(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路内に配置されて翼形を成す翼体、及び前記翼体の翼高さ方向の端に設けられ、前記翼高さ方向に対して垂直な方向を含む翼幅方向に広がり、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画するプラットフォームと、を有する翼に対して、前記プラットフォームの前記翼幅方向における端面から前記翼体に向かって形成された亀裂を補修する翼の補修方法であって、
補修前の前記プラットフォームのうち、前記亀裂を含む亀裂含有領域を除去することで、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって凹むとともに、前記翼体側に位置する第１の領域、及び前記第１の領域よりも前記プラットフォームの端面側に位置する第２の領域を含む切り欠き部を形成する切り欠き部形成工程と、
第１の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第１の領域を前記第１の溶接材で埋め込む第１の溶接工程と、
前記第１の溶接工程後に、第２の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第２の領域を前記第２の溶接材で埋め込む第２の溶接工程と、
を有し、
前記第２の溶接材の高温強度は、前記第１の溶接材の高温強度よりも高く、
前記第１の溶接材の溶接性は、前記第２の溶接材の溶接性よりも高く、
前記第２の領域は、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲の領域であり、
前記切り欠き部形成工程では、前記第１の領域に、前記プラットフォームの厚さ方向に前記プラットフォームを貫通することで前記亀裂を除去する貫通部と、前記プラットフォームを貫通しない非貫通部と、を形成する翼の補修方法。
【請求項２】
前記翼体と前記プラットフォームとの接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部を構成しており、
前記フィレット部の表面は、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画する前記プラットフォームのガスパス面が次第に前記翼体の翼面となる曲面とされており、
前記翼幅方向における前記フィレット部の両端のうち、前記翼体側に配置された端が前記フィレット部の終端であり、
前記第１の溶接材の肉盛溶接時の熱影響を受けた熱影響部の幅を熱影響幅とした際、前記翼体に最も近い前記亀裂の先端から前記フィレット部の終端までの距離が前記熱影響幅よりも大きいときに前記第１及び第２の溶接工程を実施する請求項１記載の翼の補修方法。
【請求項３】
前記熱影響幅は、３ｍｍである請求項２記載の翼の補修方法。
【請求項４】
前記第１の溶接工程では、前記翼体側に位置する前記切り欠き部の先端を下側にして、前記第１の溶接材の肉盛溶接を行い、
前記第２の溶接工程では、前記翼体側に位置する前記切り欠き部の先端を下側にして、前記第２の溶接材の肉盛溶接を行う請求項１から３のうち、いずれか一項記載の翼の補修方法。
【請求項５】
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路内に配置されて翼形を成す翼体と、
前記翼体の翼高さ方向の端に設けられ、前記翼高さ方向に対して垂直な方向を含む翼幅方向に広がり、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画するプラットフォームと、
を備える翼において、
前記プラットフォームは、亀裂が発生した亀裂含有領域を除去することで、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって凹むとともに、前記翼体側に位置する第１の領域、及び前記第１の領域よりも前記プラットフォームの端面側に位置する第２の領域を含む切り欠き部と、
前記第１の領域を埋め込むように配置され、第１の溶接材で構成された第１の溶接部と、
前記第２の領域を埋め込むように配置され、第２の溶接材で構成された第２の溶接部と、
を有し、
前記第２の溶接材の高温強度は、前記第１の溶接材の高温強度よりも高く、
前記第１の溶接材の溶接性は、前記第２の溶接材の溶接性よりも高く、
前記プラットフォームの端面側に配置された前記第２の溶接部の端面を基準とした際、該第２の溶接部の端面から前記翼体に向かう方向における前記第２の溶接部の厚さは、１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下であり、
前記第１の領域は、前記プラットフォームの厚さ方向に前記プラットフォームを貫通する貫通部と、前記プラットフォームを貫通しない非貫通部と、を有し、
前記貫通部は、前記亀裂が形成された位置を除去するように形成されている翼。
【請求項６】
前記翼体と前記プラットフォームとの接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部を構成しており、
前記フィレット部の表面は、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画する前記プラットフォームのガスパス面が次第に前記翼体の翼面となる曲面とされており、
前記翼幅方向における前記フィレット部の両端のうち、前記翼体側に配置された端が前記フィレット部の終端であり、
前記フィレット部には、前記第１の溶接材の肉盛溶接時の熱影響により形成された熱影響部を有し、
前記熱影響部は、前記フィレット部の終端よりも前記プラットフォームの端面側に配置されている請求項５記載の翼。
【請求項７】
請求項５または６記載の翼として、タービン動翼及び／またはタービン静翼を備えるガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、翼の補修方法、翼、及びガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンは、高温部品である動翼及び静翼を有する。動翼及び静翼は、高温の燃焼ガス雰囲気に曝されるため材質劣化が生じる。このため、動翼を構成するプラットフォームや静翼を構成するプラットフォームの外周部に亀裂が発生する場合がある。
【０００３】
特許文献１には、亀裂が生じた基材の被補修部にろう付け補修材料を充填して拡散熱処理を実施することで、ろう付け補修材料を被補修部に一体に接合して被補修部を補修することが開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００９−２８５６６４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、ろう付け補修を行った場合、ろう材の強度が低いため、補修しても強度が足りないため、また亀裂が生じてしまうという可能性がある。
【０００６】
そこで、本開示は、運転時におけるプラットフォームの端面での亀裂の発生を抑制可能で、かつ溶接作業時における亀裂の発生を抑制することの可能な翼の補修方法、翼、及びガスタービン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】
【０００７】
