(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
母相及びγ’相を有するＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度を推定する温度推定方法であって、
前記構造部材の表層のＡｌが空気中の酸素と結合して形成されたアルミナ及び該アルミナの形成による前記母材からの前記Ａｌの減少に伴って前記γ’相が前記母相に固溶した層からなる変質層の厚さと、温度及び時間の関係を示した指標を定め、
前記構造部材における前記変質層の厚さを測定し、該測定値を前記指標と対応させて、前記構造部材の温度を算出することを特徴とする構造部材の温度推定方法。
【請求項２】
前記変質層の厚さとして、γ’相の固溶した層の厚さを測定することを特徴とする請求項１に記載の構造部材の温度推定方法。
【請求項３】
前記指標は、Ｄ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）・ｔ１／２
Ｄ：変質層の厚さ、Ｑ：活性化エネルギー、Ｔ：絶対温度、ｔ：時間、ｋ：速度定数
で表されることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の構造部材の温度推定方法。
【請求項４】
請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の構造部材の温度推定方法を、タービンまたはジェットエンジンの動静翼に適用することを特徴とする構造部材の保全方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの動翼をはじめとするＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度推定方法及び構造部材の保全方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、例えばガスタービンやジェットエンジンの動静翼等の構造部材は、高温環境下で使用され、さらには応力が作用していることから、長期運転に伴ってクリープ損傷をはじめとする各種劣化が避けられない。このような劣化が進行すると構造部材が破損に至るため、高温で使用される構造部材の信頼性を確保するとともに安定運用を図るべく、構造部材の温度を精度良く推定し、適切な保守管理を行うことが重要である。
【０００３】
これまでに、構造部材の温度を推定する方法として、構造部材の表面近傍における特定の金属組織を評価することにより、推定する方法が用いられている。その推定方法は、まず予め実験で特定の金属組織と温度及び時間との関係を求めて、温度を推定するための指標を設定しておく。そして、実機の構造部材の金属組織を指標と対応させることにより、温度を推定する。
【０００４】
例えば、特許文献１では、表面に耐熱性のコーティング膜が形成された構造部材において、特定の金属組織として酸化スケール層、析出物の消失深さ、拡散層の厚さを測定することにより、温度を推定することを提案している。
また、特許文献２では、特定の金属組織として、γ’（ガンマプライム、Ｎｉ３（Ａｌ、Ｔｉ））相に着眼し、γ’相の粒径を測定することにより、構造部材の温度を推定することを提案している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特許第３７９４９３９号公報
【特許文献２】特許第３９３５６９２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、特許文献１に記載の方法は、構造部材の表面にコーティング膜が形成されている場合にしか適用できず、コーティング膜が形成されていないＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度を推定することができない。一般的に、高温環境で使用されるガスタービンの動翼等では表面にコーティング膜が形成されているが、例えば冷却孔等の部位ではコーティング膜は形成されていない。このような部位においては、特許文献１の方法を適用し温度を推定することは不可能である。
【０００７】
また、特許文献２に記載の方法では、特定の金属組織として、γ’相の粒径を測定しているが、このγ’相の粒径の変化は７５０℃以上の高温域で顕著に生じる。そのため、７５０℃未満の温度域においては、γ’相の粒径の変化がほとんど生じないため、構造部材の温度を推定することが困難である。Ｎｉ基耐熱合金で構成された構造部材であっても、使用環境によっては、７５０℃以下の温度域でも劣化が生じて破損に至る場合があり、このような温度域でも温度を推定可能な構造部材の温度推定方法が求められている。
