阅读说明：本技术 暴露至使用中的腐蚀损伤的动力涡轮盘的寿命延长 (Extended life of power turbine disks exposed to corrosion damage in use ) 是由 D.杜亚 J.惠顿 M.R.哈加维 J.富利 于 2018-06-12 设计创作，主要内容包括：一种用于延长具有腐蚀损伤的动力涡轮盘(12)的使用寿命的修复方法(72),其中动力涡轮机(14)包括级(16、18、20、22)和级间间隙(26、28、30、32)。所述方法(72)包括：对没有腐蚀的基线盘的基线配置进行第一热分析(74)以确定第一稳态温度分布(44)。然后将腐蚀受损的盘(12)机加工(76)至适于修复所述腐蚀的深度以形成经机加工盘。对所述经机加工盘进行第二热分析(78)以确定所述经机加工盘的第二稳态温度分布。然后针对所述经机加工盘的盘轴对称特征(1-10)计算第一预测安全循环寿命(PSCL)(80)。还针对所述经机加工盘的盘枞树特征(70)计算第二PSCL(82)。此外,使所述方法(72)合格(84)以确保所述经机加工盘的质量与新盘一致。(a repair method (72) for extending the useful life of a power turbine disk (12) having corrosion damage, wherein a power turbine (14) includes stages (16, 18, 20, 22) and inter-stage clearances (26, 28, 30, 32) the method (72) includes conducting a thermal analysis (74) of a baseline configuration of a baseline disk without corrosion to determine a steady state temperature profile (44) then machining (76) the corrosion damaged disk (12) to a depth suitable for repairing the corrosion to form a machined disk, conducting a second thermal analysis (78) of the machined disk to determine a second steady state temperature profile of the machined disk then calculating a th Predicted Safe Cycle Life (PSCL) (80) for disk axis symmetry characteristics (1-10) of the machined disk, further calculating a second PSCL (82) for disk tree characteristics (70) of the machined disk, further, qualifying the method (72) to ensure the quality of the machined disk with a new fir disk .)

暴露至使用中的腐蚀损伤的动力涡轮盘的寿命延长

优先权要求

本申请根据35 U.S.C.§119（e）要求于2017年6月20日提交的并且题为“DAMAGEREMOVAL AND LIFE EXTENSION OF POWER TURBINE DISKS THAT ARE EXPOSED TO IN-SERVICE CORROSION OR OTHER OPERATIONAL DAMAGE BY USING SKIM MACHINING”（“通过使用铲削机加工对暴露至使用中的腐蚀或其他操作损伤的动力涡轮盘的损伤去除和寿命延长”）（代理人档案号2017P12697US）的共同待决的美国临时申请No.62/522,317的权益，所述美国临时申请以其全文通过引用并入本文中，并且本申请要求其优先权的权益。

背景技术。

技术领域

本发明的方面涉及一种用于延长具有腐蚀损伤的动力涡轮盘的使用寿命的修复方法，并且更具体地，涉及一种包括如下步骤的修复方法：对没有腐蚀的基线盘的基线配置进行第一热分析以确定第一稳态温度分布；将腐蚀受损的盘机加工至适于修复所述腐蚀的深度以形成经机加工的盘；对经机加工的盘进行第二热分析以确定经机加工盘的第二稳态温度分布；针对经机加工盘的盘轴对称特征计算第一预测安全循环寿命（PSCL）；针对经机加工盘的盘枞树特征计算第二PSCL；以及使所述修复方法合格以确保所述经机加工盘的质量与新盘一致。

2. 相关技术的描述

利用动力涡轮机的航改燃气涡轮机在全球频繁用于油气和发电应用中。许多这些单元在离岸和海洋环境中操作，其中入口空气和燃料通常含有腐蚀性污染物，所述腐蚀性污染物可能导致严重高温表面浸蚀和关键动力涡轮机部件的机械性质的退化。这些动力涡轮机的性能和耐久性在很大程度上取决于热区段部件抵抗高温表面浸蚀并维持其机械性质的能力。动力涡轮盘的基质材料通常是铁基或镍基超级合金。

