利用金属钎焊预烧结的预制件对涡轮翼型件进行部段替换的制作方法

背景

本公开总体上涉及材料技术领域，并且更具体地涉及使用预烧结的预制件对超合金部件比如涡轮叶片中的结构缺陷进行修复。

背景技术：

燃气涡轮发动机热气体通道部件通常由超合金材料形成，以耐受其在发动机运行期间所暴露的高温、高应力环境。术语“超合金(superalloy)”在本文中如其在本领域中常用的那样使用，即表现出优异的机械强度和耐高温蠕变性的高度耐腐蚀和氧化的合金。超合金通常包含高的镍或钴含量。超合金的示例包括以下述商标和品牌名称出售的合金：hastelloy、inconel合金(例如，in6203、in738、in792、in939)、rene合金(例如，renen5、rene80、rene142)、haynes合金、marm、cm247、cm247lc、c263、718、x-750、ecy768、282、x45、pwa1483和cmsx(例如，cmsx-4)单晶合金。这类部件制造起来非常昂贵，并且尽管这类部件具有优异的材料特性，但是其在发动机运行期间易受到各种形式的劣化。劣化的部件被从发动机移除并被替换。根据劣化的类型和程度，使用过的部件可以以比新部件的成本更低的成本被翻新和再利用。

对涡轮机部件的部段替换通常涉及将叶片翼型件的损坏部分移除并利用结构相似的替换部段、即相同的超合金材料来替换损坏部分。剩余翼型件和替换部段这两个部分可以通过焊接过程接合。然而，根据所使用的材料，传统的焊接工艺可能会导致材料开裂。由于镍基超合金易于发生晶界熔融，这可能会导致部件开裂，因此在低温下操作的焊接修复方法比如钎焊最适合于使用这些材料的部件。因此，提出了利用钎焊工艺进行对超合金部件比如涡轮叶片的部段替换。

技术实现要素：

简要地描述，本公开的各方面涉及修复翼型件的方法以及接合超合金部件的方法。

第一方面提供了一种修复翼型件的方法。该方法包括提供具有损坏部段的翼型件，然后通过对翼型件的上部段进行机加工或切割而移除损坏部段。提供替换部段，替换部段构造成与剩余的经机加工或经切割的翼型件的上表面配合。此外还提供预烧结的预制件，以通过电阻钎焊过程将翼型件与替换部段接合。预烧结的预制件构造成与翼型件的上表面和替换部段的下表面配合，其中，预烧结的预制件包括超合金颗粒与钎焊材料的粉末混合物。将预烧结的预制件插入于翼型件的上表面与替换部段的下表面之间，从而形成堆叠的翼型件，该堆叠的翼型件包括邻接接触的三个配合部段。对堆叠的翼型件进行电阻钎焊，使得仅预烧结的预制件的钎焊材料熔融并且翼型件的上表面和替换部段的下表面保持低于翼型件的材料的晶界温度。钎焊材料的熔融温度高于晶界熔融温度。

本发明的第二方面提供了一种接合超合金部件的方法。该方法包括提供具有第一表面的第一超合金部件和具有第二表面的第二超合金部件，第二表面构造成与第一超合金部件的第一表面配合。具有第三表面的预烧结的预制件构造成与经机加工的翼型件的第一表面和替换部段的下表面配合，其中，预烧结的预制件包括超合金颗粒与钎焊材料的粉末混合物。将预烧结的预制件插入于第一超合金部件的第一表面与构造成与第二超合金部件的第二表面配合的第四表面之间，预烧结的预制件包括超合金颗粒与钎焊材料的粉末混合物。将预烧结的预制件插入于第一超合金部件的第一表面与第二超合金部件的第二表面之间，从而形成堆叠结构，该堆叠结构包括邻接接触的三个配合部段。对堆叠结构进行电阻钎焊，使得仅预烧结的预制件的钎焊材料熔融，从而将第一超合金部件的第一表面接合至第二超合金部件的第二表面。

附图说明

图1图示了经历所提出的修复过程的移除步骤的涡轮叶片的立体图，

图2图示了将在所提出的修复过程中使用的新的替换部段和预烧结的预制件的立体图，以及

图3图示了经历所提出的过程的电阻钎焊步骤的涡轮叶片的立体图。

具体实施方式

为了便于理解本公开的实施方式、原理和特征，在下文中参照说明性实施方式中的实现方式来对本公开的实施方式、原理和特征进行说明。然而，本公开的实施方式并不限于在所描述的系统或方法中使用。