上記課題を解決するために、本開示に係る翼の補修方法は、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路内に配置されて翼形を成す翼体、及び前記翼体の翼高さ方向の端に設けられ、前記翼高さ方向に対して垂直な方向を含む翼幅方向に広がり、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画するプラットフォームと、を有する翼に対して、前記プラットフォームの前記翼幅方向における端面から前記翼体に向かって形成された亀裂を補修する翼の補修方法であって、補修前の前記プラットフォームのうち、前記亀裂を含む亀裂含有領域を除去することで、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって凹むとともに、前記翼体側に位置する第１の領域、及び前記第１の領域よりも前記プラットフォームの端面側に位置する第２の領域を含む切り欠き部を形成する切り欠き部形成工程と、第１の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第１の領域を前記第１の溶接材で埋め込む第１の溶接工程と、前記第１の溶接工程後に、第２の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第２の領域を前記第２の溶接材で埋め込む第２の溶接工程と、を有し、前記第２の溶接材の高温強度は、前記第１の溶接材の高温強度よりも高く、前記第１の溶接材の溶接性は、前記第２の溶接材の溶接性よりも高く、前記第２の領域は、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲の領域であり、前記切り欠き部形成工程では、前記第１の領域に、前記プラットフォームの厚さ方向に前記プラットフォームを貫通することで前記亀裂を除去する貫通部と、前記プラットフォームを貫通しない非貫通部と、を形成する。
【発明の効果】
【０００８】
本開示によれば、補修された部分に再度亀裂が発生することを抑制できる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本開示の第１の実施形態に係るガスタービンの模式的な断面図である。
【図２】図１に示す補修されたタービン動翼の斜視図である。
【図３】図２に示す補修されたタービン動翼をＡ１−Ａ２線で切断した断面図である。
【図４】図２に示すプラットフォームのうち、領域Ｂで囲まれた部分を拡大した上面図である。
【図５】図４に示す切り欠き部から第１及び第２の溶接部を除去した状態を示す上面図である。
【図６】図４に示す構造体をＣ１−Ｃ２線で切断した断面図である。
【図７】本開示の第１の実施形態に係る翼（タービン動翼）の補修方法を実施するか否かを判定する処理を説明するためのフローチャートである。
【図８】プラットフォームのうち、亀裂が発生した部分を拡大した上面図である。
【図９】本開示の第１の実施形態に係る翼（タービン動翼）の補修方法を説明するためのフローチャートである。
【図１０】図８に示すプラットフォームを構成する遮熱コーティング層が除去された状態を模式的に示す上面図である。
【図１１】図１０に示すプラットフォームに切り欠き部を形成した状態を模式的に示す上面図である。
【図１２】図１１に示す切り欠き部の先端を下側にして、切り欠き部の第１の領域に第１の溶接材を肉盛溶接した状態を模式的に示す図である。
【図１３】図１２に示す構造体をＦ１−Ｆ２線で切断した断面図である。
【図１４】図１１に示す切り欠き部の第２の領域に第２の溶接材を肉盛溶接した状態を模式的に示す図である。
【図１５】図１４に示す構造体をＧ１−Ｇ２線で切断した断面図である。
【図１６】仕上げ処理後のプラットフォームの第１の領域の断面図である。
【図１７】仕上げ処理後のプラットフォームの第２の領域の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
＜第１の実施形態＞
図１を参照して、第１の実施形態に係るガスタービン１０について説明する。図１では、説明の便宜上、ガスタービン１０の構成要素ではない発電機１５も図示する。
図１において、Ａｒはロータ３０の軸線（以下、「軸線Ａｒ」という）、Ｄｃはロータ３０の周方向（以下、「周方向Ｄｃ」という）、Ｄｒはロータ３０の径方向（以下、「径方向Ｄｒ」）、Ｄｒｉは径方向Ｄｒのうち軸線Ａｒに近づく径方向内側（以下、「径方向内側Ｄｒｉ」という）、Ｄｒｏは径方向内側Ｄｒｉの反対側に位置する径方向外側（以下、「径方向外側Ｄｒｏ」という）をそれぞれ示している。
軸線Ａｒは、タービンロータ３１の軸線でもある。また、図１に示す矢印は、ガスが流れる方向を示している。
なお、第１の実施形態では、一例として、複数のタービン動翼３７の中に、補修されたタービン動翼３７Ｂが含まれる場合を例に挙げて以下の説明を行う。
このタービン動翼３７Ｂは、腹側プラットフォームに生じた亀裂が補修されている。この亀裂の主な原因は、ガスタービンの起動・運転・停止時に発生する熱応力の繰り返しによる熱疲労である。
【００１１】
（ガスタービンの全体構成）
ガスタービン１０は、圧縮機１１と、燃焼器１２と、タービン１３と、を有する。
圧縮機１１は、圧縮機ロータ２１と、複数の圧縮機動翼段２３と、圧縮機ケーシング２４と、複数の圧縮機静翼段２５と、を有する。
【００１２】
圧縮機ロータ２１は、円筒形状とされた回転体である。圧縮機ロータ２１は、外周面２１ａを有する。圧縮機ロータ２１は、タービン１３を構成するタービンロータ３１と連結されている。圧縮機ロータ２１は、タービンロータ３１とともに、ロータ３０を構成している。圧縮機ロータ２１は、軸線Ａｒ回りに回転する。
【００１３】
複数の圧縮機動翼段２３は、軸線Ａｒ方向に間隔を空けた状態で、圧縮機ロータ２１の外周面２１ａに配列されている。圧縮機動翼段２３は、圧縮機ロータ２１の外周面２１ａの周方向に間隔を空けて配列された複数の圧縮機動翼２７を有する。複数の圧縮機動翼２７は、圧縮機ロータ２１とともに回転する。
【００１４】
圧縮機ケーシング２４は、複数の圧縮機動翼２７の先端部との間に隙間を介在させた状態で、圧縮機ロータ２１及び複数の圧縮機動翼段２３を収容している。
圧縮機ケーシング２４は、軸線Ａｒを中心軸とする筒状の部材である。圧縮機ケーシング２４は、内周面２４ａを有する。
【００１５】
複数の圧縮機静翼段２５は、軸線Ａｒ方向に間隔を空けた状態で、圧縮機ケーシング２４の内周面２４ａに配列されている。複数の圧縮機静翼段２５は、軸線Ａｒ方向から見て、圧縮機動翼段２３と圧縮機静翼段２５とが交互に配置されるように配列されている。
【００１６】
圧縮機静翼段２５は、圧縮機ケーシング２４の内周面２４ａの周方向に間隔を空けて配列された複数の圧縮機静翼２８を有する。
上記構成とされた圧縮機１１は、燃焼用空気を吸入して圧縮空気を生成する。圧縮機１１により生成された圧縮空気は、燃焼器１２内に流れ込む。
【００１７】
燃焼器１２は、圧縮機１１とタービン１３の間に設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で生成された圧縮空気に燃料を噴射させることで、燃焼ガスを生成する。燃焼器１２により生成された高温の燃焼ガスは、タービン１３内に導入され、タービン１３を駆動させる。
【００１８】
タービン１３は、タービンロータ３１と、複数のタービン動翼段３３と、タービンケーシング３４と、複数のタービン静翼段３５と、を有する。
【００１９】
タービンロータ３１は、円筒形状とされた回転体である。タービンロータ３１は、外周面３１ａを有する。タービンロータ３１は、軸線Ａｒ回りに回転する。
【００２０】
複数のタービン動翼段３３は、軸線Ａｒ方向に間隔を空けた状態で、タービンロータ３１の外周面３１ａに配列されている。タービン動翼段３３は、タービンロータ３１の外周面２１ａの周方向に間隔を空けて配列された複数のタービン動翼３７を有する。複数のタービン動翼３７は、タービンロータ３１とともに回転する。
複数のタービン動翼３７には、補修されていないタービン動翼３７Ａと、亀裂が発生した部分が補修されたタービン動翼３７Ｂと、が含まれている。
なお、補修されたタービン動翼３７Ｂの具体的な構成については、図２〜図６を参照して後述する。
【００２１】
タービンケーシング３４は、複数のタービン動翼３７の先端部との間に隙間を介在させた状態で、タービンロータ３１及び複数のタービン動翼段３３を収容している。