在过去几年内，在动力涡轮机大修期间已经观察到多次盘腐蚀损伤事件，尤其是对于放置在海洋环境中的单元来说的盘腐蚀损伤事件。在涡轮盘的包括涡轮机叶片附接特征（即，称为盘枞树区域）以及经受气体和扭矩传递特征的盘面的区域处已经观察到实质性腐蚀损伤部分。在这些情况下，腐蚀机制已经被识别为低温热腐蚀（LTHC），也称为II型热腐蚀。此类腐蚀可以导致合金金属机械性质的实质性退化。期望修复暴露至腐蚀和其他操作损伤的动力涡轮盘，以便延长使用中的盘的操作寿命，而不危害设备的安全性和可靠性。

发明内容

公开了一种用于延长具有腐蚀损伤的动力涡轮盘的使用寿命的修复方法，其中动力涡轮机包括级和级间间隙。所述方法包括：对没有腐蚀的基线盘的基线配置进行第一热分析以确定第一稳态温度分布。所述方法还包括：将腐蚀受损的盘机加工至适于修复所述腐蚀的深度以形成经机加工盘，其中在统计学上确立用于机加工所述盘的所述深度。然后对经机加工盘进行第二热分析以确定所述经机加工盘的第二稳态温度分布。另外，所述方法包括：针对经机加工盘的盘轴对称特征计算第一预测安全循环寿命（PSCL）以及针对经机加工盘的盘枞树特征计算第二PSCL。此外，使所述修复方法合格以确保所述经机加工盘的质量与新盘一致，其中使修复方法合格包括：机加工试验、机械性质和金相评估以及残余应力评估。

本领域的技术人员可以按任何组合或子组合共同或分别地应用本发明的相应特征。

附图说明

结合附图，在以下

具体实施方式

中进一步描述本发明的示例性实施例，在附图中：

图1绘示了可以被机加工或重新加工以便去除和/或修复腐蚀缺陷的盘的示例性修复区。

图2是已知的动力涡轮机的局部横截面视图并且绘示了已知的二次空气方案。

图3绘示了动力涡轮机的盘的示例性稳态温度分布。

图4示出在基线配置和最差情况间隙之间转子盘温度的稳态温度变化。

图5绘示了盘轴对称特征的参考位置。

图6绘示了根部区段枞树的横截面视图。

图7绘示了用于延长具有腐蚀损伤的动力涡轮盘的使用寿命的修复方法。

图8分别显示了试验盘1和试验盘2的第一归一化硬度结果和第二归一化硬度结果。

图9显示了在室温下被归一化至新盘的最小可允许的规格的经修复盘的拉伸性质。

图10绘示了被归一化至新盘的最小可允许规格的经修复盘的蠕变断裂性质。

图11显示了试验盘D1和D2的机加工缺口特征和机加工腹板区段以及未机加工缺口特征和未机加工腹板区段处的残余应力测量的位置。

图12示出了在机加工缺口特征和机加工腹板区段以及未机加工缺口特征和未机加工腹板区段盘面处沿周向方向的残余应力测量结果。

图13示出了在机加工缺口特征和机加工腹板区段以及未机加工缺口特征和未机加工腹板区段盘面处沿径向方向的残余应力测量结果。

图14绘示了动力涡轮盘负载分布曲线（每一循环的应变幅度），其中第一循环的拉伸过载负载因残余应力所致。

图15绘示了由于因残余应力所致的第一循环的拉伸过载负载所致的动力涡轮盘的响应。

为了便于理解，在可能的情况下，已经使用相同的附图标记来表示附图共用的相同元件。附图未按比例绘制。

具体实施方式

虽然在本文中已经详细显示和描述了并入本公开内容的教导的各种实施例，但是本领域的技术人员容易想到仍并入这些教导的许多其他变化实施例。本公开内容的范围在其应用上并不限于在说明书中所阐述的或在附图中所示出的示例性实施例的构造细节和部件的布置。本公开内容包含其他实施例，并且以各种方式实践或执行。而且，应理解的是，本文中所使用的措词和术语是出于描述目的，并且不应该被视为具有限制性。“包括”、“包含”或“具有”及其变型在本文中的使用旨在包含其后列出的项目及其等效物以及额外项目。除非另外说明或限制，否则术语“安装”、“连接”、“支撑”和“耦接”及其变型被广泛使用，并且包含直接和间接安装、连接、支撑和耦接。此外，“连接”和“耦接”并不限于物理或机械连接或耦接。