【０００８】
この発明は前述した事情に鑑みてなされたものであって、ガスタービンの動翼をはじめとするＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度を、広い温度範囲にわたって推定可能な構造部材の温度推定方法、及びこの温度推定方法を用いた構造部材の保全方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明者らは、上記課題を解決すべく鋭意研究した結果、高温環境で使用されるＮｉ基耐熱合金では、表層近傍において、γ’相が消失した変質層が形成されていることが明らかとなった。そして、さらに検討を進めた結果、このγ’相が消失した変質層は、温度及び時間と相関があることを見出し、本発明を完成させるに至った。
すなわち本発明は、母相及びγ’相を有するＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度を推定する温度推定方法であって、前記構造部材の表層のＡｌが空気中の酸素と結合して形成されたアルミナ及び該アルミナの形成による前記母材からの前記Ａｌの減少に伴って前記γ’相が前記母相に固溶した層からなる変質層の厚さと、温度及び時間の関係を示した指標を定め、前記構造部材における前記変質層の厚さを測定し、該測定値を前記指標と対応させて、前記構造部材の推定温度を算出することを特徴としている。
【００１０】
本発明の構造部材の温度推定方法によれば、構造部材のγ’相が消失した変質層の厚さを、予め定めた変質層の厚さと温度及び時間の関係を示した指標に対応させて構造部材の温度を推定する。こうすることにより、構造部材の温度を広い温度範囲にわたって精度良く評価することが可能となる。
【００１１】
また、前記変質層の厚さとして、γ’相の固溶した層の厚さを測定する構成とされても良い。
この場合、Ｎｉ基耐熱合金中に分散しているγ’相の析出の有無により、変質層の厚さを測定するので、容易に変質層の厚さを評価することが可能である。また、γ’相の固溶した層の厚さを測定する構成とされているので、正確に変質層の厚さを測定し、構造部材の温度の推定精度を向上させることができる。
【００１２】
また、前記指標は、Ｄ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）・ｔ１／２、Ｄ：変質層の厚さ、Ｑ：活性化エネルギー、Ｔ：絶対温度、ｔ：時間、ｋ０：定数、として表される式を用いても良い。
このような式に基づいて構造部材の温度を算出する場合、測定した構造部材の変質層の厚さから容易に構造部材の温度を推定することができる。また、上記の式は、熱活性化過程に基づいて算出される式であるので、構造部材の温度の推定精度を向上させることが可能となる。
【００１３】
さらに、本発明の構造部材の保全方法は、上述の温度推定方法を、タービンまたはジェットエンジンの動静翼に適用することを特徴としている。
ジェットエンジンやタービンの動静翼は、高温環境において使用され運転中における劣化が生じ破損に至る恐れがある。このような過酷な環境で使用されるタービン動翼等の使用される温度を精度良く評価することによって、保全を効率的に行うことが可能となる。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、ガスタービンの動翼をはじめとするＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度を、広い範囲にわたって推定可能な構造部材の温度推定方法、及びこの温度推定方法を用いた構造部材の保全方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明の一実施形態の構造部材の表層における断面の概念図である。図１（Ａ）は、構造部材の初期状態の断面の概念図、図１（Ｂ）は、高温環境に曝された後の構造部材の断面の概念図である。
【図２】一実施形態に係る構造部材の温度の推定方法を説明するフロー図である。
【図３】一実施形態に係る構造部材の表層における断面のＳＥＭ写真である。図１（Ａ）は、構造部材の初期状態の断面のＳＥＭ写真、図１（Ｂ）は、高温環境に曝された後の構造部材の断面のＳＥＭ写真である。
【図４】一実施形態に係る構造部材の表層における変質層の厚さと温度及び時間の関係を示した図である。
【図５】一実施形態に係る成長速度定数及び時間の関係を示した図である。
【図６】一実施形態に係る構造部材の推定温度と加熱温度の関係を示した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下に、本発明の実施の形態について添付した図面を参照して説明する。