タービンケーシング３４は、軸線Ａｒを中心軸とする筒状の部材である。タービンケーシング３４は、内周面３４ａを有する。
【００２２】
タービンケーシング３４とタービンロータ３１との間であって、軸線Ａｒ方向にタービン動翼３７及びタービン静翼３８が配置された環状空間は、燃焼器１２により生成された燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路４１として機能する。
【００２３】
複数のタービン静翼段３５は、軸線Ａｒ方向に間隔を空けた状態で、タービンケーシング３４の内周面３４ａに配列されている。複数のタービン静翼段３５は、軸線Ａｒ方向から見て、タービン動翼段３３とタービン静翼段３５とが交互に配置されるように配列されている。
タービン静翼段３５は、タービンケーシング３４の内周面３４ａの周方向に間隔を空けて配列された複数のタービン静翼３８を有する。
【００２４】
（補修されたタービン動翼の全体構成）
図２〜図６を参照して、補修されたタービン動翼３７Ｂ（翼）の構成について説明する。図２において、Ｄｗｈは翼体４５の高さ方向（以下、「翼高さ方向Ｄｗｈ」という）、Ｄｗｐは翼高さ方向Ｄｗｈに垂直な成分を含む翼幅方向（以下、「翼幅方向Ｄｗｐ」という）をそれぞれ示している。図５では、説明の便宜上、切り欠き部６３を形成することでプラットフォーム本体６２から除去した亀裂６９を点線で図示する。
図２において、図１に示す構造体と同一構成部分には同一符号を付す。また、図２〜図６において、同一構成部分には、同一符号を付す。
【００２５】
タービン動翼３７Ｂは、翼体４５と、補修されたプラットフォーム４７と、フィレット部４８と、軸取付け部４９と、を有する。
【００２６】
（翼体の構成）
翼体４５は、翼形とされており、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路４１（図１参照）内に配置されている。
翼体４５は、前縁４５Ａと、後縁４５Ｂと、圧力面側翼壁５１と、負圧面側翼壁５２と、天板５４と、冷媒流路（図示せず）と、を有する。
【００２７】
圧力面側翼壁５１及び負圧面側翼壁５２は、プラットフォーム４７のガスパス面４７ａから径方向Ｄｒ（翼高さ方向Ｄｗｈ）に延出している。圧力面側翼壁５１及び負圧面側翼壁５２は、それぞれ湾曲した形状とされている。圧力面側翼壁５１及び負圧面側翼壁５２は、前縁４５Ａ及び後縁４５Ｂで互いに接続されている。
【００２８】
圧力面側翼壁５１は、圧力面側翼壁５１の外面となる圧力面５１ａを有する。負圧面側翼壁５２は、負圧面側翼壁５２の外周面となる負圧面５２ａを有する。
【００２９】
天板５４は、板状の部材であり、圧力面側翼壁５１及び負圧面側翼壁５２の端部（具体的には、基端部及び先端部）のうち、径方向外側Ｄｒｏに配置された先端部に設けられている。
冷媒流路（図示せず）は、翼体４５の内側に形成されている。冷媒流路（図示せず）には、高温雰囲気下に配置される翼体４５を冷却するための冷却媒体が流れている。
【００３０】
上記構成とされた翼体４５は、翼体４５の形状をなす金属製基材５７と、金属製基材５７の表面に形成された遮熱コーティング層５８（Ｔｈｅｒｍａｌ  Ｂａｒｒｉｅｒ  Ｃｏａｔｉｎｇ層（ＴＢＣ層））と、を含んだ構成とされている。
金属製基材５７は、耐熱性に優れた金属材料で構成されている。金属製基材５７に用いられる金属材料としては、例えば、Ｎｉ基超合金を用いることが可能である。
遮熱コーティング層５８は、高温の燃焼ガスから金属製基材５７を保護する機能を有する。
【００３１】
（補修されたプラットフォームの全体構成）
プラットフォーム４７は、翼体４５の翼高さ方向Ｄｗｈの基端に設けられている。プラットフォーム４７は、翼体４５の基端が配置されるガスパス面４７ａを有する。プラットフォーム４７は、図１に示す燃焼ガス流路４１の縁の一部を区画している。
【００３２】
プラットフォーム４７は、プラットフォーム本体６２と、切り欠き部６３と、第１の溶接部６５と、第２の溶接部６６と、遮熱コーティング層５８と、を有する。
【００３３】
（プラットフォーム本体の構成）
プラットフォーム本体６２は、翼高さ方向Ｄｗｈに対して垂直な方向を含む翼幅方向Ｄｗｐに広がっている。プラットフォーム本体６２は、翼幅方向Ｄｗｐにおいて圧力面５１ａ側に配置された端面６２ａと、翼体４５側に配置された一面６２ｂと、一面６２ｂの反対側（軸取付け部４９側）に配置された他面６２ｃと、を有する。
【００３４】
プラットフォーム４７に発生する亀裂６９は、端面６２ａから翼体４５に向かう方向に形成される。また、亀裂６９は、プラットフォーム本体６２の端面６２ａの特定の位置に繰り返し発生しやすい。
【００３５】
上記構成とされたプラットフォーム本体６２は、プラットフォーム４７の形状をなす金属製基材５７により構成されている。
【００３６】
（切り欠き部の構成）
切り欠き部６３は、プラットフォーム本体６２のうち、亀裂６９が発生した亀裂含有領域を除去することで、プラットフォーム本体６２に形成されている。切り欠き部６３は、プラットフォーム本体６２の端面６２ａから翼体に向かって凹むように形成されている。
【００３７】
切り欠き部６３は、プラットフォーム本体６２の端面６２ａから翼体４５に向かって凹んでおり、第１の領域７１と、第２の領域７２と、を有する。
【００３８】
第１の領域７１は、切り欠き部６３のうち、翼体４５側に配置された領域である。
第１の領域７１は、貫通部７４と、非貫通部７５と、を有する。貫通部７４は、ガスパス面４７ａを構成するプラットフォーム本体６２のうち、亀裂６９が形成された領域をプラットフォーム本体６２の厚さ方向（翼高さ方向Ｄｗｈ）に貫通させることで形成された空間である。
非貫通部７５は、プラットフォーム本体６２のうち、翼体４５側に位置する部分を削り、軸取付け部４９側に位置する部分を残すことで形成された空間である。非貫通部７５は、貫通部７４と一体に構成されている。
【００３９】
第２の領域７２は、第1の領域７１よりもプラットフォーム本体６２の端面６２ａ側に配置されている。第２の領域７２は、第1の領域７１と一体に構成されている。
端面６２ａから翼体４５に向かう方向における第２の領域７２の長さＬ２は、端面６２ａから翼体４５に向かう方向における第１の領域７１の長さＬ１と比較してかなり短くなるように構成されている。
【００４０】
（第１及び第２の溶接部の構成）
第１の溶接部６５は、第１の領域７１を埋め込むように配置されている。第１の溶接部６５は、一面６５ａと、他面６５ｂと、を有する。
一面６５ａは、翼体４５側に配置されており、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂに対して面一となるように構成されている。他面６５ｂは、一面６５ａの反対側（軸取付け部４９側）に配置されており、プラットフォーム本体６２の他面に対して面一となるように構成されている。
【００４１】
第１の溶接部６５は、第１の領域７１を肉盛溶接する際に使用する第１の溶接材８１で構成されている。
【００４２】
第２の溶接部６６は、第２の領域７２を埋め込むように配置されている。第２の溶接部６６は、第２の領域７２を肉盛溶接する際に使用する第２の溶接材８２で構成されている。即ち、切り欠き部６３は、第１及び第２の溶接部６５，６６により充填されている。
第２の溶接部６６は、一面６６ａと、他面６６ｂと、一方の端面６６ｃと、他方の端面６６ｄと、を有する。
【００４３】
一面６６ａは、翼体４５側に配置されており、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂに対して面一となるように構成されている。他面６６ｂは、一面６６ａの反対側（軸取付け部４９側）に配置されており、プラットフォーム本体６２の他面６２ｃに対して面一となるように構成されている。
【００４４】
一方の端面６６ｃは、プラットフォーム本体６２の端面６２ａ側に配置されている。一方の端面６６ｃは、プラットフォーム本体６２の端面６２ａに対して面一となるように構成されている。