根据本发明的方面，使用先前确立的盘修复方法来机加工受损盘以去除和/或修复腐蚀缺陷，以便延长使用中的盘的操作寿命以及经由铲削机加工（skim machining）补救先前丢弃的盘。图1绘示了盘12的可以被机加工或重新加工以便去除和/或修复腐蚀缺陷的示例性修复区10。特别地，修复区10可以包括盘的边缘、腹板和孔区（参见图3）。在所述修复方法中，通过如下方法在统计学上确立用于机加工该盘的所提出的深度：研究由低温热腐蚀（LTHC）引发的表面下的受损（也称为II型热腐蚀引发的腐蚀）的观察到的深度、先前动力涡轮盘上的损伤、因工具打滑或一般不当操作以及生产盘的表面晶粒度所致的在盘中观察到的机加工引发的损伤的深度。另外，该修复方法包括以下各项的组合和/或序列：分析评估；综合机加工试验，其被实施以隔离修复过程变量的影响；经由残余应力评估研究对试验盘的广泛表征；以及在修复之后对从盘中取出的试样的机械测试。此外，使用过程控制来确保经修复的盘的质量水平与新制成的经机加工盘大致一致。

寿命预测和影响评估

根据本发明的方面，利用寿命预测方法来评估修复对动力涡轮盘的影响。在这方面，2015 ASME涡轮机博览会的论文集、涡轮机技术会议与博览会2015、GT2015-43333、pp.V07AT28A012的由Dua, D.和Vasantharao, B.所著的“Life Prediction of PowerTurbine Components for High Exhaust Back Pressure Applications - Part I:Disks”（“用于高排气背压应用的动力涡轮机部件的寿命预测–第一部分：盘”的公开内容借此以其全文通过引用并入）（即，“寿命预测文献”）。根据所述寿命预测方法，盘特征的预测安全循环寿命（PSCL）是最小爆裂寿命（即，在不稳定裂纹扩展之后，部件的一部分因包含或不包含碎片而破裂开脱的点）的2/3（即，作为设计安全因数的所计算的值）。最小爆裂寿命等于所述特征处最小起始寿命和最小传播寿命的总和。在下文中，使用基于有效应变参数的方法来预测典型起始寿命，并且应用储备因数来估计最小起始寿命。使用基于断裂力学的方法来预测典型传播寿命，并且应用储备因数来估计最小传播寿命。此外，仅针对具有小于目标PSCL的预测起始寿命的那些盘特征计算传播寿命。

特别地，在考虑以下部件与试样的差异的情况下，使用等温和应变控制的平滑试样低周疲劳（LCF）数据来形成沃克应变（Walker strain）对比起始寿命的曲线：a）高应力材料的体积；b）R比校正；c）表面条件和制造方法；以及d）最高应力下的温度。σ_min/σ_max的比称为应力比R，其中σ_min是最小拉伸瞬态应力分量，并且σ_max是最大拉伸瞬态应力分量。用于定义沃克应变参数的已知表达式显示在方程式（1）中：

方程式（1）

其中“ε_w”是有效应变参数，“σ_vm-max”是循环中的最大范式等效应力（Von MisesStress）值，“∆ε”是整个装载循环中任何固定方向上的最大应变范围，“E”是循环中对应于最大范式等效应力的时间点的温度下的杨氏弹性模量，并且“w”是用于使不同的最小应力与最大应力比（R）下的测试结果相关联的沃克指数（Walker exponent）。虽然平滑试样的应变控制的测试是在-1的R比下进行的，但是从动力涡轮盘的应力分析还已知的是，每一特征下的R比（最小应力/最大应力）不同。沃克指数“w”的值被选择成使得所计算的最终沃克应变参数变得独立于R比值。

从试样数据对沃克应变对比起始寿命实施最小二乘法拟合以确定盘材料的拟合参数“N_o”、“U_N”和“A”（参见方程式（2））：

方程式（2）

其中“ε_w”是有效应变参数，并且“N_f”是裂纹萌生LCF寿命。

部件的应力分析提供了沃克应变的计算所需的应变范围和最大范式等效应力。考虑到部件中的高应力材料的面积和/或体积不同于试样中的面积和/或体积，由面积校正因数（K_A）校正此值。还应用表面条件降低因数（K_S）以考虑到试样表面被打磨和抛光，而部件表面仅被机加工。因此，对于所述部件，使用以下方程式（3）计算沃克应变：

方程式（3）

其中

并且其中“S_o”和“S_b”是在试样和部件上限定的包含表示峰值应变的沃克应变的面积。特别地，“So”是应变控制的测试试样的参考表面积，“S_b”是部件上的特定特征的表面积，并且“β”是形状参数。

