用于涡轮动叶的硬焊方法和构件 |
|||||||
| 申请号 | CN201510370478.8 | 申请日 | 2015-06-30 | 公开(公告)号 | CN105312702A | 公开(公告)日 | 2016-02-10 |
| 申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | J.A.萨尔姆; G.W.D.路易斯; J.W.格雷厄姆; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及用于 涡轮 动叶的硬焊方法和构件。具体而言，用于涡轮动叶的硬焊方法包括：提供包括 修改 表面的涡轮动叶，其中，修改表面包括非Z切口 接触 表面；将预 烧结 预制件布置在修改表面上；和在修改表面上加热预烧结预制件以在修改表面处将预烧结预制件结合至涡轮动叶。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于涡轮动叶的硬焊方法，所述硬焊方法包括： |
||||||
| 说明书全文 | 用于涡轮动叶的硬焊方法和构件技术领域[0001] 在本文中公开的主题涉及硬焊方法和构件，并且更具体地涉及用于涡轮动叶(bucket)的硬焊方法和构件。 背景技术[0002] 多种工业构件可经历硬焊操作来添加新材料、修改现有的材料、修改构件的形状、将多个构件结合在一起、或以其他方式改变原始构件。硬焊操作可大体包括将填充金属加热至高于熔化温度(即，高于其液相线温度)，同时布置在基础衬底(即，原构件)上，并且随后冷却材料来将填充金属和基础衬底结合在一起。 [0003] 各种涡轮构件可在涡轮中利用之前或之后的原始制造或修改期间，例如经历一个或更多个硬焊周期。一些特定的涡轮构件还可有十分高的强度、韧度和/或其他物理特性来便于持续的操作。工业和飞行器燃气涡轮发动机的涡轮构件(例如，动叶(叶片(blade))、喷嘴(静叶(vane)))，和其他热气体路径构件以及燃烧构件可由带有适当的机械和环境特性的镍、钴或铁基超级合金形成。 [0004] 硬焊操作典型地限定至需要修改的那些表面。例如，在涡轮操作期间经历与相邻构件的接触的表面，例如涡轮动叶围带的Z切口表面，可更加倾向于磨损等并因而可更可能经历未来的硬焊操作。但是，在涡轮构件在尺寸方面增加来提高整体功率输出时，在操作期间之前未知经历接触的表面也可经历磨损。例如，更大的涡轮构件可在涡轮期间遭受增大的振动。该振动可引起与在本文中共同地称为非Z切口接触表面的包括密封导轨、Z切口相邻表面和天使翼(angel wing)的表面的增大的接触。这些表面的修改，例如，在长期的使用后，可变得费力且昂贵。由于可获得相对小量的材料来散布热以防止裂缝，因而例如焊接可能是困难的。 [0005] 而且，甚至在一些情况下，因为涡轮机的效率可至少部分地取决于其操作温度，因而可存在对能够经受逐渐更高的温度的构件(例如，涡轮动叶和喷嘴)的需要。在超级合金构件的最大局部温度接近超级合金的熔化温度时，强制空气冷却可变得必要。出于该原因，燃气涡轮动叶和喷嘴的翼型件可包括复杂的冷却方案，其中空气(典型地为，放气)被迫使穿过翼型件内的内部冷却通路，并然后通过翼型件表面处的冷却孔排放，以从构件传递热。冷却孔还可构造为使得冷却空气用来薄膜冷却构件的周围表面。取决于制造操作，冷却通路的一个或更多个部分可需要例如通过使用硬焊或预烧结预制件而被封堵，来强迫适当方向上的空气的流动。但是，硬焊或预烧结预制件可在热处理操作(例如，材料复原工序、修复工序等)期间遭受升高的温度。这些升高的温度可引起硬焊或预烧结预制件部分地熔化或以其他方式改变形状(例如，坍塌)，因而产生了额外的制造操作。 [0006] 由此，用于涡轮动叶围带的备选的硬焊方法和构件在本领域中将是受欢迎的。发明内容 [0007] 在一个实施例中，公开了一种用于涡轮动叶的硬焊方法。该硬焊方法包括：提供包括修改表面的涡轮动叶，其中，修改表面包括非Z切口接触表面；将预烧结预制件布置在修改表面上，和；在修改表面上加热预烧结预制件来在修改表面处将预烧结预制件结合至涡轮动叶。 [0008] 在另一实施例中，公开了修改的涡轮动叶。修改的涡轮动叶包括：修改表面，其包括非Z切口接触表面；和预烧结预制件，其结合至修改表面，其中，在结合至修改表面之前，预烧结预制件包括：基础合金，其包括混合物的大约30个重量百分比至90个重量百分比；和第二合金，其包括足量的熔点抑制剂，以具有比基础合金低的熔化温度。 [0009] 技术方案1：一种用于涡轮动叶的硬焊方法，所述硬焊方法包括：提供包括修改表面的所述涡轮动叶，其中，所述修改表面包括非Z切口接触表面； 将预烧结预制件布置在所述修改表面上；和 在所述修改表面上加热所述预烧结预制件，以在所述修改表面处将所述预烧结预制件结合至所述涡轮动叶。 [0010] 技术方案2：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，所述非Z切口接触表面包括一个或更多个密封导轨。 [0011] 技术方案3：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，所述非Z切口接触表面包括一个或更多个Z切口相邻表面。 [0012] 技术方案4：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，所述非Z切口接触表面包括天使翼的至少一部分。 [0013] 技术方案5：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，所述预烧结预制件包括匹配其布置在之上的所述修改表面的形状。 [0014] 技术方案6：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，所述预烧结预制件包括基础合金和第二合金，其中，所述基础合金包括按重量计的以下成分范围：大约27.0至30％的钼、16.5至18.5％的铬、3.0至3.8％的硅、直到1.5％的铁、直到1.5％的镍、直到 0.15％的氧、直到0.08％的碳、直到0.03％的磷、直到0.03％的硫和余量的钴。 [0015] 技术方案7：根据技术方案6所述的硬焊方法，其特征在于，所述第二合金包括按重量计的以下成分范围：大约22.9至24.75％的铬、9.0至11.0％的镍、6.5至7.6％的钨、百分之3.0至4.0的钽、2.6至3.16％的硼、0.55至0.65％的碳、0.3至大约0.6％的锆、0.15至0.3％的钛、直到1.3％的铁、直到0.4％的硅、直到0.1％的锰、直到0.02％的硫和余量的钴。 [0016] 技术方案8：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，所述涡轮动叶包括镍、钴、或铁基超级合金。 [0017] 技术方案9：根据技术方案1所述的硬焊方法，其特征在于，还包括在加热所述预烧结预制件之前用耐热材料至少部分地覆盖所述预烧结预制件，其中，所述耐热材料的熔化温度高于所述预烧结预制件的熔化温度。 [0018] 技术方案10：根据技术方案9所述的硬焊方法，其特征在于，所述耐热材料包括单独的预烧结预制件。 [0019] 技术方案11：一种修改的涡轮动叶，其包括：修改表面，其包括非Z切口接触表面；和 预烧结预制件，其结合至所述修改表面，其中，所述预烧结预制件在结合至所述修改表面之前包括：基础合金，其包括混合物的大约30个重量百分比至大约90个重量百分比；和第二合金，其包括足量的熔点抑制剂，以具有比所述基础合金低的熔化温度。 [0020] 技术方案12：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述非Z切口接触表面包括一个或更多个密封导轨。 [0021] 技术方案13：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述非Z切口接触表面包括一个或更多个Z切口相邻表面。 [0022] 技术方案14：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述非Z切口接触表面包括天使翼的至少一部分。 [0023] 技术方案15：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述预烧结预制件包括匹配其结合至的所述非Z切口接触表面的形状。 [0024] 技术方案16：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述基础合金包括按重量计的以下成分范围：大约27.0至30.0％的钼、16.5至18.5％的铬、3.0至3.8％的硅、直到1.5％的铁、直到1.5％的镍、直到0.15％的氧、直到0.08％的碳、直到0.03％的磷、直到0.03％的硫和余量的钴。 [0025] 技术方案17：根据技术方案16所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述第二合金包括按重量计的以下成分范围：大约22.9至24.75％的铬、9.0至11.0％的镍、6.5至7.6％的钨、百分之3.0至4.0的钽、2.6至3.16％的硼、0.55至0.65％的碳、0.3至大约0.6％的锆、0.15至0.3％的钛、直到1.3％的铁、直到0.4％的硅、直到0.1％的锰、直到0.02％的硫和余量的钴。 [0026] 技术方案18：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述涡轮动叶包括镍、钴、或铁基超级合金。 [0027] 技术方案19：根据技术方案11所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，还包括耐热材料，所述耐热材料至少部分地覆盖所述预烧结预制件，其中，所述耐热材料的熔化温度高于所述预烧结预制件的熔化温度。 [0028] 技术方案20：根据技术方案19所述的修改的涡轮动叶，其特征在于，所述耐热材料包括单独的预烧结预制件。 附图说明[0030] 附图中所示的实施例本质上为例示性的和示范性的，并且不意图限制由权利要求所限定的本发明。当结合下列附图而阅读时，可理解例示性实施例的下列详细说明，其中类似的结构使用类似的参考数字，并且其中：图1是根据在本文中显示或者描述的一个或更多个实施例的示范燃烧涡轮发动机的区段的侧视透视图； 图2是根据在本文中显示或描述的一个或更多个实施例的多个涡轮动叶围带的部分顶视透视图； 图3是根据在本文中显示或描述的一个或更多个实施例的带有预烧结预制件的图2中的围带的分解部分透视图； 图4是根据在本文中显示或描述的一个或更多个实施例的带有预烧结预制件和耐热材料的修改的构件的示意图； 图5是根据在本文中显示或描述的一个或更多个实施例的图4的修改的构件的剖视示意图； 图6是根据在本文中显示或描述的一个或更多个实施例的示范硬焊方法的流程图；且图7是根据在本文中显示或描述的一个或更多个实施例的另一示范硬焊方法的流程图。 [0031] 附图标记100 发动机 102 动叶 104 毂 106 翼型件 108 围带 110 Z切口 111 非Z切口接触表面 112 密封导轨 114 匹配表面 116 Z切口相邻表面 117 冷却通道 118 天使翼 120 预烧结预制件 130 耐热材料 200 方法 210 步骤(提供) 220 步骤(布置) 230 步骤(加热) 300 方法 310 步骤(提供) 320 步骤(覆盖) 330 步骤(加热)。 具体实施方式[0032] 以下将使用本发明的一个或多个具体实施例。为了提供这些实施例的简明描述，在说明书中可不描述实际实施方式的全部特征。应当理解，在任何这种实际实施方式的开发中，如在任何工程或设计项目中一样，必须作出许多实施方式特定的决定以实现开发者的具体目标，例如，遵循可从一个实施方式向另一个改变的涉及系统且涉及商业的约束。并且，应当理解，虽然这种开发尝试可能是复杂并且耗费时间的，但是对于享有本公开的益处的本领域技术人员仍然将是设计、制造以及加工的日常任务。 [0033] 当介绍本发明的各种实施例的元件时，冠词“一”、“一个”、“该”以及“所述”意图指存在一个或更多个元件。术语“包括”、“包含”以及“具有”意图包含并且指可存在除列出元件之外的附加元件。 [0034] 现参照图1，示出了示范燃烧涡轮发动机100的一个区段的侧视透视图。发动机100包括多个不同的构件，其中的各个可包括从属本公开的一种或更多种衬底。具体地，发动机100包括联接至毂104的多个涡轮叶片102。如在本文中所使用的，“涡轮动叶”意指任何级动叶、叶片、静叶等。毂104联接至涡轮轴(在图1中未显示)。动叶102中的各个具有对应的翼型件106和对应的动叶围带108，其在翼型件106的径向最外末端处固定地联接至翼型件106。各围带108具有两个对应地相反的Z切口110，其中，对各围带108仅示出一个Z切口。各围带108还包括多个Z切口相邻表面116(即，面对相邻围带108与Z切口110直接相邻的表面)。密封导轨112便于将大体拱形的密封环(在图1中未显示)联接至围带108，来便于减轻动叶102周向移动和振动。 [0035] 在图2中示出了由粗体虚线围绕并标号2的图1的部分。具体地，图2示出了涡轮动叶围带108的部分顶视透视图。围带108示出为具有各端部上的Z切口110和Z切口相邻表面116。Z切口110具有匹配表面114。翼型件106(以轮廓示出)和密封导轨112部分地示出，以提供该定向上的透视。 [0036] 包括围带108的在本文中公开的构件和衬底可包括适于硬焊应用的任何金属或合金衬底。具体地，本公开大体可应用于可被硬焊的任何金属或合金构件，尤其是在特征在于相对高的应力和/或温度的环境内操作的那些构件。这些构件的显著实例包括：涡轮构件，例如，涡轮动叶(叶片)、喷嘴(静叶)、围带；和涡轮的其他热气体路径和燃烧构件，例如气体或蒸汽涡轮或飞行器燃气涡轮发动机。 [0037] 例如，在一些实施例中，包括围带108的在本文中公开的衬底可包括镍、钴或铁基超级合金。例如，衬底可包括镍基超级合金，例如René N4、René N5、René 108、GTD-111®、GTD-222®、GTD-444®、IN-738和MarM 247或钴基超级合金，例如FSX-414。衬底12可形成为等轴的、定向凝固的(DS)、或单晶(SX)铸件，以耐受例如，可在燃气或蒸汽涡轮中出现的相对更高的温度和应力。 [0038] 现参照图1至图3，涡轮动叶102包括多个非Z切口接触表面111。如在本文中所使用的，“非Z切口接触表面”111意指涡轮动叶102的排除Z切口110自身的，在最初的启动和/或操作期间可接触相邻构件的表面。这些表面还可由于它们的接触相邻构件的上述低可能性，而有时在本领域中称作“非接触表面”，更不用说将相邻构件接触至潜在地需要修改的点。非Z切口接触表面111具体地包括密封导轨112、Z切口相邻表面116、以及天使翼118。在一些实施例中，这些非Z切口接触表面111可在包括最初的启动、涡轮发动机100的瞬态和稳态以及所得的振动的情况期间，经历与相邻构件的接触。 [0039] 非Z切口接触表面111可利用预烧结预制件120修改来形成修改的涡轮动叶围带108。具体地，修改的涡轮动叶围带108可包括修改表面，其包括非Z切口接触表面111的一个或更多个部分。修改表面可例如通过移除原始材料而预备，并且预烧结预制件120可结合至其来修改涡轮动叶围带108(例如，将其修改回其原始形状或尺寸)。 [0040] 预烧结预制件120大体包括颗粒的混合物，该颗粒包括基础合金和第二合金，它们已经在低于它们的熔点的温度下烧结在一起来形成团块和稍微多孔的块。用于粉末颗粒的适当的颗粒尺寸范围包括150目，或甚至325目，或更小，以促进颗粒的快速烧结，并且将预烧结预制件120中的孔隙率降低至大约10体积百分比或更小。在一些实施例中，预烧结预制件120的密度具有90％或更好的密度。在又一些实施例中，预烧结预制件120具有95％或更好的密度。 [0041] 预烧结预制件120的基础合金可包括任何成分，例如与衬底相似(例如，涡轮动叶围带108)的成分，以促进预烧结预制件120和衬底之间的共同物理特性。例如，在一些实施例中，(预烧结预制件120的)基础合金和(例如，涡轮动叶围带108)的衬底共有共同的成分(即，它们是相同类型的材料)。