他方の端面６６ｄは、一方の端面６６ｃの反対側（翼体４５側）に配置されている。他方の端面６６ｄは、第１の溶接部６５と接触している。
上述した一方の端面６６ｃ及び他方の端面６６ｄは、翼幅方向Ｄｗｐに配置されている。
【００４５】
プラットフォーム本体６２の端面６２ａ側に配置された第２の溶接部６６の一方の端面６６ｃを基準とした際、第２の溶接部６６の一方の端面６６ｃから翼体４５に向かう方向における第２の溶接部６６の厚さＭ１は、先に説明した第２の領域７２の長さＬ２の値と等しい。
第２の溶接部６６の厚さＭ１は、１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下とされている。第２の溶接部の厚さＭ１は、１．５ｍｍ以上２．５ｍｍ以下が好ましく、１．５ｍｍ以上で２．０ｍｍ以下がより好ましい。
【００４６】
切り欠き部６３に第１及び第２の溶接部６５，６６が配置された部分が、プラットフォーム４７の補修部分（以下、単に「補修部分」という）である。
【００４７】
（第１及び第２の溶接材の構成）
第１の溶接材８１の材料としては、第２の溶接材８２の溶接性よりも高い溶接性を有する材料を用いる。
第２の溶接材８２の材料としては、第１の溶接材８１の高温強度よりも高い高温強度を有する材料を用いる。
具体的には、第１の溶接材８１の材料としては、例えば、Ｎｉ−Ｃｒ−Ｆｅ系のニッケル合金であるインコネル６２５（組成／Ｎｉ：６１．０質量％、Ｃｒ：２２．０質量％、Ｍｏ：９．０質量％、Ｆｅ：５．０質量％）を用いることが可能である。
【００４８】
第１の溶接材８１の材料としてインコネル６２５を用いる場合、第２の溶接材８２の材料としては、例えば、インコネル６２５よりも高温強度が高い材料であるＭＧＡ１４００（普通鋳造合金）、Ｎｏ．１４、ＭＧＡ２４００（普通鋳造合金）等を用いることが可能である。
この３種の材料のうち、ＭＧＡ１４００の高温強度が最も高く、ＭＧＡ２４００の高温強度が最も低い。Ｎｏ．１４の高温強度は、ＭＧＡ１４００の高温強度よりも低く、ＭＧＡ２４００の高温強度よりも高い。
【００４９】
ＭＧＡ１４００の組成は、Ｃｒ：１２．０〜１４．３質量％、Ｃｏ：８．５〜１１．０質量％、Ｍｏ：１．０〜３．５質量％、Ｗ：３．５〜６．２質量％、Ｔａ：３．０〜５．５質量％、Ａｌ：３．５〜４．５質量％、Ｔｉ：２．０〜３．２質量％、Ｃ：０．０４〜 ０．１２質量％、Ｂ：０．００５〜０．０５質量％、Ｚｒ：０．００１〜５ｐｐｍ、残部：Ｎｉおよび不可避不純物とされている。
【００５０】
Ｎｏ．１４の組成は、Ｃ：０．１３質量％を超えて０．３０質量％以下、Ｃｒ：１５．７質量％以上１６．３質量％以下、Ｃｏ：８．００質量％以上９．００質量％以下、Ｔａ：１．５０質量％以上２．００質量％以下、ＭｏとＷの少なくともいずれか：１．５質量％以上５．０質量％以下、Ｔｉ：１．７０質量％以上３．２０質量％未満、Ａｌ：１．７０質量％以上３．２０質量％未満、残部：Ｎｉとされている。
【００５１】
ＭＧＡ２４００の組成は、Ｃ：０．０５〜０．２５質量％、Ｃｒ：１０〜２０質量％、Ｃｏ：１５〜２５質量％、Ｗ及びＭｏ：Ｗ＋１／２Ｍｏの値が０．５〜１０質量％である量の３．５質量％までのＭｏおよび０．５〜１０質量％までのＷの一種又は二種、Ｔｉ：１．０〜５．０質量％、Ａｌ：１．０〜４．０質量％、Ｔａ：０．５〜４．５質量％、Ｎｂ：０．２〜３．０質量％、Ｚｒ：０．００５〜０．１０質量％、Ｂ：０．００１〜０．０１質量％、残部：Ｎｉおよび不可避的不純物元素からなり、例えば、（Ａｌ＋Ｔｉ）量を約５．５質量％、（Ｗ＋１／２Ｍｏ）量を約６．０質量％とすることが可能である。
【００５２】
遮熱コーティング層５８は、補修後の一面６２ｂ、第１の溶接部６５の一面６５ａ、第２の溶接部６６の一面６６ａ、及び第２の溶接部６６の一方の端面６６ｃのうち、翼体４５側に位置する部分を覆うように形成されている。
遮熱コーティング層５８は、高温の燃焼ガスからプラットフォーム本体６２、及びプラットフォーム本体６２の補修された部分を保護する機能を有する。
【００５３】
フィレット部４８は、翼体４５とプラットフォーム４７との接続部分であり、燃焼ガスが流れる表面４８ａを有する。
表面４８ａは、燃焼ガス流路４１（図１参照）の縁の一部を区画するプラットフォーム４７のガスパス面４７ａが次第に翼体４５の翼面（図３の場合、圧力面５１ａ）となるような曲面とされている。
フィレット部４８は、翼幅方向Ｄｗｐに配置された始端４８Ｓ及び終端４８Ｅを有する。
始端４８Ｓは、プラットフォーム４７側に配置された端である。終端４８Ｅは、翼体４５側に配置された端である。
【００５４】
フィレット部４８は、第１の溶接部６５を形成する際の肉盛溶接時に形成された熱影響部４８Ａ（ＨＡＺ；Ｈｅａｔ−Ａｆｆｅｃｔｅｄ  Ｚｏｎｅ）を有する。熱影響部４８Ａは、フィレット部４８の終端４８Ｅよりもプラットフォーム本体６２の端面６２ａ側に配置されている。
翼幅方向Ｄｐｗにおける熱影響部４８Ａの幅である熱影響幅Ｗ１は、例えば、３ｍｍとすることが可能である。
【００５５】
軸取付け部４９は、シャンク８５と、翼根８６と、を有する。
シャンク８５は、プラットフォーム４７の翼体４５が設けられた側とは反対側に設けられている。シャンク８５は、プラットフォーム４７から離れるように、翼高さ方向Ｄｗｈに延びている。
翼根８６は、シャンク８５の径方向内側Ｄｒｉに位置する端部に設けられている。翼根８６は、シャンク８５から離れるように、翼高さ方向Ｄｗｈに延びている。翼根８６は、断面形状がクリスマスツリー形状とされている。翼根８６は、タービンロータ３１（図１参照）に形成された翼根溝（図示せず）に嵌合される。
【００５６】
（第１の実施形態の翼（タービン動翼）の作用効果）
上述したように、切り欠き部６３のうち、翼体４５に近い側に位置する第１の領域７１を第２の溶接材８２よりも溶接性の高い第１の溶接材８１で構成することで、溶接作業による亀裂の発生を抑制できる。すなわち、溶接作業後に残留応力により生じる亀裂の発生を抑制できる。
【００５７】
プラットフォーム４７に形成される亀裂６９は、最初プラットフォーム４７の端面に形成され、その後、プラットフォーム４７内に広がる。
そこで、切り欠き部６３のうち、第１の領域７１よりもプラットフォーム４７の端面６２ａ側に位置する第２の領域７２に、第１の溶接材８１の高温強度よりも高い高温強度を有する第２の溶接材８２よりなる第２の溶接部６６を配置させることで、ガスタービンの運転時において、第２の溶接部６６に亀裂６９が発生することを抑制可能となる。
これにより、補修部分（切り欠き部６３に第１及び第２の溶接部６５，６６が配置された部分）に、運転時において亀裂６９が発生することを抑制できる。
一般的に溶接材の特性として、材質強度と溶接性には相反性があり、特に高温強度を要求される場合顕著となる。
すなわち、クリープや高温ＬＣＦ強度が高い溶接材は溶接性が劣り溶接後に割れを生じやすい。
一方、溶接性の良い材料は、これら高温強度が相対的に低めとなり溶接後に割れを生じにくい。
また、第２の溶接材８２のような溶接性の低い難溶接材料は、溶接時の加熱量を多くする必要があり、そのため母材は溶接時の熱影響を受けやすくなり、熱溶接影響部（ＨＡＺ）での割れが生じやすくなる。
【００５８】
また、第２の溶接部６６の一方の端面６６ｃから翼体４５に向かう方向における第２の溶接部の厚さＭ１を１.０ｍｍ未満とすると、一方の端面６６ｃから翼体４５に向かう方向の第２の溶接部６６の厚さＭ１が薄くなりすぎるため、第２の溶接部６６における運転時の亀裂の発生を抑制することが困難になってしまう。
また、第２の溶接材８２は、第１の溶接材８１に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第２の溶接材８２よりなる第２溶接部６６の厚さＭ１を大きくする方が好ましい。