使用方程式（3）针对部件特征计算的沃克应变被用于从使用方程式（2）对试样数据进行的曲线拟合预测该特征的起始寿命。甚至对于具有较高“K_t”值（即， 应力集中因数）的盘特征（诸如缺口、圆角或车削特征），也将平滑试样应变控制的数据用于寿命声明。本文中的发明人将其视为保守且有效的方法。

使用市售疲劳裂纹扩展预测软件估计传播寿命。此类软件通常包括平面代码。平面代码通常假定所分析的几何形状可以由矩形板表示，部件是负载受控的（例如，远程边界处的恒定负载），不存在显著的负载重新分布（远程负载并不随裂纹扩展而改变），并且裂纹保持是平面的。平面工具中的应力强度因数（SIF）解决方案假定应用线性弹性断裂力学（LEFM）。

如方程式（4）中所示的已知帕里斯-埃尔多安方程式（Paris-Erdogan equation）将裂纹扩展速率定义为应力强度的函数，并且用于估计传播寿命。由裂纹扩展测试获得定义帕里斯方程式所需的系数（C和n）：

方程式（4）

其中，“a”是裂纹长度，并且“da/dN”是裂纹扩展速率。盘特征可以承受的临界裂纹大小取决于盘材料在感兴趣温度下的已知断裂韧性（K_IC）。

通过求方程式（5）中所示的裂纹扩展模型的积分来估计传播寿命。方程式（4）的右手侧包括应力强度项“∆K”。“∆K”是所考虑的特征处的几何形状、裂纹尺寸、取向和应力的函数，如以下方程式 （5）中所示：

∆K=∆σ f（几何形状，裂纹尺寸） 方程式（5）。

由于裂纹尖端处的应力强度的变化是应力变化（∆σ）以及盘特征中的裂纹的几何形状、取向和尺寸的函数，因此通过定义“最大应力场”、“最小应力场”和假定的裂纹传播平面的尺寸来估计“∆K”的值。

对于传播寿命的估计，忽略最小压缩应力场的影响，即：

∆σ = σ_max - σ_min = σ_max - 0 = σ_max 方程式（6）。

对于具有最小应力场作为拉伸的盘特征，通过如在方程式（7）中所列出的沃克校正产生等效的0-最大应力场：

方程式（7）

其中“∆K_eff”是修正的有效应力强度因数，“R”是最小应力场（σ_min）和最大应力场（σ_max）的比，并且“m”是沃克指数。

在感兴趣的特征处，使用最大主应力的时间曲线图来识别经受最大拉伸应力的点。然后识别此点处的裂纹取向，并且限定传播平面。沿着此取向限定截面，并且在峰值应力时间点处在此截面上绘制最差主应力。获得应力对比沿着先前限定的截面上的最浅应力梯度的距离数据点的多项式拟合，以获得最大应力场。用于估计传播寿命的裂纹扩展模型包括两个系数C和n。如果所考虑的盘特征处的峰值循环温度不与峰值应力时间点处的温度相同，则使用方程式（8A）和8（B）中的表达式来确定所述系数，同时考虑温度差：

方程式（8A）

方程式（8B）。

然后估计对盘的蠕变损伤。关于蠕变损伤估计，在TMS Superalloys第515-520页中的由Basoalto, H.、Vermeulen,B.、Brooks, J.W.、Coventry, G.、Williams, S、Mason-Flucke, J、Bagnall, S.（2018）所著的“A New Hyperbolic Tangent Modelling ApproachFor The Creep Behaviour of The Single Crystal Nickel-Based Superalloy CMSX-4”(“单晶镍基超级合金CMSX-4的蠕变行为的新双曲正切建模方法”)的公开内容以其全文通过引用并入本文中。给定时间和温度下所施加的应力σ和所累积的应变ε之间的关系可以使用以下方程式表示：

方程式（9）

其中“σ_i”和“ε_I”是温度和时间的函数。“σ_i”参数是极限拉伸强度的一半，“ε_I”是当所施加的应力等于“σ_i”时最小应变率的点处的应变，并且“k”是拟合参数。评估盘特征在操作寿命结束时的累积等效非弹性蠕变应变的水平，并且基于在类似操作条件下具有现场单元的先前经验将其与可接受的蠕变引发的变形极限进行比较。