在一些实施例中，基础合金可包括镍基超级合金，例如René N4、René N5、René 108、GTD-111®、GTD-222®、GTD-444®、IN-738和MarM 247或钴基超级合金，例如如在上面所讨论的FSX-414。在一些实施例中，基础合金的特性包括与衬底(例如，涡轮动叶围带108)的化学和冶金相容性，例如，高疲劳强度、开裂的低倾向、抗氧化性和/或可加工性。 [0042] 在一些实施例中，基础合金可包括在衬底12的熔化温度的大约25℃内的熔点。在一些实施例中，基础合金可包括按重量计的以下成分范围：大约2.5至11％的钴、7至9％的铬、3.5至11％的钨、4.5至8％的铝、2.5至6％的钽、0.02至1.2％的钛、0.1至1.8％的铪、0.1至0.8％的钼、0.01至0.17％的碳、直到0.08％的锆、直到0.60的硅、直到2.0的铼，余量的镍和附带杂质。在又一些实施例中，基础合金可包括按重量计的以下成分范围：大约9至11％的钴、8至8.8％的铬、9.5至10.5％的钨、5.3至5.7％的铝、2.8至2.3％的钽、0.9至1.2％的钛、1.2至1.6％的铪、0.5至0.8％的钼、0.13至0.17％的碳、0.03至0.08％的锆，余量的镍和附带杂质。 [0043] 在又一些实施例中，基础合金可包括商业上能够从WESGO Ceramics获得的Tribaloy T-800。这种基础合金可包括按重量计的以下成分范围：大约27.0至30％的钼、16.5至18.5％的铬、3.0至3.8％的硅、直到1.5％的铁、直到1.5％的镍、直到0.15％的氧、直到0.08％的碳、直到0.03％的磷、直到0.03％的硫和余量的钴。在一些实施例中，基础合金可包括商业上可从WESGO Ceramics获得的有时称为CM-64或CM64的Coast Metal 64。 这种基础合金可包括按重量计的以下成分范围：26.0至30.0％的铬、18.0至21％的钨、4.0至6.0％的镍、0.75至1.25％的钒、0.7至1.0％的碳、0.005至0.1％的硼、直到3.0％的铁、直到1.0％的镁、直到1.0％的硅、直到0.5％的钼和余量的钴。 [0044] 应当理解的是，虽然在本文中已经为预烧结预制件120的基础合金的成分列出了具体材料和成分，但是这些列出的材料和成分仅是示范的并且非限制性的，并且可备选地或此外使用其他合金。而且，应当理解的是，用于预烧结预制件120的基础合金的具体成分可取决于衬底(例如，涡轮动叶围带108)的成分。 [0045] 如在上面所讨论，预烧结预制件120还包括第二合金。第二合金也可具有与衬底(例如，涡轮动叶围带108)相似的成分，但是还包含熔点抑制剂来促进基础合金和第二合金颗粒的烧结，并且允许在低于衬底熔点的温度下预烧结预制件120向衬底(涡轮动叶围带108)的结合。例如，在一些实施例中，熔点抑制剂可包括硼和/或硅。 [0046] 在一些实施例中，第二合金可包括低于衬底(例如，涡轮动叶围带108)的晶粒生长或开始熔化温度大约25℃至大约50℃的熔点。这种实施例可在加热工序期间更好地保护衬底(例如，涡轮动叶围带108)的期望的微结构。在一些实施例中，第二合金可包括按重量计的以下成分范围：大约9至10％的钴、11至16％的铬、3至4％的铝、2.25至2.75％的钽、1.5至3.0％的硼、直到5％的硅，直到1.0％的钇，余量的镍和附带杂质。例如，在一些实施例中，第二合金可包括商业上可获得的Amdry DF4B镍硬焊合金。 [0047] 在又一些实施例中，第二合金可包括商业上可从WESGO Ceramics获得的MAR M-509B。这种第二合金可包括按重量计的以下成分范围：大约22.9至24.75％的铬、9.0至11.0％的镍、6.5至7.6％的钨、百分之3.0至4.0的钽、2.6至3.16％的硼、0.55至0.65％的碳、0.3至大约0.6％的锆、0.15至0.3％的钛、直到1.3％的铁、直到0.4％的硅、直到 0.1％的锰、直到0.02％的硫和余量的钴。 [0048] 应当理解的是，虽然在本文中已经为预烧结预制件120的第二合金的成分列出了具体材料和成分，但是这些列出的材料和成分仅是示范的并且非限制性的，并且可备选地或此外使用其他合金。