sie bei der vorherigen, eine verschleißfeste Legierung des T800-Typs enthaltenden Vorformlingrezeptur beschrieben worden ist, waren die Schaufelblätter rissfrei, und die sich ergebende Reparaturen zeigten eine bessere Verschleißfestigkeit als das ursprüngliche GTD-444 Material.
Wenngleich die Erfindung anhand spezieller Ausführungsformen beschrieben wurde, so ist doch darauf hinzuweisen, dass sich auch andere Ausführungsformen für den Fachmann anbieten. Der Schutzbereich der Erfindung ist deshalb lediglich durch die nachfolgenden Patentansprüche begrenzt.

10: Laufschaufel
12: Schaufelblatt
14: Fußteil
16: Flügel
18: Spitze
22: Vorformling (Preform)
24: Vorformling (Preform)
20: Bereich

Claims

Gesinterter Vorformling (22,24) der ein gesintertes Gemisch von Pulvern einer kobaltbasierten Hartlötlegierung und einer kobaltbasierten verschleißfesten Legierung enthält, wobei die kobaltbasierte Hartlötlegierung etwa 10 bis 35 Gewichtsprozent des gesinterten Vorformlings (22,24) ausmacht und eine ausreichende Menge Bor enthält, so dass die kobaltbasierte Hartlötlegierung eine Schmelztemperatur von etwa 1090°C bis etwa 1230°C aufweist.
Gesinterter Vorformling (22,24) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die kobaltbasierte Hartlötlegierung, in Gewichtsprozent, aus etwa 22,00% bis etwa 24,75% Chrom, etwa 9,0% bis etwa 11,0% Nickel, etwa 6,5% bis 7,6% Wolfram, etwa 3,0% bis 4,0% Tantal, etwa 2,60% bis 3,16% Bor, etwa 0,55% bis etwa 0,65% Kohlenstoff, etwa 0,15% bis 0,30% Titan, etwa 0,30% bis 0,60% Zirkonium, bis zu 1,3% Eisen, bis zu 0,4% Silizium, bis zu 0,10% Mangan, bis zu 0,015% Schwefel und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen besteht.
Gesinterter Vorformling (22,24) nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die kobaltbasierte verschleißfeste Legierung, in Gewichtsprozent, besteht aus 27% bis etwa 30% Molybdän, etwa 16,5% bis etwa 18,5% Chrom, etwa 3,0% bis etwa 3,8% Silizium, bis zu 1,5% Eisen, bis zu 1,5% Nickel, bis zu 0,15% Sauerstoff, bis zu 0,03% Schwefel, bis zu 0,03% Phosphor und bis zu 0,08% Kohlenstoff, wobei der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen sind.
Gesinterter Vorformling (22,24) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die kobaltbasierte verschleißfeste Legierung in Gewichtsprozent, besteht aus etwa 26,0% bis etwa 30,0% Chrom, etwa 18,0% bis 21,0% Wolfram, etwa 4,0% bis etwa 6,0% Nickel, etwa 0,75% bis etwa 1,25% Vanadium, etwa 0,7% bis etwa 1,0% Kohlenstoff, bis zu 3% Eisen, bis zu 1,0% Mangan, bis zu 0,5% Molybdän, bis zu 1,0% Silizium, bis zu 0,05% Bor und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen.
Reparierte Turbinenkomponente (10) einer Gasturbine, wobei die Turbinenkomponenten (10) aus einer Superalloy (Superlegierung) auf Nickelbasis mit einer Zusammensetzung und einem γ'-Anteil besteht, die eine Rissbildung der Turbinenkomponente (10) bei Wolfram-Inertgas-Schweißen hervorrufen, wobei die Turbinenkomponente (10) einen reparierten Bereich aufweist, mit dem ein verschleißfestes Reparaturmaterial durch Diffusion verbunden ist (diffusion bonded), wobei das verschleißfeste Reparaturmaterial aus einer kobaltbasierten Hartlötverbindung besteht, die in einem Matrixmaterial einer verschleißfesten kobaltbasierten Legierung dispergiert ist.
Reparierte Turbinenkomponente (10) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das verschleißfeste Reparaturmaterial eine Nominalzusammensetzung aufweist, die, in Gewichtsprozent, besteht aus 18,5% Chrom, etwa 0,92% Nickel, etwa 0,64% Wolfram, etwa 0,34% Tantal, etwa 0,23% Bor, etwa 0,12% Kohlenstoff, etwa 0,021% Titan, etwa 26,5% Molybdän und etwa 3,2% Silizium und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen.
Reparierte Turbinenkomponente (10) nach einem der Ansprüche 5 und 6, dadurch gekennzeichnet, dass das verschleißfeste Reparaturmaterial eine nominale Zusammensetzung aufweist, die, in Gewichtsprozent, besteht aus 27,6% Chrom, etwa 5,5% Nickel, etwa 18,9% Wolfram, etwa 0,36% Tantal, etwa 0,24% Bor, etwa 0,87% Kohlenstoff, etwa 0,023% Titan, etwa 2,7% Eisen, etwa 0,91% Vanadium und der Rest Kobalt und zufällige Verunreinigungen.
Reparierte Turbinenkomponente (10) nach Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die nickelbasierte Superalloy, in Gewichtsprozent, besteht aus etwa 9,5%–10% Chrom, etwa 7%–8% Kobalt, etwa 3,35%–3,65% Titan, etwa 4,1%–4,3% Aluminium, etwa 5,75%–6,25% Wolfram, etwa 1,30%–1,70% Molybdän, etwa 4,60%–5,0% Tantal, etwa 0,06%–0,1% Kohlenstoff, etwa 0,0080%–0,010% Zirkonium, etwa 0,008%–0,0105% Bor und der Rest Nickel und zufällige Verunreinigungen.
Verfahren zum Reparieren einer Turbinenkomponente (10) einer Gasturbine, wobei das Verfahren die folgenden Schritte beinhaltet: – Vermischen von Pulvern einer kobaltbasierten Hartlötlegierung und einer kobaltbasierten verschleißfesten Legierung zur Erzeugung eines Pulvergemisches, wobei die kobaltbasierte Hartlötlegierung etwa 10 bis etwa 36 Gewichtsprozent des Pulvergemisches ausmacht und eine ausreichende Menge Bor enthält, so dass die kobaltbasierte Hartlötlegierung eine Schmelztemperatur von etwa 1090°C bis etwa 1230°C aufweist; – Sintern des Pulvergemisches zur Ausbildung eines gesinterten Vorformlings (22,24); – Entfernen eines Oberflächengebietes der Turbinenkomponente (10) um einen unter der Oberfläche liegenden Teil (20) der Turbinenkomponente (10) freizulegen; und sodann – Verbinden des gesinterten Vorformlings (22,24) mit dem unter der Oberfläche liegenden Teil (20) der Turbinenkomponente (10) durch Diffusion (diffusion bonding), um so ein verschleißfestes Reparaturmaterial auszubilden, das aus der in einer Matrix der verschleißfesten kobaltbasierten Legierung dispergierten kobaltbasierten Hartlötlegierung besteht.
Verfahren nach Anspruch 9, das außerdem den Schritt des Auftragens eines Nickel enthaltenden Überzugs auf den unter der Oberfläche liegenden Teil (20) der Turbinenkomponente vor dem Schritt der Verbindung durch Diffusion (diffusion bonding) beinhaltet.