参考图2，显示了具有第一导叶16、第一叶片18、第二导叶20和第二叶片22的已知动力涡轮机14的局部横截面视图。第一叶片18和第二叶片22分别附接到第一旋转盘24和第二旋转盘26。第一导叶16和第一叶片18形成第一级，并且第二导叶20和第二叶片22形成第二级。第一导叶16、第一叶片18、第二导叶20和第二叶片22还形成第一级间间隙开口26、第二级间间隙开口28、第三级间间隙开口30和第四级间间隙开口32。

图2中的位置34、36、38和40标识这种端口，冷却空气从所述端口供应到动力涡轮机14作为已知二次空气方案的一部分。从压缩机级抽出空气以向盘24、26提供冷却空气来优化盘寿命。箭头42绘示动力涡轮机14的二次空气方案的流动路径。空气还提供通风和腔的密封以消除或最小化热气体摄入并且防止油雾点燃。

盘24、26的用以去除盘材料并修复腐蚀损伤的机加工影响热气体摄入和腔泄漏流动特性。特别地，盘24、26中的稳态和瞬态温度场基本上取决于二次空气流和腔动力学，因此直接影响PSCL和总体蠕变损伤。因此，重要的是，准确预测二次空气流特性的变化以量化对修复后的盘的机械完整性和寿命的影响。

根据本发明的方面，生成基线动力涡轮机构造的热模型。参见图3，显示了动力涡轮机14的盘24、26的示例性稳态温度分布44，其中T₁ -T₁₁是指盘的相关联区域的温度。T1表示最高温度，并且T₂–T₁₁表示逐渐降低的温度。出于说明目的，关于盘24、26的边缘46、腹板48和孔50区段绘示稳态温度分布44。在动力涡轮机14的设计开发阶段期间，针对多个级间间隙开口26、28、30、32组合实施系统级动力涡轮机二次流分析。评估夹带流的变化以及冷却流的减少的影响。图4显示了基线配置和最差情况间隙之间转子盘温度的稳态温度变化52。特别地，图4中显示了边缘温度比较的参考点54。敏感性研究显示，因增加的间隙开口所致的对稳态盘温度的影响为大约3摄氏度。本文中的发明人认为此温度变化对整体动力涡轮盘寿命具有极低的风险。因此，可以认为因由于盘修复引起的二次空气系统特性的变化所致的对盘边缘温度的总体影响可忽略。

涡轮机叶片包括翼面区段和根部区段。根部区段包括多个向外延伸的锯齿或叶瓣，所述锯齿或叶瓣沿着根部区段的下部部分大小减小以形成称为枞树的多叶瓣构造。对应的涡轮机转子盘包括彼此间隔开的多个附接槽。每一盘槽包括限定在每一槽的相对侧壁中的一系列轴向凹口或缺口，所述轴向凹口或缺口在形状和方向两者上都与根部区段的枞树大致一致以便形成对应的盘枞树构造。盘枞树提供对应槽，所述槽保持根部区段以便在动力涡轮机的高温、高应力环境下保持叶片。

根据本发明的方面，实施寿命影响研究。图5和图6绘示了是寿命影响研究的焦点的盘轴对称特征和枞树特征的参考位置。参见图5，分别为级1和级2盘的选定盘轴对称特征指定参考位置1-10。图6绘示了根部区段枞树56的横截面视图，其具有位于盘枞树70的上部缺口64、中间缺口66和下部缺口68内的第一叶瓣58、第二叶瓣60和第三叶瓣62。使用内部有限元代码进行预处理、求解和后处理。借助于二维（2D）轴对称模型评估对称盘特征，并且通过使用三维（3D）扇形模型的带叶片盘评估盘枞树特征70。对热模型进行插值得到稳态和瞬态温度分布曲线。由于海洋石油和天然气应用中的大部分单元都在基本负载条件下操作，因此它们在其寿命内并不经历非常多次数的启动-关停循环。因此，对于寿命动力涡轮机预测，单独评估来自LCF和蠕变的损伤贡献，同时已经使用来自LCF和蠕变的损伤的线性累积的简单方法来估计总损伤。对于循环损伤预测，从等温平滑试样测试生成用于裂纹萌生的应变对比寿命的数据以及用于传播评估的疲劳裂纹扩展数据，而不考虑每一循环保持时间在损伤扩展中的贡献。另外，针对已知的单个方形循环实施评估，其中启动-斜坡上升到同步怠速-保持怠速-斜坡上升到稳定状态-保持稳定状态并关闭。