而且，应当理解的是，用于预烧结预制件120的第二合金的具体成分可取决于衬底(例如，涡轮动叶围带108)的成分。 [0049] 预烧结预制件120可包括如下的任意相对量的基础合金和第二合金：该相对量足以提供足够的熔点抑制剂来确保基础合金和第二合金的颗粒对彼此和对衬底(例如，涡轮动叶围带108)外表面的润湿和结合(例如，扩散/硬焊结合)。例如，在一些实施例中，第二合金可包括预烧结预制件120的至少大约10个重量百分比。在一些实施例中，第二合金可包括预烧结预制件120的不多于70个重量百分比。 [0050] 在又一些实施例中，基础合金可包括T-800或CM-64，并且第二合金可包括MAR-M-509B。在这种实施例中，T-800/CM-64比MAR-M-509B的比率为80％-85％的T-800/CM-64比20％-15％的MAR-M-509B。备选地，可使用为90％-60％的T-800/CM-64比10％-40％的MAR-M-509B的T-800/CM-64比MAR-M-509B的比率。 [0051] 这种实施例可提供足量的熔点抑制剂，同时限制了随后的加热的机械和环境特性的潜在降低。而且，在这些实施例中，基础合金可包括预烧结预制件120的剩余部分(例如，预烧结预制件的大约30个重量百分比和大约70个重量百分比之间)。在又一些实施例中，基础合金的颗粒可包括预烧结预制件120的大约40个重量百分比至大约70个重量百分比，余量为包括第二合金颗粒的成分。应当理解的是，虽然在本文中已经显示了基础合金和第二合金的具体相对范围，但是这些范围仅是示范的且非限制性的，并且还可实现任何其他相对成分，使得如在上面所讨论地提供足量的熔点抑制剂。 [0052] 除了基础合金和第二合金的颗粒之外，在预烧结预制件120内可不需要其他组分。但是，在一些实施例中，最初可将粘合剂与基础合金和第二合金的颗粒混合来形成可更易于在烧结之前成型的粘着块。在这种实施例中，粘合剂可包括例如，商业上可从Wall Colmonoy Corporation获得的名为NICROBRAZ-S的粘合剂。其他潜在地适当的粘合剂包括NICROBRAZ 320、来自Vitta Corporation的VITTA GEL，并且其他包括商业上可从Cotronics Corporation获得的胶粘剂，它们都可在烧结期间干净地蒸发。 [0053] 预烧结预制件120可通过利用任何适当的手段(例如，搅拌、摇动、旋转、折叠等或它们的组合)混合基础合金(即，基础合金颗粒)和第二合金(即，第二合金颗粒)的粉末颗粒而形成。在混合后，混合物可与粘合剂结合(即，来形成结合的粉末混合物)，并且铸造成形状(即，来形成紧凑的预制件)，在此期间和/或之后粘合剂可被烧掉。紧凑的预制件可然后放置在非氧化(真空或不活泼气体)气氛炉中以用于烧结操作，在此期间，基础合金和第二合金的粉末颗粒经历烧结来产生带有良好的结构强度和低孔隙率的预烧结预制件。适当的烧结温度可至少部分地取决于基础合金和第二合金的颗粒的具体成分。例如，在一些实施例中，烧结温度可在大约1010℃至大约1280℃的范围中。在一些实施例中，烧结之后，预烧结预制件可HIP或真空压制来实现大于95％的密度。在又一些实施例中，含硼材料的额外层可布置在预烧结预制件120和非Z切口接触表面111之间，来有助于增加在两者之间的结合物中的扩散的硼的浓度。 [0054] 预烧结预制件120还可使用任何适当的温度、(多个)热源、重复、缓变率、保持时间、周期和任何其他相关参数而被加热，来与非Z切口接触表面111结合。例如，在一些实施例中，为了便于结合工序，可提供在炉内的非氧化气氛和在预烧结预制件120上引起压力的方法。为了获得非氧化气氛，可利用近似0.067帕斯卡(pa)(0.5毫托)或更小的压力在炉中形成真空。可以以近似14℃/分钟(25°F/分钟)的速率将炉加热至近似650℃(1200°F)。一旦达到近似650℃(1200°F)，那么该温度可维持近似30分钟。然后可以以近似14℃/分钟(25°F/分钟)的速率将炉温度增加至近似980℃(1800°F)。 