しかしながら、第２の溶接部６６の厚さＭ１を３.０ｍｍよりも大きくすると、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂（不図示）が入りやすくなる部分がそれだけ増加すると共に、母材への熱影響部(ＨＡＺ)も大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対しては好ましくない。
したがって、第２の溶接部６６の厚さＭ１を１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下の範囲内に設定することで、運転時の端面での亀裂が発生しにくく、溶接作業による亀裂（不図示）の少ない補修部分とすることができる。
【００５９】
また、第２の溶接部６６の厚さＭ１を１.５ｍｍ以上２.５ｍｍ以下の範囲内に設定することにより、補修部分に溶接作業による亀裂（不図示）が発生することをさらに抑制できる。
また、第２の溶接部６６の厚さＭ１を１.５ｍｍ以上２.０ｍｍ以下の範囲内に設定することにより、補修部分に溶接作業による亀裂（不図示）が発生することをさらに抑制できる。
【００６０】
さらに、第１の領域７１がプラットフォーム本体６２を貫通しない非貫通部７５を有することで、第１の溶接材８１を用いて第１の領域７１を肉盛溶接する際、非貫通部７５を溶融した第１の溶接材８１を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
【００６１】
また、フィレット部４８の終端４８Ｅよりもプラットフォーム４７の一方の端面６６ｃ側に熱影響部４８Ａを配置させることで、熱影響部４８Ａが翼体４５に形成されることを抑制可能となる。これにより、熱影響部４８Ａに起因する翼体４５の性能低下を抑制することができる。
【００６２】
なお、第１の実施形態では、一例として、翼の１つであるタービン動翼３７Ｂを構成するプラットフォーム４７を補修した場合を例に挙げて説明したが、例えば、タービン静翼３８を構成するシュラウド（動翼のプラットフォームに相当する図示していない構成）に亀裂が発生した際に、シュラウドに切り欠き部６３を形成し、切り欠き部６３に第１及び第２の溶接部６５，６６を配置させてもよい。
【００６３】
次に、図３、図７、及び図８を参照して、亀裂６９が発生したタービン動翼３７Ｂの補修を実施するか否かの判定について説明する。図８において、図２及び図３に示す構造体と同一構成部分には同一符号を付す。
【００６４】
図７に示す処理が開始されると、Ｓ１では、図８に示すように、翼体４５に最も近い亀裂６９の先端６９Ａからフィレット部４８の終端４８Ｅまでの距離Ｎ１を計測する。
次いで、Ｓ２では、距離Ｎ１が熱影響部４８Ａの熱影響幅Ｗ１よりも大きいか否かの判定が行われる。
Ｓ２において、距離Ｎ１が熱影響部４８Ａの熱影響幅Ｗ１よりも大きい（翼体４５に熱影響部４８Ａが形成されない）と判定（Ｙｅｓと判定）されると、処理はＳ３へと進み補修処理が行われる。
一方、距離Ｎ１が熱影響部４８Ａの熱影響幅Ｗ１よりも小さい（翼体４５に熱影響部４８Ａが形成されてしまう）と判定（Ｎｏと判定）されると、処理はＳ４へと進む。
Ｓ４では、亀裂６９が発生したタービン動翼３７Ｂ（翼）を廃棄処理する。
【００６５】
（プラットフォームを補修するか否かの判定を行う効果）
このように、翼体４５に最も近い亀裂６９の先端６９Ａからフィレット部４８の終端４８Ｅまでの距離Ｎ１が熱影響幅Ｗ１よりも大きいときに、補修処理（後述する第１及び第２の溶接工程を含む処理）を行うことで、翼体４５に熱影響部４８Ａが形成されることを抑制可能となるため、補修後のタービン動翼３７Ｂ（翼）を再利用することができる。
【００６６】
次に、図９〜図１８を参照しながら、第１の実施形態の翼の補修方法（図７に示すＳ３の補修処理）について説明する。図９〜図１８において、図１〜図６と同一構成部分には同一符号を付す。
【００６７】
図９に示す処理が開始されると、Ｓ５では、図１０に示すように、図８に示す遮熱コーティング層５８を除去する。これにより、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂが露出される。
【００６８】
（切り欠き部形成工程）
次いで、Ｓ６では、図１０に示す補修前のプラットフォーム本体６２のうち、亀裂６９を含む亀裂含有領域Ｐを除去する。これにより、図１１に示すように、プラットフォーム本体６２の端面６２ａから翼体４５（図３参照）に向かって凹むとともに、翼体４５側に位置する第１の領域７１、及び第１の領域７１よりもプラットフォーム本体６２の端面６２ａ側に位置する第２の領域７２を含む切り欠き部を形成する。Ｓ６では、例えば、切削加工により切り欠き部６３を形成する。
【００６９】
Ｓ６では、第２の領域７２の長さＬ２が１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下の範囲内となるように、第２の領域７２を形成する。
【００７０】
第２の領域７２の長さＬ２を１.０ｍｍ未満とすると、第２の領域７２を埋め込む第２の溶接材８２の厚さが１．０ｍｍ未満となり、第２の溶接材８２（図１４参照）の厚さが薄くなりすぎるため、第２の溶接材８２による運転時の亀裂の発生を抑制することが困難になってしまう。
また、第２の溶接材８２は、第１の溶接材８１（図１４参照）に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第２の溶接材８２の厚さを大きくすることが望ましい。
【００７１】
ここで、第２の領域７２の長さＬ２を３.０ｍｍよりも大きくすると、第２の溶接材８２の厚さが３.０ｍｍよりも大きくなるため、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂が入りやすくなる部分が増加すると共に、母材への熱影響部(ＨＡＺ)も大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対して好ましくない。
【００７２】
したがって、第２の領域７２の長さＬ２が１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下の範囲内となるように第２の領域７２を形成することで、運転時におけるプラットフォーム４７の端面６２ａでの亀裂の発生を抑制できるともに、溶接作業時における亀裂の発生を抑制することができる。      
【００７３】
なお、第２の領域７２の長さＬ２は、１.５ｍｍ以上２.５ｍｍ以下の範囲内に設定することが好ましく、１.５ｍｍ以上２.０ｍｍ以下の範囲内に設定することがさらに好ましい。
【００７４】
Ｓ６では、第１の領域７１に、プラットフォーム本体６２の厚さ方向にプラットフォーム本体６２を貫通する貫通部７４と、プラットフォーム本体６２を貫通しない非貫通部７５と、を形成する。
【００７５】
（非貫通部を形成する効果）
このように、第１の領域７１に、プラットフォーム本体６２を貫通しない非貫通部７５を形成することで、第１の溶接材８１を用いて第１の領域７１を肉盛溶接する際、非貫通部７５を溶融した第１の溶接材８１を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
【００７６】
（第１の溶接工程）
次いで、Ｓ７では、図１２及び図１３に示すように、第２の溶接材８２よりも溶接性の高い第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接により、第１の領域７１を、第１の溶接材８１で埋め込む（第１の溶接工程）。
この段階では、図１３に示すように、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂ及び他面６２ｃから第１の溶接材８１が突出している。
第１の溶接材８１としては、例えば、先に説明したインコネル６２５を用いることが可能である。
このとき、図１２に示すように、翼体４５側に位置する切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接を行うとよい。