关于裂纹萌生预测，参考先前并入的寿命预测文献。此外，工程故障分析第14期、第518-528页由Corran, R.S.J.、Williams, S.J （2007）所著的“Lifing Methods andSafety Criteria in aero gas turbines”（ “航空燃气涡轮机中的起吊方法和安全标准”）的公开内容借此以其全文通过引用并入。特别地，对于裂纹萌生预测，针对给定的应变范围对比寿命试样测试，使用来自第一材料响应循环的单调应力应变曲线计算对应的有效应变。然后，相应地选择拟合参数“N_o”、“U_N”和“A”来拟合所有所测量的有效应变以及试样测试的失效寿命。从有限元预测使用各向同性硬化预测方形循环有效应变，并且然后将其与试样测试的单调有效应变对比寿命的曲线进行比较。参见先前描述的方程式（1）和（2）。为了简化建模并且为了预测的额外保守性，对具有对应于经修复盘的尺寸的盘模型实施寿命评估研究，同时假定经修复盘在动力涡轮机的整个操作寿命中已经投入使用。

表1列出了与基线配置相比经修复盘的盘轴对称特征处的PSCL的变化。在表1中，盘标识符（盘ID）和位置标识符（位置ID）分别对应于图5中所示的盘和参考位置。如表1中所示，针对级1和级2盘，盘轴对称特征处的PSCL得到改善。特别地，关于寿命有限的已知轴对称特征，如与基线配置相比，针对经修复盘，级1盘PSCL存在大约80%的改善，级2盘PSCL存在大约260%的改善。此改善可以归因于因离心负载的减小所致的应力状态的总体减小，所述离心负载的减小归因于从在临界寿命限制位置径向外侧的盘区段去除金属。

盘ID	位置ID	PSCL的变化百分比
			级1	7	增加80%
级2	4	增加260%

表1。

表2列出了如与基线配置相比经修复盘的盘枞树特征处的PSCL的变化以及所累积的等效非弹性蠕变应变的变化。在表2中，盘标识符（盘ID）和位置标识符（位置ID）分别对应于图5和图6中所阐述的盘和参考位置。

盘ID	位置ID	PSCL的变化百分比	平均截面蠕变应变的变化百分比
				级1	下部缺口	减小32%	增加28%
级2	下部缺口	减小57%	增加27%

表2。

在此情况下，如与基线配置相比，针对经修复盘，级1盘枞树PSCL存在大约32%的减少，并且级2盘枞树PSCL存在大约57%的减少。这可以归因于因机加工所致的枞树的负载承载面积的总体减少。因此，基于是否超过基于掠过经验的选定操作阈值对盘实施修复。另外，将稳健原位检查调度用于修复后返回使用的盘的有效现场管理。

参见图7，显示了用于延长具有腐蚀损伤的动力涡轮盘的使用寿命的修复方法72。在步骤74处，对没有腐蚀的基线盘的基线配置进行热分析以确定第一稳态温度分布。在步骤76处，将腐蚀受损的盘机加工至适于修复所述腐蚀的深度以形成经机加工盘。在步骤78处，对经机加工盘进行热分析以确定所述经机加工盘的第二稳态温度分布。然后，在步骤80处，针对经机加工盘的盘轴对称特征计算第一PSCL。此外，在步骤82处，针对经机加工盘的盘枞树特征计算第二PSCL。在步骤84处，使所述修复方法合格以确保经机加工盘的质量与新盘一致。

机加工试验和评估

对使用中的腐蚀盘实施数个机加工试验以确立机加工夹具、过程细节、操作顺序、新基准设置、检查尺寸/量测点。在修复之后经由荧光颗粒检查（FPI）实施盘的检查以查看是否有腐蚀点蚀/损伤的剩余迹象。还实施从经修复的试验盘机加工得到的试样的详细金相研究以评估修复后微结构损伤、表面下的残余腐蚀引发的峰值/贫化区带以及晶间腐蚀。此后，对从经修复盘的重要位置机加工得到的试样进行广泛测试程序以用于评估整体机械性质的损害。另外，还针对修复后关键特征和位置处的表面残余应力的发展对盘进行评估，并且将其与修复前的残余应力量值进行比较。还在修复前和修复后使用3D白光扫描实施试验盘的详细尺寸勘测以量化使用中的盘的轮廓的机加工引发的变形。