一旦达到近似980℃(1800°F)，那么该温度可维持近似30分钟。然后可以以近似19℃/分钟(35°F/分钟)的速率将炉温度增加至近似1204至1218℃(2200至2225°F)。一旦达到近似1204至1218℃(2200至2225°F)，那么该温度可维持近似20分钟。在又一些实施例中，冷却周期子步骤可包括内侧具有预烧结预制件120和衬底(例如，涡轮动叶围带 108)的硬焊炉的到近似1120℃(2050°F)的受控冷却，和将维持该温度近似60分钟。然后可进一步将炉冷却至近似815℃(1500°F)。炉可最终随后冷却至近似室温。虽然在本文中公开了特定温度、时间和缓变率，但是应当理解的是，这些意图为示范且非限制性的。 [0055] 预烧结预制件120可包括基于经历修改的非Z切口接触表面111的多种形状。具体地，预烧结预制件120包括匹配其结合至的非Z切口接触表面111的形状。这种实施例可通过用新的材料修复或更换原始材料中的一些，来允许在一个或更多个非Z切口表面111上的一致且方便的修改，该新材料已经尺寸确定且成型为与衬底的原始几何形状充分符合。 [0056] 例如，在一些实施例中，例如在图3中示出的，非Z切口接触表面111可包括一个或更多个密封导轨112。在这种实施例中，预烧结预制件120可包括密封导轨形状(即，匹配基本平行的密封导轨几何形状的形状)。在其他实施例中，非Z切口接触表面111可包括Z切口相邻表面116中的一者或两者。在这种实施例中，预烧结预制件120可包括充分平坦的板来匹配其结合至的相关Z切口相邻表面116。在有一些实施例中，非Z切口接触表面111可包括天使翼118的至少一部分。在这种实施例中，预烧结预制件120可类似地包括充分平坦的板来匹配其结合至的相关天使翼118。 [0057] 应当理解的是，如在本文中公开和描述的预烧结预制件120可使用任何适当的技术成形成任何适当的形状。例如，如在上面所描述，预烧结预制件120可在炉中部分地烧结，来有助于在与衬底(例如，涡轮动叶102的一个或更多个部分，围带108或天使翼118的这种部分)结合之前保持所述形状。 [0058] 现参照图1-2和图4-5，在一些实施例中，修改的构件可除至少部分地覆盖预烧结预制件120的耐热材料130之外包括预烧结预制件120。这种实施例可在将来的热处理期间便于预烧结预制件120的保护，来避免或降低下面的预烧结预制件120的尺寸不稳定性。将来的热处理包括升高的温度的任何施加，以用于构件的一个或更多个部分的修改。例如，当构件包括涡轮动叶102时，构件可能经历将来的热处理，例如复原周期、将来的硬焊应用、焊接修改、结合工序等，它们均可对预烧结预制件施加升高的温度。 [0059] 例如，预烧结预制件120可能已经布置在构件(例如，涡轮动叶102)的衬底(例如，围带108、冷却通道117、天使翼118等)中并结合至其。在一些实施例中，涡轮动叶102可包括布置在其围带108中的一个或更多个冷却通道117中的一个或更多个预烧结预制件120，以便关闭或以其他方式封堵一个或更多个冷却通道117的一个端部。这种封堵可例如在冷却通道117被钻杆钻穿围带108，并且需要封堵来重新引导穿过其的空气流时利用。 [0060] 在又一些实施例中，预烧结预制件120可例如从如在上面讨论的之前的修改工序开始存在于一个或更多个非Z切口接触表面111处。在其他实施例中，例如当构件包括任何其他镍、钴、或铁基超级合金时，预烧结预制件120可存在于任何其他类型的衬底上。 [0061] 如在图4和图5中最佳示出，为了便于相对于将来的热应用保护预烧结预制件，耐热材料130可至少部分地覆盖预烧结预制件120。耐热材料130可包括如下的任何材料或多种材料：它们可至少部分地覆盖预烧结预制件120且具有比预烧结预制件120的熔化温度高的熔化温度。 [0062] 例如，在一些实施例中，耐热材料120可包括粉末材料涂层。适当的粉末材料涂层可包括例如，使用任何适当的技术沉积至预烧结预制件120上的粉末合金。例如，在一些特定实施例中，耐热材料120可包括通过高速氧燃料(HVOF)热喷涂应用而施加的Tribaloy T-800。