【００７７】
（切り欠き部の先端を下側にして第１の溶接工程を行う効果）
このように、翼体４５側に位置する切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、第１の溶接材８１の肉盛溶接を行うことで、切り欠き部６３の先端６３Ａを第１の溶接材８１を支持する支持面として機能させることが可能となるので、第１の溶接工程を容易に行うことができる。
【００７８】
（第２の溶接工程）
次いで、Ｓ８では、図１４及び図１５に示すように、第１の溶接材８１よりも高温強度の高い第２の溶接材８２を用いた肉盛溶接により、第２の領域７２を、第２の溶接材８２で埋め込む（第２の溶接工程）。
この段階では、図１５に示すように、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂ及び他面６２ｃから第２の溶接材８２が突出している。
【００７９】
第１の溶接材８１としてインコネル６２５を用いる場合、第２の溶接材８２としては、例えば、先に説明したＭＧＡ１４００（普通鋳造合金）、Ｎｏ．１４、ＭＧＡ２４００（普通鋳造合金）等を用いることが可能である。
このとき、図１４に示すように、翼体４５側に位置する切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、第２の溶接材８２を用いた肉盛溶接を行うとよい。
【００８０】
（切り欠き部の先端を下側にして第２の溶接工程を行う効果）
このように、翼体４５側に位置する切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、第２の溶接材８２の肉盛溶接を行うことで、第１の溶接材８１の端面を第２の溶接材８２を支持する支持部として機能させることが可能となるので、第２の溶接工程を容易に行うことができる。
【００８１】
（仕上げ加工工程）
次いで、Ｓ９では、図１６及び図１７に示すように、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂ及び他面６２ｃから突出した第１及び第２の溶接材８１，８２を除去することで、第１の領域７１に第１の溶接材８１よりなる第１の溶接部６５を形成するとともに、第２の領域７２に第２の溶接材８２よりなる第２の溶接部６６を形成する。
【００８２】
第１の溶接部６５には、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂに対して面一とされた一面６５ａと、他面６２ｃに対して面一とされた他面６５ｂと、が形成される。
第２の溶接部６６には、プラットフォーム本体６２の一面６２ｂに対して面一とされた一面６６ａと、他面６２ｃに対して面一とされた他面６６ｂと、が形成される。
仕上げ加工では、例えば、グラインダーを用いることが可能である。
【００８３】
（遮熱コーティング層形成工程）
次いで、Ｓ１０では、Ｓ５で遮熱コーティング層５８が除去された部分に、遮熱コーティング層５８を形成することで、タービン動翼３７Ｂの補修が完了し、図２及び図３に示す補修されたタービン動翼３７Ｂが完成する。そして、図９に示す処理は終了する。
【００８４】
（第１の実施形態の翼の補修方法の作用効果）
上述したように、切り欠き部６３のうち、翼体４５に近い側に位置する第１の領域７１を埋め込むように、第１の領域７１を第２の溶接材８２よりも溶接性の高い第１の溶接材８１で肉盛溶接することで、第１の領域での溶接作業による亀裂の発生を抑制することができる。      
【００８５】
プラットフォーム４７に形成される亀裂６９は、最初プラットフォーム４７の端面に形成され、その後、プラットフォーム４７内に広がる。
そこで、切り欠き部６３のうち、第１の領域７１よりもプラットフォーム４７の端面６２ａ側に位置する第２の領域７２を埋め込むように、第２の領域７２を第１の溶接材８１の高温強度よりも高い高温強度を有する第２の溶接材８２で肉盛溶接することで、第２の溶接部６６に運転時における亀裂６９が発生することを抑制可能となる。これにより、補修部分に、運転時における亀裂６９が発生することを抑制できる。
【００８６】
また、プラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって１.０ｍｍ未満の範囲を第２の領域７２とすると、第２の領域７２に形成される第２の溶接部６６（第２の溶接材８２）の厚さＭ１が薄くなりすぎるため、第２の溶接材８２により運転時の亀裂６９の発生を抑制することが困難になってしまう。
【００８７】
また、プラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって３.０ｍｍを超える範囲を第２の領域７２とすると、第２の溶接材８２で構成される割合が高くなるため、それだけ、溶接作業による亀裂の発生が多くなる。  したがって、プラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲の領域を第２の領域７２とすることで、溶接作業による亀裂（不図示）が発生することを抑制できるとともに、運転時の亀裂６９の発生も抑制できる。
【００８８】
また、プラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって１．５ｍｍ以上２．５ｍｍ以下までの範囲を第２の領域７２とすることで、溶接作業による亀裂の発生をさらに抑制できる。
【００８９】
さらに、プラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって１．５ｍｍ以上２．０ｍｍ以下までの範囲を第２の領域７２とすることで、溶接作業による亀裂の発生ををさらに抑制できる。
【００９０】
なお、第１の実施形態では、一例として、翼の１つであるタービン動翼３７Ｂを構成するプラットフォーム４７を補修する場合を例に挙げて説明したが、例えば、上述した手法により、シュラウドに亀裂が発生したタービン静翼３８を補修してもよい。
【００９１】
以上、本開示の好ましい実施形態について詳述したが、本開示はかかる特定の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内に記載された本開示の要旨の範囲内において、種々の変形・変更が可能である。
【００９２】
＜付記＞
各実施形態に記載の翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法、翼（タービン動翼３７Ｂ）、及びガスタービン１０は、例えば、以下のように把握される。
【００９３】
（１）第１の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法は、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路４１内に配置されて翼形を成す翼体４５、及び前記翼体４５の翼高さ方向Ｄｗｈの端に設けられ、前記翼高さ方向Ｄｗｈに対して垂直な方向を含む翼幅方向Ｄｗｐに広がり、前記燃焼ガス流路４１の縁の一部を区画するプラットフォーム４７と、を有する翼（タービン動翼３７Ｂ）に対して、前記プラットフォーム４７の前記翼幅方向Ｄｗｐにおける端面６２ａから前記翼体４５に向かって形成された亀裂６９を補修する翼の補修方法であって、補修前の前記プラットフォーム４７のうち、前記亀裂６９を含む亀裂含有領域Ｐを除去することで、前記プラットフォーム４７の端面６２ａから前記翼体４５に向かって凹むとともに、前記翼体４５側に位置する第１の領域７１、及び前記第１の領域７１よりも前記プラットフォーム４７の端面６２ａ側に位置する第２の領域７２を含む切り欠き部６３を形成する切り欠き部形成工程と、第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接により、前記第１の領域７１を前記第１の溶接材８１で埋め込む第１の溶接工程と、前記第１の溶接工程後に、第２の溶接材８２を用いた肉盛溶接により、前記第２の領域７２を前記第２の溶接材８２で埋め込む第２の溶接工程と、を有し、前記第２の溶接材８２の高温強度は、前記第１の溶接材８１の高温強度よりも高く、前記第１の溶接材８１の溶接性は、前記第２の溶接材８２の溶接性よりも高く、前記第２の領域７２は、前記プラットフォーム４７の端面６２ａから前記翼体４５に向かって１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲の領域である。