本実施形態は、高温環境で使用されるガスタービンやジェットエンジンの動翼等の構造部材の温度推定方法に関するものである。
【００１７】
本実施形態に係る構造部材は、Ｎｉ基耐熱合金で構成されている。具体的には、ＭＧＡ１４００、ＩＮ７３８ＬＣ、Ｕ５２０、ＭＧＡ２４００等のＡｌ及びＴｉ元素の添加量が多いＮｉ基耐熱合金が挙げられる。これらの合金種は、構造部材に必要な強度、耐熱性、溶接性等に応じて、適宜最適な合金種を選択すれば良い。
【００１８】
図１（Ａ）は構造部材の初期状態（高温環境に置かれる前）の表層近傍における金属組織の概念図を示している。上述のＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の金属組織は、図１（Ａ）で示すように、母相１０の内部にγ’相１１が析出した金属組織となっている。そして、構造部材の初期状態においては、内部から表層の板厚方向の全領域にわたってγ’相１１が析出している。
【００１９】
γ’相１１の組成は、Ｎｉ３（Ａｌ、Ｔｉ）であり、Ｎｉ基耐熱合金においては、Ａｌ及びＴｉ元素の添加量が多い場合に、γ’相１１が多数析出する。このγ’相１１は高温においても析出状態を維持することができ、Ｎｉ基耐熱合金の高温における高強度化に寄与する析出相となっている。Ｎｉ基耐熱合金においては、このγ’相１１は、数十ｎｍ〜数百ｎｍのサイズで析出している。
【００２０】
次に、本実施形態の構造部材が高温環境下に曝された後の構造部材の金属組織について説明する。
図１（Ｂ）は、ガスタービンやジェットエンジンの動静翼が長時間運転された後（長時間高温環境に置かれた後）の構造部材の表層近傍における金属組織の概念図を示している。長時間高温環境に曝された構造部材の表層近傍には、図１（Ｂ）で示すように、γ’相１１が消失した変質層（変質層２０）が形成されている。
【００２１】
変質層２０は、最表層側に形成された酸化層２１と、この酸化層２１の下方に形成されたγ’相の固溶した層２２により構成されている。高温環境に長時間置かれた構造部材の表層には、構造部材の初期状態とは異なり、このような変質層２０が形成されている。この変質層２０は、構造部材の使用される環境の温度及び時間が増加するとともに、その厚みが増加する。
【００２２】
変質層２０の厚さは次のように測定される。まず、構造部材の温度推定対象となる箇所からサンプルを採取する。次に、採取したサンプルに樹脂埋め等を施した後に断面の研磨及びエッチングを行い、構造部材の表層近傍断面をＳＥＭ（走査型電子顕微鏡）やＴＥＭ（透過型電子顕微鏡）等により観察する。そして、観察した金属組織写真を用いて、構造部材の表層から、γ’相の固溶した層２２とγ’相が析出した領域の境界までの厚さを測定することにより変質層２０の厚みを測定する。
【００２３】
酸化層２１は、アルミナ（Ａｌ２Ｏ３）で構成されており、Ｎｉ基耐熱合金中のＡｌと構造部材と接する空気中の酸素（Ｏ）とが結合することにより表層に生成される。この酸化層２１は、構造部材が使用される環境の温度及び時間が増加するとともに厚みが増加する。
【００２４】
γ’相の固溶した層２２は、構造部材の母相中のγ’相１１が固溶することにより形成される層である。このγ’相の固溶した層２２は、構造部材が使用される環境の温度及び時間が増加するとともに厚みが増加する。Ｎｉ基耐熱合金で構成された構造部材では、上述したように、高温環境下に置かれると、空気中の酸素（Ｏ）と構造部材の表層のＡｌが結合し表層にアルミナが形成される。この際に、構造部材の表層では、酸化層にＡｌが排出されるため母相のＡｌが減少し、母相中に析出していたγ’相１１の析出を維持することができなくなり母相にγ’相１１が固溶する。このようにして、上述のようなγ’相の固溶した層２２が形成されることとなる。
【００２５】
以下に、本実施形態の構造部材の温度推定方法の手順について説明する。本実施形態の構造部材の温度推定方法は図２で示すフロー図の手順に従って、高温環境で使用される構造部材の変質層の厚みを測定することにより、構造部材の温度を推定するものである。構造部材の温度を推定するための手順は、例えば、第一の工程Ｓ１０、第二の工程Ｓ２０、第三の工程を備えている。
【００２６】
（第一の工程）＜Ｓ１０＞
第一の工程Ｓ１０は、予め実験で構造部材の表層に形成された変質層２０の厚さと、温度及び時間の関係を示した予測式（指標）を作成する工程である。
まず、温度推定の評価の対象となる構造部材と同じ組成のＮｉ基耐熱合金のサンプルを用意し、温度（保持温度）と時間（各保持温度での保持時間）を種々に変えて熱処理を行い、サンプル表層における断面の組織観察を行う。そして、断面組織観察写真から、サンプルの表層に形成された変質層２０を測定する。