机械性质和金相评估

使用白光扫描来识别可能因来自修复程序的扭曲而已经引发的盘的可能尺寸不一致性。在大部分盘轮廓上未观察到腐蚀点蚀和损伤的迹象。在难以机加工的特征（诸如平衡环和枞树面）周围留有较小残余腐蚀损伤。在平衡环圆角区周围限定额外的机加工量测点以更准确地限定盘轮廓并且使得能够机加工那些位置。此外，在修复后白光扫描期间未观察到由于因机加工所致的整体回弹引起的永久变形。

使用扫描式电子显微镜（SEM）和X射线元素映射分析实施对具有残余腐蚀的区的表征。研究来自试验盘的中心、腹板和边缘的样本。所述样本没有显示晶间腐蚀、带有硫化物颗粒的贫化基体以及氧化皮表面处的氧化钛的迹象（即，已知高温热腐蚀或HTHC），但是点蚀在一些区中明显，连续的硫化钛层和氧化皮表面处的氧化镍层（即，LTHC），并且还有带有硫化钛颗粒的基底金属的局部贫化区以及所述表面处的氧化镍层的一些证据（即，LTHC和HTHC之间的过渡模式）。试验盘的边缘样本仅显示局部点蚀，并且表面的其余部分没有显示任何表面下的腐蚀的迹象。X射线元素映射显示了坑的底部处的连续硫化钛层以及在表面处的薄氧化物层。此类证据通常表明LTHC的出现。

为研究冶金和机械性质的潜在变化并且将这些性质与全新盘的相关内部材料规格进行比较，根据以下相关美国测试与材料协会（ASTM）标准制备金相、硬度、拉伸和应力断裂试样：E8、E21和E292。为评估经修复盘的整个轮廓的性质，从来自盘的正面和背面两者的孔、腹板和边缘区制备试样。此外，为确保机械性质在所有方向上是相当的，在那些区处沿径向和切向方向两者都制备拉伸和应力断裂试样。在上述区处对盘的两个面实施硬度测试。

图8分别显示了如与新盘的可允许的规格相比盘1和盘2的第一归一化硬度结果86和第二归一化硬度88结果。盘1和2是用于研究的两个试验盘。在图8中，“F”和“R”分别表示“正面”和“背面”。虽然所有硬度值都在可接受范围内，但是看到两个盘上硬度的轻微变化，这因锻造盘的微结构的变化而被认为是正常的。

图9 显示了在室温下被归一化至新盘的最小可允许规格的经修复盘的拉伸性质。在图9中，“Cen:”表示“中心”，“R:”表示“径向”，并且“T:”表示“切向”。对于两个盘，从整个盘并且沿两个方向制备的所有试样的屈服强度（Y.S.）90和极限强度（U.T.S.）92满足最低要求并显示细微变化。两个盘的伸长率（Elong.）94和面积减小（R.A.）96表明从孔朝向边缘的延展性的降低。通常观察到的拉伸延展性的损失可以归因于动力涡轮盘在使用期间至升高温度的延长暴露。已知，二次硬化相的聚结或转变、碳化物沉淀以及在高温下随暴露时间所致的碳化物的类型和形态的变化以及较不期望或有害的二次相的形成是包括延展性在内的机械性质的退化的主要原因。

图10绘示了被归一化至新盘的最小可允许规格的经修复盘的蠕变断裂性质。特别地，图10显示了在551 MPa（大约80ksi）的静负载的情况下在649 °C（1200 °F）下实施的应力断裂测试中的归一化断裂时间（断裂时间）98和伸长率（Elong.）100。在图10中，“Cen:”表示“中心”，“R:”表示“径向”，并且“T:”表示“切向”。两个盘中的所有试样的断裂时间98和延展性都远远超过最低要求。结果的异常是第二试验盘（D2）的断裂时间98。在这些位置中的每一者处，不期望操作金属温度超过其中蠕变成为问题的等内聚温度。另外，测试显示这些位置中的每一者在断裂时的高度蠕变延展性。此延展性降低对于使用中的大部分（如果不是全部）动力涡轮盘来说是预期的，并且不限于具有观察到的腐蚀浸蚀的盘。

残余应力评估

使用X射线衍射技术针对残余应力对试验盘进行评估。为比较修复前和修复后残余应力的状态，在这些机加工试验中仅修复所述盘的一个面。然后对已修复面和未修复盘面两者实施评估。根据汽车工程师协会（SAE）HS-784使用双角正弦平方psi技术实施X射线衍射残余应力测量。