在下文中描述为构成各种实施方式的部件和材料意在是说明性的而非限制性的。许多适合的部件和将执行与本文中描述的材料相同或类似的功能的材料意在包含在本公开的实施方式的范围内。

广泛地，发明人提出了一种修复翼型件的方法。该方法通过使用预烧结的预制件的部段替换来修复翼型件。预烧结的预制件通常包含基础合金颗粒和钎焊合金颗粒的粉末混合物，该粉末混合物是预收缩的，使得这些颗粒建立冶金结合。另外，预烧结的预制件不包括产生空隙的粘合剂材料。预烧结的材料形成为网状形状或重新成形以用作比如所提出的修复过程中的预制件。对于所提出的方法，预烧结的预制件插入于翼型件的上表面和替换部段的下表面之间，从而形成包括三个配合部段的堆叠的翼型件。堆叠的翼型件被电阻钎焊成使得仅预烧结的预制件的钎焊材料熔融，从而将翼型件的上表面接合至替换部段的下表面。钎焊材料的熔融温度高于翼型件的材料的晶界熔融温度。

现在参照附图，其中，附图仅是出于说明本文中的主题的实施方式的目的，而并非用于限制本文中的主题，图1至图3示出了经历利用电阻钎焊以金属钎焊预烧结的预制件进行的部段替换过程的涡轮机组发动机部件例如燃气涡轮发动机部件10的立体图。

如图1中所示，涡轮叶片10图示为具有根部部段18、平台部段16和翼型件12。通过首先移除叶片翼型件12的损坏部段14而使涡轮叶片10为修复过程做好准备。移除损坏部段14需要对包括损坏部段14的叶片翼型件12的至少上部分进行机加工和/或切割。该损坏可能例如在燃气涡轮发动机运行期间已经因氧化或腐蚀而发生。此外，可以对剩余叶片翼型件的上表面20进行机加工，例如以产生光滑的平坦表面，以便与将对经移除的损坏部段14进行替换的部段替换物的表面配合。

图2图示了将用于修复叶片翼型件12的替换部段22和预烧结的预制件24。在实施方式中，替换部段22构造成与叶片翼型件的上表面20配合。替换部段22例如可以通过熔模铸造或增材制造来生产。本领域的技术人员将理解的是，也可以使用其他方法来生产替换部段22。在实施方式中，替换部段22和经机加工的翼型件12包括相同的材料，使得材料特性相匹配。

用于修复过程的预烧结的预制件24也示出于图2中。预烧结的预制件24可以包括粉末混合物，该粉末混合物包括钎焊材料和超合金颗粒，并且该粉末混合物形成为翼型件形状，该翼型件形状构造成与经机加工的翼型件的上表面20和替换部段22的下表面配合。预烧结的预制件24可以具有大约0.0010英寸的厚度。在实施方式中，预烧结的预制件24可以插入在叶片翼型件的上表面20与替换部段22的下表面之间，从而产生堆叠的翼型件，该堆叠的翼型件包括邻接接触的三个配合部段。

应理解的是，按照钎焊修复的传统方法，当钎焊操作在高于部件的晶界熔融温度的温度下进行时，会发生晶界共晶熔融，这是不期望的。因此，如先前所提到的，因为本申请的目的是防止涡轮叶片的超合金材料的晶界熔融，因此其中仅钎焊材料熔融的钎焊过程是优选的。通过在电阻加热期间仅使预烧结的钎焊预制件24熔融而不对钎焊接头的结合表面进行加热，可以使用高熔融温度的钎焊材料比如ni-cr-ti、ni-cr-zr和ni-cr-hf来代替低熔点钎焊材料比如ni-cr-b或ni-cr-si。

在实施方式中，为了减少在修复过程的加热部分期间的晶界熔融，在修复过程的加热部分之前对经机加工的涡轮叶片翼型件12和替换部段22两者进行预热处理。此外，在替代实施方式中，另外为了防止在修复过程的加热部分期间的晶界熔融，剩余叶片翼型件的上表面20和替换部段的下表面26可以涂覆有镍、并且优选地被电镀。

在上面论述的预热处理实施方式中，热处理可以包括双重溶液热处理。两个部件、即经机加工的翼型件12和替换部段22将经受双重溶液热处理，第二热处理的温度高于第一热处理的温度，以提高晶界熔融温度并且除去每个部件中的有害相。在实施方式中，双重溶液预热处理可以消除大约在95％至99％之间的共晶γ′相——ni基超合金中的主要晶界熔融组分。在实施方式中，用于预热处理的加热可以利用围绕每个部件的加热线圈来完成。