【００９４】
一般的に溶接材の特性として、材質強度と溶接性には相反性があり、特に高温強度を要求される場合顕著となる。
すなわち、クリープや高温ＬＣＦ強度が高い溶接材は溶接性が劣り溶接後に割れを生じやすい。
一方、溶接性の良い材料は、これら高温強度が相対的に低めとなり溶接後に割れを生じにくい。
また、第２の溶接材８２のような溶接性の低い難溶接材料は、溶接時の過熱量を多くする必要があり、そのため母材は溶接時の熱影響を受けやすくなり、熱溶接影響部（ＨＡＺ）での割れが生じやすくなる。
【００９５】
第２の領域７２の範囲をプラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって１.０ｍｍ未満とすると、第２の領域７２を埋め込む第２の溶接材８２の厚さが１．０ｍｍ未満となり、第２の溶接材８２の厚さが薄くなりすぎるため、第２の溶接材８２による運転時の亀裂の発生を抑制することが困難になってしまう。
また、第２の溶接材８２は、第１の溶接材８１に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第２の溶接材８２の厚さを大きくすることが望ましい。
【００９６】
ここで、第２の領域７２の範囲をプラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって３.０ｍｍよりも大きくすると、第２の溶接材８２の厚さが３.０ｍｍよりも大きくなるため、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂が入りやすくなる部分が増加すると共に、母材への熱影響部(ＨＡＺ)も大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対して好ましくない。
【００９７】
したがって、プラットフォーム４７の端面６２ａから翼体４５に向かって１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲の領域を第２の領域７２とすることで、運転時におけるプラットフォーム４７の端面６２ａでの亀裂の発生を抑制できるともに、溶接作業時における亀裂の発生を抑制することができる。
【００９８】
（２）第２の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法は、（１）の翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法であって、前記翼体４５と前記プラットフォーム４７との接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部４８を構成しており、前記フィレット部４８の表面４８ａは、前記燃焼ガス流路４１の縁の一部を区画する前記プラットフォーム４７のガスパス面４７ａが次第に前記翼体４５の翼面となる曲面とされており、前記翼幅方向Ｄｗｐにおける前記フィレット部４８の両端のうち、前記翼体４５側に配置された端が前記フィレット部の終端４８Ｅであり、前記第１の溶接材８１の肉盛溶接時の熱影響を受けた熱影響部４８Ａの幅を熱影響幅Ｗ１とした際、前記翼体４５に最も近い前記亀裂６９の先端６９Ａから前記フィレット部４８の終端４８Ｅまでの距離Ｎ１が前記熱影響幅Ｗ１よりも大きいときに前記第１及び第２の溶接工程を実施してもよい。
【００９９】
このように、翼体４５に最も近い亀裂６９の先端６９Ａからフィレット部４８の終端４８Ｅまでの距離Ｎ１が熱影響幅Ｗ１よりも大きいときに、補修処理（第１及び第２の溶接工程を含む処理）を行うことで、翼体４５に熱影響部４８Ａが形成されることを抑制可能となるため、補修後の翼（タービン動翼３７Ｂ）を再利用することができる。
【０１００】
（３）第３の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法は、（２）の翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法であって、前記熱影響幅は、３ｍｍであってもよい。
【０１０１】
このように、熱影響幅は、３ｍｍとすることができる。
【０１０２】
（４）第４の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法は、（１）から（３）のうち、いずれか一項記載の翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法であって、前記切り欠き部形成工程では、前記第１の領域７１に、前記プラットフォーム４７の厚さ方向に前記プラットフォーム４７を貫通することで前記亀裂６９を除去する貫通部７４と、前記プラットフォーム４７を貫通しない非貫通部７５と、を形成してもよい。
【０１０３】
このように、第１の領域７１に、プラットフォーム４７を貫通しない非貫通部７５を形成することで、第１の溶接材８１を用いて第１の領域７１を肉盛溶接する際、非貫通部７５を溶融した第１の溶接材８１を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
【０１０４】
（５）第５の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法は、（１）から（４）のうち、いずれか一項記載の翼（タービン動翼３７Ｂ）の補修方法であって、前記第１の溶接工程では、前記翼体４５側に位置する前記切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、前記第１の溶接材８１の肉盛溶接を行い、前記第２の溶接工程では、前記翼体４５側に位置する前記切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、前記第２の溶接材８２の肉盛溶接を行ってもよい。
【０１０５】
このように、翼体４５側に位置する切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、第１の溶接材８１の肉盛溶接を行うことで、切り欠き部６３の先端６３Ａを第１の溶接材８１を支持する支持面として機能させることが可能となる。これにより、第１の溶接工程を容易に行うことができる。
また、翼体４５側に位置する切り欠き部６３の先端６３Ａを下側にして、第２の溶接材８２の肉盛溶接を行うことで、第１の溶接材８１の端面を第２の溶接材８２を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第２の溶接工程を容易に行うことができる。
【０１０６】