変質層２０の厚さＤは、時間ｔの１／２乗に比例し、Ｄ＝ｋ・ｔ１／２（Ｄ：変質層の厚さ、ｋ：変質層成長速度定数、ｔ：時間）のように表される。実験により求めた変質層２０の厚さと、温度及び時間の関係を上記した変質層２０の厚さＤの式に対応させて、各温度における変質層成長速度定数ｋを算出する。
【００２７】
ここで変質層成長速度定数ｋは、熱活性化過程を表す式であるアレニウスの式ｋ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）（ｋ：変質層成長速度定数、ｋ０：定数、Ｑ：活性化エネルギー（ｋＪ／ｍоｌ）、Ｒ：気体定数（８．３１Ｊ／ｍоｌ・Ｋ）、Ｔ：温度（Ｋ））で表される。このアレニウスの式を対数の式で書き表すと、ｌｎｋ＝ｌｎｋ０−Ｑ／ＲＴとなる。そして、上述のようにして求めた変質層成長速度定数ｋ及び温度Ｔの関係を、縦軸にｌｎｋ、横軸に１／Ｔとして図示すれば、その傾きが−Ｑ／Ｒとなり、Ｑ及びｋ０の値を算出することができる。
【００２８】
変質層２０の厚さＤは、アレニウスの式を用いれば、Ｄ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）・ｔ１／２（Ｄ：変質層の厚さ、ｋ０：定数、Ｑ：活性化エネルギー（ｋＪ／ｍоｌ）、Ｒ：気体定数（８．３１Ｊ／ｍоｌ・Ｋ）、Ｔ：温度（Ｋ）、ｔ：時間）のように表される。本実施形態では、上述のようにして、定数ｋ０、活性化エネルギーＱを算出し、変質層２０の厚さＤと、温度Ｔ及び時間ｔの関係を示す予測式（指標）を予め作成しておく構成とされている。
【００２９】
（第二の工程）＜Ｓ２０＞
第二の工程Ｓ２０は、構造部材の表層に形成された変質層２０の厚さを測定する工程である。
本実施形態では、Ｎｉ基耐熱合金で構成されたタービンやジェットエンジン等の動静翼において、コーティング膜が形成されていない所定の位置からサンプルを採取し、変質層２０を測定する。構造部材の表層における断面組織の具体例として、図３にＳＥＭ（走査型電子顕微鏡）により観察された金属組織写真を示す。図３の（Ａ）は、初期状態（高温環境下に曝される前）の構造部材の断面組織写真、図３の（Ｂ）は、長時間構造部材が高温環境に曝された後の構造部材の断面組織写真である。
【００３０】
構造部材の初期状態は、図３（Ａ）で示されるように、内部から表層までγ’相が析出している（図３（Ａ）の矢印は最表層を示している）。これに対して、図３（Ｂ）で示されるように、長時間高温環境に曝された後の構造部材の内部にはγ’相が多数析出している（図３（Ｂ）の下方）が、表層には、γ’相が消失した変質層が形成されている。第二の工程Ｓ２０では、この変質層の厚さ（図２（Ｂ）の両矢印で示されている厚み）を測定する。
【００３１】
（第三の工程）＜Ｓ３０＞
第三の工程Ｓ３０は、第一の工程Ｓ１０と第一の工程Ｓ２０との関係を対応づけて構造部材の温度を算出する工程である。
第二の工程で測定したγ’相が消失した層（変質層２０）の厚さを、第一の工程で作成した変質層２０の厚さと温度及び時間の関係を示す指標に対応づけて構造部材の温度を算出する。具体的には、第二の工程で測定した変質層２０の厚さと構造部材が高温環境に曝された時間を、第一の工程で作成したＤ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）・ｔ１／２に代入することにより、構造部材の温度Ｔを算出することができる。
本実施形態では、上述のようにして構造部材の温度を推定することができるようになっている。
【００３２】
次に、具体例として測定を行った結果について説明する。
まず、構造部材に用いているＮｉ基耐熱合金と同様の組成のサンプルを用意し、保持温度及び各保持温度における保持時間を変えて熱処理を行った。ここでは、保持温度をａ１〜ａ６（８００Ｋ〜１３００Ｋ）の６条件、保持時間を１０００、３０００、６０００、１００００時間の４条件にて実施した。なお、保持温度は、ａ１＜ａ２＜ａ３＜ａ４＜ａ５＜ａ６、となっている。
【００３３】
そして各サンプルの表層における断面観察を行い、変質層２０を測定する。このようにして、変質層２０の厚さと時間（ｈ１／２）の関係を図４に示す。各保持温度における変質層２０の厚さと時間の関係は図４の直線で示すように、直線近似をすることができる。この近似は、例えば、回帰分析等により適宜最適な方法を用いて行えば良い。
【００３４】
次に、変質層成長速度定数ｋ及び活性化エネルギーＱを算出するために、縦軸にｌｎｋ、横軸に１／Ｋをとり、図５で示すように、図４の各直線の傾きをプロットする。そして各プロットに対して、図５の直線３０で示すように、直線近似を行い、傾き（−Ｑ／ＲＴ）を算出してＱ及びｋ０を決定する。なお、この近似は、例えば、回帰分析等により適宜最適な方法を用いて行えば良い。