X射线衍射残余应力测量是在表面处进行，并且达到预先确定的标称深度和感兴趣的增量。在机加工面上的平衡环处的圆角半径、未机加工面上的驱动臂下方的圆角半径、机加工的盘腹板和盘腹板未机加工位置处沿径向45度和周向方向进行测量。参见图11，显示了试验盘D1和D2的机加工缺口特征102和机加工腹板区段104以及未机加工缺口特征106和未机加工腹板区段108处的残余应力测量的位置。

在X射线衍射残余应力测量之前必需进行分区段以便为入射和衍射X射线束提供通道。在分区段之前，在每一测量位置处施加单个电阻应变计莲座。在分区段过程完成之后记录因分区段而发生的总应变弛豫。为了表面下的测量以电解方式去除材料以便最小化因材料去除导致的表面下的残余应力分布的可能变化。针对用于残余应力测量的辐射穿透到表面下的应力梯度中的影响而校正获得的作为深度的函数的所有数据。

图12和图13分别示出机加工缺口特征102和机加工腹板区段104以及未机加工缺口特征106和未机加工腹板区段108盘面处沿周向110和径向112方向的残余应力测量结果。如所预期的，在机加工面（缺口特征102和腹板区段104两者）处实施的残余应力测量显示所述表面上的高拉伸残余应力量值。在未机加工位置处实施的评估的结果显示所测量的残余应力的量值本质上是压缩性的。这些发现对于未机加工面的不期望经历蠕变或塑性变形的腹板区段尤其令人感兴趣。因此，针对未机加工腹板区段108预期的是，要么残余应力状态从原始机加工开始保持拉伸（类似于在修复后在机加工面上观察到的情况），要么应该已经松弛下来，因为试验盘D1和D2在其寿命中已经经历显著的操作时间。在未机加工位置处未观察到应力弛豫的事实显示，如所预测的，在未机加工腹板位置处没有发生后续的蠕变或塑性变形。

图14和图15提供如在试验盘D1和D2的未机加工位置中测量的压缩性残余应力的可能解释。图14绘示动力涡轮盘负载分布曲线（每一循环的应变幅度）114，其中第一循环的拉伸过载负载因残余应力所致。图15绘示了由于因残余应力所致的第一循环的拉伸过载负载所致的动力涡轮盘的响应116。最初，瞬态应力预测并不考虑初始拉伸残余应力在整个热瞬态循环内在整体应力状态中的贡献。然而，在实际操作中，除瞬态应力以外，因机加工所致的高拉伸残余应力在第一循环中导致拉伸过载/塑性变形。随后，应力状态在关停后因卸载而变成压缩性的。然而，在涡轮机的第一个启动和关停循环之后，应力状态在张紧和压缩之间弹性地循环通过每一后续瞬态循环并且在每一次关停之后保持压缩性。残余应力评估显示，因修复操作引发的高拉伸残余应力在操作期间在最初几个循环之后导致整体压缩性应力状态，并且因此实际上有益于减小腹板区段处的整体应力状态。

图15中的滞后118显示动力涡轮盘对因残余应力所致的第一循环的拉伸过载的响应116的示例。曲线图中的应变比项是峰值应变与0.2%偏移应变的比，而应力比是0.2%偏移应变下动力涡轮机合金的试验应力（proof stress）的对应应力响应幅度。应注意的是，曲线图中的比值仅用于说明，而不表示针对实际分量预测的量值。

因此，对来自试验盘D1和D2的试样的金相和X射线光谱学评估未显示微结构损伤、表面下的残余腐蚀引发的峰值/贫化区带以及晶间腐蚀的迹象。另外，对在修复后从试验盘取出的试样实施的机械性质的评估显示，硬度、拉伸、蠕变和延展性值满足全新动力涡轮盘所规定的接受水平。

本发明提供暴露至LTHC的动力涡轮盘上的腐蚀损伤的完全去除，因此实现此类经使用腐蚀的盘的寿命延长以及安全返回使用。虽然已经示出和描述了本公开内容的特定实施例，但是对本领域的技术人员将显而易见的是，可以在不背离本公开内容的精神和范围的情况下作出各种其他改变和修改。因此，旨在在所附权利要求中涵盖在本公开内容的范围内的所有此类改变和修改。