（６）第６の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）は、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路４１内に配置されて翼形を成す翼体４５と、前記翼体４５の翼高さ方向Ｄｗｈの端に設けられ、前記翼高さ方向Ｄｗｈに対して垂直な方向を含む翼幅方向Ｄｗｐに広がり、前記燃焼ガス流路４１の縁の一部を区画するプラットフォーム４７と、を備える翼（タービン動翼３７Ｂ）において、前記プラットフォーム４７は、亀裂６９が発生した亀裂含有領域Ｐを除去することで、前記プラットフォーム４７の端面６２ａから前記翼体４５に向かって凹むとともに、前記翼体４５側に位置する第１の領域７１、及び前記第１の領域７１よりも前記プラットフォーム４７の端面６２ａ側に位置する第２の領域７２を含む切り欠き部６３と、前記第１の領域７１を埋め込むように配置され、第１の溶接材８１で構成された第１の溶接部６５と、前記第２の領域７２を埋め込むように配置され、第２の溶接材８２で構成された第２の溶接部６６と、を有し、前記第２の溶接材８２の高温強度は、前記第１の溶接材８１の高温強度よりも高く、前記第１の溶接材８１の溶接性は、前記第２の溶接材８２の溶接性よりも高く、前記プラットフォーム４７の端面６２ａ側に配置された前記第２の溶接部６６の端面（一方の端面６６ｃ）を基準とした際、該第２の溶接部６６の端面（一方の端面６６ｃ）から前記翼体４５に向かう方向における前記第２の溶接部６６の厚さＭ１は、１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下である。
【０１０７】
一般的に溶接材の特性として、材質強度と溶接性には相反性があり、特に高温強度を要求される場合顕著となる。
すなわち、クリープや高温ＬＣＦ強度が高い溶接材は溶接性が劣り溶接後に割れを生じやすい。
一方、溶接性の良い材料は、これら高温強度が相対的に低めとなり溶接後に割れを生じにくい。
また、第２の溶接材８２のような溶接性の低い難溶接材料は、溶接時の過熱量を多くする必要があり、そのため母材は溶接時の熱影響を受けやすくなり、熱溶接影響部（ＨＡＺ）での割れが生じやすくなる。
【０１０８】
第２の溶接材８２で構成された第２の溶接部６６の厚さＭ１を１.０ｍｍ未満とすると、第２の溶接部６６の厚さが薄くなりすぎるため、第２の溶接部６６による運転時の亀裂の発生を抑制することが困難になってしまう。
また、第２の溶接材８２は、第１の溶接材８１に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第２の溶接部６６の厚さＭ１を大きくすることが望ましい。
【０１０９】
ここで、第２の溶接部６６の厚さＭ１を３.０ｍｍよりも大きくすると、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂が入りやすくなる部分が増加すると共に、母材への熱影響部(ＨＡＺ)も大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対して好ましくない。
【０１１０】
したがって、第２の溶接部６６の厚さＭ１を１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲とすることで、運転時におけるプラットフォーム４７の端面６２ａでの亀裂の発生を抑制できるともに、溶接作業時における亀裂の発生を抑制することができる。
【０１１１】
（７）第７の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）は、（６）の翼で（タービン動翼３７Ｂ）あって、前記第１の領域７１は、前記プラットフォーム４７の厚さ方向に前記プラットフォーム４７を貫通する貫通部７４と、前記プラットフォーム４７を貫通しない非貫通部７５と、を有し、前記貫通部７４は、前記亀裂６９が形成された位置を除去するように形成されていてもよい。
【０１１２】
このように、第１の領域７１がプラットフォーム４７を貫通しない非貫通部７５を有することで、第１の溶接材８１を用いて第１の領域７１を肉盛溶接する際、非貫通部７５を溶融した第１の溶接材８１を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第１の溶接材８１を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
【０１１３】
（８）第８の態様に係る翼（タービン動翼３７Ｂ）は、（６）または（７）の翼で（タービン動翼３７Ｂ）あって、前記翼体と前記プラットフォームとの接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部を構成しており、前記フィレット部の表面は、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画する前記プラットフォームのガスパス面が次第に前記翼体の翼面となる曲面とされており、前記翼幅方向における前記フィレット部の両端のうち、前記翼体側に配置された端が前記フィレット部の終端であり、前記フィレット部には、前記第１の溶接材の肉盛溶接時の熱影響により形成された熱影響部を有し、前記熱影響部は、前記フィレット部の終端よりも前記プラットフォームの端面側に配置されていてもよい。
【０１１４】
このように、フィレット部４８の終端４８Ｅよりもプラットフォーム４７の端面６２ａ側に熱影響部４８Ａを配置させることで、熱影響部４８Ａが翼体４５に形成されることを抑制可能となる。これにより、熱影響部４８Ａに起因する翼体４５の性能低下を抑制することができる。
【０１１５】
（９）第９の態様に係るガスタービン１０は、（６）から（８）のうち、いずれか一項記載の翼（タービン動翼３７Ｂ）として、タービン動翼（３７Ｂ）及び／またはタービン静翼（３８）を備える。
【０１１６】
このように、ガスタービンは、翼として、タービン動翼（３７Ｂ）及び／またはタービン静翼（３８）を備えてもよい。
【符号の説明】
【０１１７】
１０…ガスタービン
１１…圧縮機
１２…燃焼器
１３…タービン
１５…発電機
２１…圧縮機ロータ
２１ａ，３１ａ…外周面
２３…圧縮機動翼段
２４…圧縮機ケーシング
２４ａ，３４ａ…内周面
２５…圧縮機静翼段
２７…圧縮機動翼
２８…圧縮機静翼
３０…ロータ
３１…タービンロータ
３３…タービン動翼段
３４…タービンケーシング
３５…タービン静翼段
３７，３７Ａ，３７Ｂ…タービン動翼
３８…タービン静翼
４１…燃焼ガス流路
４５…翼体
４５Ａ…前縁
４５Ｂ…後縁
４７…プラットフォーム
４７ａ…ガスパス面
４８…フィレット部
４８Ｅ…終端
４８Ｓ…始端
４９…軸取付け部
５１…圧力面側翼壁
５１ａ…圧力面
５２…負圧面側翼壁
５２ａ…負圧面
５４…天板
５７…金属製基材
５８…遮熱コーティング層
６２…プラットフォーム本体
６２ａ…端面
６２ｂ，６５ａ，６６ａ…一面
６２ｃ，６５ｂ，６６ｂ…他面
６２ｄ…面
６３…切り欠き部
６３Ａ，６９Ａ…先端
６５…第１の溶接部
６６…第２の溶接部
６６ｃ…一方の端面
６６ｄ…他方の端面
６９…亀裂
７１…第１の領域
７２…第２の領域
７４…貫通部
７５…非貫通部
８１…第１の溶接材
８２…第２の溶接材
８５…シャンク
８６…翼根
Ａｒ…軸線
Ｄｃ…周方向
Ｄｒ…径方向
Ｄｒｉ…径方向内側
Ｄｒｏ…径方向外側
Ｄｗｐ…翼幅方向
Ｄｗｈ…翼高さ方向
Ｌ１，Ｌ２…長さ
Ｍ１…厚さ
Ｎ１…距離
Ｐ…亀裂含有領域
Ｗ１…熱影響幅
【要約】
【課題】本開示は、運転時におけるプラットフォームの端面での亀裂の発生を抑制可能で、かつ溶接作業時における亀裂の発生を抑制することの可能な翼の補修方法、翼、及びガスタービンを提供することを目的とする。
【解決手段】第１の溶接材を用いた肉盛溶接により、切り欠き部を構成し、かつ翼体側に位置する第１の領域を第１の溶接材で埋め込む第１の溶接工程と、第１の溶接工程後に、第２の溶接材を用いた肉盛溶接により、切り欠き部を構成し、かつプラットフォームの端面側に位置する第２の領域を第２の溶接材で埋め込む第２の溶接工程と、を有し、第２の溶接材の高温強度は、第１の溶接材の高温強度よりも高く、第１の溶接材の溶接性は、第２の溶接材の溶接性よりも高く、第２の領域は、プラットフォームの端面から翼体に向かって１.０ｍｍ以上３.０ｍｍ以下までの範囲の領域である。
【選択図】図９【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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