このようにして、γ’相が消失した変質層２０の生成予測式（指標）を作成した（Ｓ１０）。
【００３５】
次に、本実施形態の温度の推定対象である高温環境に長時間曝された構造部材の所定の位置からサンプルを採取し、構造部材の表層における断面の組織観察を行い、変質層２０の厚さを測定した（Ｓ２０）。
そして、この変質層２０の厚さと構造部材が高温環境に曝された時間とを、上記の式に代入して構造部材の温度を算出する（Ｓ３０）。
【００３６】
構造部材の算出された温度と実験で求めた温度との対応関係を示したものを図６に示す。図６の縦軸には、上記のようにしてγ’相が消失した変質層２０から算出した構造部材の推定温度、横軸には実際に加熱した温度をとり、評価した２６点について図６にプロットしている。
【００３７】
図６の直線４０は、各プロット点を近似したものであり、構造部材の変質層２０の厚さから推定した構造部材の温度と、実際に加熱した温度とは、良い一致を示していることが分かる。上述した方法を用いることにより、構造部材の温度を推定することができるようになっている。
【００３８】
本実施形態に係る構造部材の温度推定方法によれば、構造部材の変質層２０の厚さを、予め定めた変質層２０の厚さと温度及び時間の関係を示した予測式（指標）に対応させて構造部材の温度を推定する。変質層２０の厚さから予測式に基づいて温度を推定するので、広い温度範囲にわたって構造部材の温度を精度良く評価することが可能となる。そして、構造部材の温度を精度良く評価することにより、構造部材の保全を適切に行うことができ、構造部材の信頼性を向上させたり、メンテナンスにかかるコストを低減したりすることができる。例えば、ガスタービンの動翼を構成する構造部材の推定温度が、設計よりも高温と推定される場合には、早めに構造部材を交換することにより、ガスタービンの動翼が破損に至ることを予防することが可能である。
【００３９】
また、本実施形態では、変質層２０の厚さを測定する構成とされているので、構造部材の表層における断面観察を行いγ’相の固溶している領域と析出している領域の境界を判断することにより、変質層の厚さを容易かつ正確に把握することが可能である。
【００４０】
また、本実施形態では、Ｄ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）・ｔ１／２（Ｄ：変質層の厚さ、Ｑ：活性化エネルギー、Ｔ：絶対温度、ｔ：時間、ｋ０：定数）で表される予測式に、構造部材の変質層２０の厚さを対応させて構造部材の温度を推定している。この予測式は、熱活性化過程を表すアレニウスの式に基づいて算出されているので、構造部材の温度の推定精度を向上させることができる。また、予測式に基づいて変質層２０の厚さから温度を推定するので容易に構造部材の温度を推定することが可能である。
【００４１】
以上、本発明の一実施形態である、タービンやジェットエンジンの動静翼等に用いられるＮｉ基耐熱合金で構成された構造部材の温度推定方法について説明したが、本発明はこれに限定されることはなく、この発明の技術的思想を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
【００４２】
上記実施の形態では、予め構造部材の変質層と温度及び時間の関係を示す指標を作成しておく構成について説明したが、この指標は構造部材が高温環境に置かれる前に作成しておく必要はなく、構造部材が高温環境に置かれている間や、高温環境に置かれた後に指標を作成する構成としても良い。
【００４３】
また、上記実施の形態では、構造部材の変質層と温度及び時間の関係を示す指標が、Ｄ＝ｋ０・ｅｘｐ（−Ｑ／ＲＴ）・ｔ１／２（Ｄ：変質層の厚さ、Ｑ：活性化エネルギー、Ｔ：絶対温度、ｔ：時間、ｋ０：定数）で表される構成について説明したが、この指標に限定するものではなく、例えば、経験的に定めた構造部材の変質層と温度及び時間の関係等、変質層の厚さが温度及び時間の関係で表される指標であれば良い。
【００４４】
また、上記実施の形態では、変質層は、酸化層とγ’相の固溶した層で構成される場合について説明したが、変質層はγ’相の固溶した層のみで構成されても良い。この場合においても、上述した方法と同様にして、構造部材の温度を推定することが可能である。
【符号の説明】
【００４５】
２０  変質層
２２  γ’相の固溶した層
【図１】
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【図２】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図３】
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