在上述替代实施方式中，所述两个部件的接合表面被电镀、优选地被镀镍，以减少晶界熔融。在该实施方式中，在修复过程的加热部分期间，仅通过电镀过程而沉积在表面上的镍的薄层将被加热。因为仅镍层被加热，因此减少/防止了所述两个部件12、22的晶界熔融。

如前所述，预烧结的预制件24可以由包括钎焊材料颗粒和超合金颗粒的粉末混合物形成。在实施方式中，钎焊材料颗粒包括ni-cr-x的粉末组分，其中，x选自包括b、si、ti、zr和hf及它们的组合的组。

钎焊材料的超合金颗粒组分可以对应于经机加工的翼型件12的基底金属的组分。例如，部件比如燃气轮机叶片可以包括基底金属in6203、rene80或in939。钎焊材料颗粒和超合金颗粒的粉末混合物可以包括下述超合金颗粒与钎焊材料颗粒的比率：80重量％/20重量％、70重量％/30重量％、60重量％/40重量％。下述粉末混合物是优选的以使得被修复部分的特性尽可能接近超合金部件的特性：该粉末混合物具有的超合金颗粒的比例比钎焊材料颗粒的比例高，使得预烧结的预制件24与被修复的超合金部件的组分尽可能接近。在实施方式中，超合金粉末是γ′比翼型件12的组分高的合金。例如，具有大约65％的γ′的合金247可以用于预烧结的预制件24中，预烧结的预制件24应用于包含rene80或in6203的翼型件的具有少于65％的γ′的接合表面，以在接合部段处实现更好的蠕变特性和热疲劳特性。

在实施方式中，堆叠的翼型件被放置到电阻焊接单元28中并且在选定的压力下被沿着接触表面压缩在一起。电阻焊接单元28的选定压力和电流应足以引起局部熔融但不显著改变经接合的翼型件12的特性。电阻焊接单元28可以包括铜腔，使得堆叠的翼型件被承载在该铜腔内。在图3中可以看到电阻焊接单元28的示意性表示。此后，在压缩期间，一旦表面接触，电流就穿过铜腔并且在接触表面处发生局部加热，在接触表面处，熔融开始进行。因此，仅限定加热区域30的预烧结的预制件24和接合表面20、26被加热。一旦经机加工的翼型件12和替换部段22彼此接合，电流就停止。

在实施方式中，当所使用的钎焊材料如上面所描述的那样是ni-cr-x时，电阻钎焊使预烧结的预制件24中的焊料在约1250℃下熔融。翼型件12和替换部段22的接合表面20、26也将达到该温度，然而，当表面20、26如上面所描述的那样被预热处理或电镀有镍时，这些表面20、26将不会经历晶界熔融。

在不影响翼型件的结构的情况下于短时间内将钎焊预制件24熔融并接合到结合表面上是有用的。该过程允许使用含有ni-cr-x的高温钎焊材料，其中，x为ti、zr和hf，以实现接近基底金属的疲劳性能。相比之下，含有b和si的钎焊材料形成脆性的硼化物和硅化物并且无法实现翼型件操作所需的疲劳能力。

在电阻钎焊过程中的加热停止之后，使得经接合的翼型件12冷却，以便随后从电阻焊接单元28移除。在实施方式中，可以对经接合的翼型件执行修复后扩散热处理，以使钎焊材料均质化且扩散。在实施方式中，扩散热处理可以包括将经接合的翼型件放置在真空炉中，在该真空炉中低于钎焊材料的熔融温度进行扩散热处理。

在所提出的过程中，经接合的翼型件表面没有熔融，因此使用术语电阻钎焊而非电阻焊接。尽管此过程是在电阻焊接单元中进行的，但是接合表面温度未引起晶界熔融，因为这些接合表面温度远低于基底金属熔融温度。因此，该过程不是焊接过程。

因此，本公开提供了可以在较低温度下将替换部段接合至经机加工的翼型件由此防止或减少翼型件的晶界熔融的修复过程。由于晶界熔融可能导致超合金材料开裂，因此所提出的方法可以防止开裂或者可以在该过程完成且经接合的部件固化后仅产生最小化的裂纹。尽管已经描述了针对涡轮叶片修复的实施方式，但是所提出的方法可以扩展到对其他超合金部件的修复。此外，所提出的方法的优点在于，沿着接触表面的局部加热不会对经修复的翼型件的结构材料特性产生负面影响。

尽管已经以示例性形式公开了本公开的实施方式，但对于本领域技术人员而言将明显的是，在不背离如所附权利要求中阐述的本发明的精神和范围及其等同物的情况下，可以在本公开的实施方式中进行许多修改、添加和删除。