在一些实施例中，耐热材料130可包括硬焊材料。硬焊材料可包括可至少部分地熔化且结合至预烧结预制件120的任何金属或合金。在又一些实施例中，耐热材料130自身可包括单独的预烧结预制件，其具有比已结合至衬底(例如，通过不同或更大量的基础合金)的预烧结预制件高的熔化温度。例如，在一些实施例中，包括单独的预烧结预制件的耐热材料130可包括为TribaloyT-800的基础合金(例如，从90至95个重量百分比或处于大约92.5个重量百分比)，和/或为MAR M-509B的第二合金(例如，从5至10个重量百分比之间，或处于大约8.5个重量百分比)。当构件(例如，涡轮动叶108)需要材料附加来恢复其原始尺寸和形状时，这些实施例可尤其便于修改和/或热操作。 [0063] 在一些实施例中，耐热材料120可包括陶瓷涂料。陶瓷涂料在这种实施例中可包括具有比下面的预烧结预制件120的熔化温度高的熔化温度的任何材料成分。当构件(例如，涡轮动叶108)已经处于或接近其目标尺寸和形状时，这些实施例可尤其便于修改和/或热操作，因为陶瓷涂料将不与其他涂层备选方案一样显著地增加厚度。 [0064] 取决于应用，耐热材料130还可在热应用之后完成，或者可在热应用后停留在预完成状态，使得修改的构件(例如，涡轮动叶102)可然后在操作中再次使用。 [0065] 此外现参照图6，示出了根据在本文中公开的实施例中的一个或更多个的用于硬焊例如涡轮动叶102的衬底的方法200。方法200首先包括在步骤210中提供衬底(例如，涡轮构件102)，其中，衬底(例如，涡轮构件102)包括修改表面，该修改表面包括非Z切口接触表面111。在一些实施例，在步骤210中提供衬底可包括例如通过经由任何适当的机械或化学方法(例如nicro-blast)移除材料和/或清洁来准备修改表面。 [0066] 方法200然后包括在步骤220中将预烧结预制件120布置在修改表面(例如，密封导轨112、Z切口相邻表面116、或天使翼118)上，和在步骤230中加热所述预烧结预制件120来将预烧结预制件120结合至修改表面。如在上面所讨论的，可调整步骤230中的热应用的温度、(多个)热源、重复、缓变率、保持时间、周期和任何其他相关参数，以便将预烧结预制件120结合至修改表面。 [0067] 此外现参照图7，示出了根据在本文中公开的一个或更多个实施例的用于硬焊例如涡轮动叶102的衬底的另一方法300。方法300首先包括在步骤310中提供衬底(例如，涡轮构件102)，其中，衬底(例如，涡轮构件102)已包括预烧结预制件120。如在本文中所公开的，适当但非限制性的实例包括涡轮动叶围带108，该围带108包括预烧结预制件120，该预烧结预制件120用作包括一个或更多个预烧结预制件120的一个或更多个冷却通道117或甚至涡轮动叶102中的停止件，该预烧结预制件120结合至一个或更多个非Z切口接触表面111。 [0068] 方法300然后包括在步骤320中用耐热材料130至少部分地覆盖预烧结预制件120。如在上面所讨论的，耐热材料130具有比预烧结预制件120的熔化温度更高的熔化温度，使得其有助于在随后的热应用期间防止或避免预烧结预制件120的任何尺寸不稳定性。耐热材料130可包括例如粉末材料涂层、硬焊、单独的预烧结预制件或甚至陶瓷涂料。 [0069] 方法300还包括在步骤330中在衬底(例如，涡轮动叶102)上加热所述预烧结预制件120。如在上面所讨论的，可根据需要调整步骤330中的热应用的温度、(多个)热源、重复、缓变率、保持时间、周期和任何其他相关参数，来便于相关的热操作。 [0070] 虽然本发明已经仅结合有限数量的实施例而详细说明，但应该容易地明白，本发明不限于这种公开的实施例。相反，本发明可被修改以并入至今未说明但与本发明的精神和范围相称的任何数量的变更、改造、置换或等同配置。此外，虽然已经说明了本发明的各种实施例，但是应该理解本发明的方面可能包括描述的实施例中的仅一些。因此，本发明不应看作由前述说明所限制，而是仅由所附权利要求的范围限制。 |
||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