(57)【要約】【課題】タービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図ることができるタービン動翼の保守方法を提供する。【解決手段】ガスタービンの定検時等において定期的に、前記ガスタービン動翼１の羽根部２及びプラットフォーム３の表面（高温ガスに晒される部位）が作業者により所定の研磨機を用いて研磨され、特に冷却空気吹出孔６のまわりの酸化層や微小き裂が除去されるようになっている。【選択図】　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨することを特徴とするタービン動翼の保守方法。
【請求項２】
前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨することを特徴とする請求項１記載のタービン動翼の保守方法。
【請求項３】
前記タービンはガスタービンであることを特徴とする請求項１又は２記載のタービン動翼の保守方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン等のタービン動翼の保守方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
近年、ガスタービンにおいては、燃焼器等に種々改良を施してガスタービンの高温化（タービン入口温度上昇）による高効率化を図っている。
【０００３】
例えば図３に示すように、ガスタービンの燃焼器１００　においては、燃焼器内筒１０１　に設けられた燃料ノズル１０２　から噴射された燃料Ｆと、圧縮機１０４　から吐出され燃焼器内筒１０１　上流側に導入された圧縮空気ＰＡとが混合され、次いで燃焼器内筒１０１　の下流側もしくは燃焼器尾筒１０３　の上流側の燃焼域で燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスＣＧとして静翼１０５　及び動翼１０６　を具えたタービンに導入する。タービンではこの燃焼ガスＣＧを膨張させることにより駆動力とし、圧縮機１０４　を駆動すると共に余剰の駆動力を外部へ出力するようにしている。
【０００４】
また、燃焼器内筒１０１　に導入される圧縮空気ＰＡと燃料Ｆとの比率（空燃比）はガスタービンの運転状態（すなわち投入される燃料量）に応じて最適な値となるよう制御する必要があるが、この目的のため圧縮空気ＰＡの全部を燃焼器１００　の燃焼部へ導入せず、一部をバイパスさせて車室１０７　から燃焼器尾筒１０３　へ流入させる構成としている。このために設けられるのがバイパス弁１０８　であり、圧縮空気ＰＡの一部が、車室１０７　内に設けたバイパス管１０９　の開口部から燃焼器尾筒１０３　内に流入・供給される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、ガスタービンにおける前述した動翼１０６　は、ロータ上の軸方向に複数段設けられたディスクの外周部に周方向へ所定間隔離間して取り付けられ、高温ガス雰囲気下による熱応力や繰り返しの遠心力による構造応力が作用し、疲労破壊につながるので、定検時には、蛍光浸透探傷法等により動翼表面にき裂が生じていないかどうか検査されるようになっている。特に、動翼の表面には多数の冷却空気吹出孔が開口されており、この冷却空気吹出孔のまわりにき裂が生じやすくなっている。
【０００６】
そして、現状では、規定の長さ（例えば０．５ｍｍ）以上のき裂が発見された段階でただちに動翼の取り替えが行われている。これは、そのときの動翼の余寿命を正確に推定することが難しいことに起因する。従って、取り替える必要のない場合にも取り替えてしまっている場合が多いという問題点があった。
【０００７】
また、ガスタービン動翼の寿命延長のために耐酸化コーティングが実施されることもあるが、これはコスト高を招来すると共に冷却空気吹出孔のように特殊な形状の部分には適用しにくいという難点がある。
【０００８】
そこで本発明は、タービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図ることができるタービン動翼の保守方法を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
斯かる目的を達成するための本発明に係るタービン動翼の保守方法は、ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨することを特徴とする。
【００１０】
また、前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨することを特徴とする。
【００１１】
また、前記タービンはガスタービンであることを特徴とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るタービン動翼の保守方法を実施例により図面を用いて詳細に説明する。
【００１３】
［実施例］
図１は本発明の一実施例を示すガスタービン動翼の斜視図、図２は同じく試験結果のグラフである。尚、ガスタービン燃焼器の全体の構成は図３を参照して詳しい説明は省略する。
【００１４】
図１に示すように、低ＮＯＸ型ガスタービン燃焼器からの高温ガス（例えば１５００℃位）に晒される単結晶合金製のガスタービン動翼１は羽根部２とプラットフォーム３とシャンク部４と翼根部５とからなり、この翼根部５から羽根部２まで内部を貫通して図示しない冷却空気通路が形成され、羽根部２の表面において冷却空気吹出孔６として多数開口されて羽根部２の表面をフイルム冷却やシャワー冷却等し得るようになっている。
【００１５】
前記ガスタービン動翼１は、その翼根部５において図示しないロータ上の軸方向に複数段設けられたディスクの外周部に周方向へ所定間隔離間して多数取り付けられることで、前記高温ガスにより回転作動して圧縮機等を駆動するようになっている。
【００１６】
そして本実施例では、ガスタービンの定検時等において定期的に、前記ガスタービン動翼１の羽根部２及びプラットフォーム３の表面（高温ガスに晒される部位）が作業者により所定の研磨機を用いて研磨され、特に冷却空気吹出孔６のまわりの酸化層や微小き裂が除去されるようになっている。
【００１７】
このように羽根部２の表面が研磨されることで、ガスタービン動翼１の特に冷却空気吹出孔６の疲労寿命の延長が可能となり、より高効率な冷却設計が可能となり、ガスタービンの高効率化が可能となる。
【００１８】
本発明者等による孔付疲労試験（疲労寿命に及ぼす研磨の影響）の結果を図２のグラフに示す。これからも判るように、研磨無しに比べて研磨を定期的に実施した場合には寿命が２倍以上延びることになる。
【００１９】
尚、本発明は上記実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、各種変更が可能であることはいうまでもない。例えば、羽根部２表面の冷却空気吹出孔６のまわりのみに研磨を実施しても良い。また、本発明はガスタービンに限らず超高温タービンの動翼に適用しても良い。
【００２０】
【発明の効果】
以上、実施例に基づいて詳細に説明したように、本発明の請求項１に係る発明は、ディスクに固定された動翼の表面を定期的に研磨するので、酸化層や微小き裂を除去してタービン動翼の疲労寿命の延長を効果的に図れる。
【００２１】
また、前記表面に多数開口された冷却空気吹出孔のまわりを研磨するので、冷却空気吹出孔の疲労寿命の延長が可能となり、より高効率な冷却設計が可能となってタービンの高効率化が可能となる。
【００２２】
また、前記タービンはガスタービンであるので、ガスタービン動翼の疲労寿命の延長により高効率なガスタービンを実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例を示すガスタービン動翼の斜視図である。
【図２】同じく試験結果のグラフである。
【図３】ガスタービン燃焼器の全体構成図である。
【符号の説明】
１　ガスタービン動翼
２　羽根部
３　プラットフォーム
４　シャンク部
５　翼根部
６　冷却空気吹出孔
【図１】
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【図２】
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【図３】
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