(57)【要約】【課題】補修後の高温部品の機械的強度を、使用前の高温部品の機械的強度と同等にし、簡易な方法でコーティング層を形成することができるガスタービンの高温部品の損傷補修方法、およびこの損傷補修方法により補修されたガスタービンの高温部品を提供する。【解決手段】実施形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法は、動翼１３の基材４０の表面に形成されたコーティング層４１を除去し、き裂３０を有する基材４０の表面の全体にろう付け補修材６０を配置する。ろう付け補修材６０が配置された基材４０を拡散熱処理し、き裂３０を補修するとともに、コーティング層４１が除去された基材４０の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層７０を形成する。補修材層７０が形成された基材４０に、加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理を施し、補修材層７０に積層してセラミックス層７１を形成する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンを構成する高温部品に生じた損傷を補修するガスタービンの高温部品の損傷補修方法であって、
前記高温部品を構成する基材の表面に形成されたコーティング層を除去するコーティング層除去工程と、
前記コーティング層が除去された、損傷を有する前記基材の表面の全体に、ろう付け補修材を配置する補修材配置工程と、
ろう付け補修材が配置された前記基材を拡散熱処理し、ろう付け補修材を溶融させて損傷を補修するとともに、前記コーティング層が除去された前記基材の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層を形成する補修材層形成工程と、
前記補修材層が形成された前記基材に、高圧下で熱処理する加圧熱処理、非加熱下で熱処理する溶体化熱処理および時効熱処理を施す回復処理工程と、
前記基材の表面に形成された前記補修材層に積層して、セラミックス材料からなるセラミックス層を形成するセラミックス層形成工程と
を具備することを特徴とするガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項２】
ガスタービンを構成する高温部品に生じた損傷を補修するガスタービンの高温部品の損傷補修方法であって、
前記高温部品を構成する基材の表面に形成されたコーティング層を除去するコーティング層除去工程と、
前記基材に生じた損傷を除去する損傷除去工程と、
損傷が除去された部分および前記基材の表面の全体に、ろう付け補修材を配置する補修材配置工程と、
ろう付け補修材が配置された前記基材を拡散熱処理し、ろう付け補修材を溶融させて損傷を補修するとともに、前記コーティング層が除去された前記基材の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層を形成する補修材層形成工程と、
前記補修材層が形成された前記基材に、高圧下で熱処理する加圧熱処理、非加熱下で熱処理する溶体化熱処理および時効熱処理を施す回復処理工程と、
前記基材の表面に形成された前記補修材層に積層して、セラミックス材料からなるセラミックス層を形成するセラミックス層形成工程と
を具備することを特徴とするガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項３】
前記ろう付け補修材が、前記拡散熱処理によって溶融するＮｉ基溶融合金粉末と、前記Ｎｉ基溶融合金粉末よりも融点が高く、前記拡散熱処理によって溶融しないＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して構成された配合粉末を含むことを特徴とする請求項１または２記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項４】
前記補修材層を構成する材料の線膨張係数が、前記基材を構成する材料の線膨張係数の０．８〜１．２倍の範囲であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項５】
前記損傷がき裂であることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項６】
前記コーティング層が、前記基材の表面に形成された金属材料からなる金属層、および前記金属層の表面に積層して形成されたセラミックス材料からなるセラミックス層を備えることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項７】
前記コーティング層が、前記基材の表面に形成された前記補修材層、および前記補修材層の表面に積層して形成されたセラミックス材料からなるセラミックス層を備えることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項８】
前記高温部品が、動翼または静翼であることを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法。
【請求項９】
請求項１乃至８のいずれか１項記載のガスタービンの高温部品の損傷補修方法によって、損傷が補修されたことを特徴とするガスタービンの高温部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、ガスタービンの高温部品の損傷補修方法、およびこの損傷補修方法により補修されたガスタービンの高温部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン発電プラントでは、ガスタービンと同軸に設けられた圧縮機の駆動によって圧縮された圧縮空気、および燃料を燃焼器に導入し、これらを燃焼器ライナの燃焼室内で燃焼させる。燃焼により発生した高温の燃焼ガスは、トランジションピースを経て、静翼および動翼からなるタービン部へ導入され、膨張して動翼を回転駆動させる。ガスタービン発電プラントでは、この回転駆動による運動エネルギを利用して、発電機などが回転駆動して発電を行っている。
【０００３】
この種のガスタービンの高温部品である、燃焼器ライナ、トランジションピース、静翼および動翼は、Ｎｉ基、Ｃｏ基、またはＮｉ−Ｆｅ基の超合金などで形成されているが、ガスタービンの運転に伴って種々の損傷が発生する。まず、これらの高温部品は、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。さらに、動翼については、高速回転により生ずる遠心応力の作用により、クリープ損傷が蓄積する。また、ガスタービンの高温部品は、起動時においては、低温環境域から高温環境域に、停止時においては、高温環境域から低温環境域にそれぞれ推移する段階で熱疲労が生じ、疲労損傷が蓄積する。これらの損傷（材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷）は重畳して蓄積する。
【０００４】
ところで、ガスタービンの高温部品の保守管理は、機器の設計段階で決まるクリープあるいは疲労寿命と、実機の運転、立地上の環境により設定される設計寿命とに基づいて、同一機種あるいは同一運転形態をとるガスタービンを分類し、分類された各グループの先行機の実績を用いて設計寿命を補正し、後続機の保守管理を行っている。近年では、ガスタービンの高温部品の劣化、損傷診断を効率的に精度良く予測する保守管理方法が実施されつつある。いずれの保守管理方法においても、ガスタービンの高温部品は、必要に応じて定検毎に補修が繰り返えされ、管理寿命に到達した後に一律に廃却となり、高価な新品と交換される。
【０００５】
例えば、ガスタービンの動翼の定検毎の補修において、き裂などの損傷が発生していた場合には、動翼の表面に形成されているコーティング層を除去する。ここで、コーティング層は、一般的に、基材の表面に形成された、金属材料からなる金属層（ボンド層）と、この金属層上に形成された、セラミックス材料からなるセラミックス層（トップ層）を備えている。
【０００６】
コーティング層を除去する際、まず、セラミックス層をブラスト処理によって除去した後、金属層を化学処理によって除去する。化学処理では、金属層を除去する薬剤が収容された薬剤槽に動翼を浸漬して金属層を除去する。この際、動翼に形成されたすべての金属層を除去するため、例えば、すでに金属層が除去された部分も、他の金属層が除去されるまで化学処理される。そのため、金属層が除去された動翼の基材の表面は局部的に侵食され、微細な凹部が形成されることがある。
【０００７】
そして、コーティング層を除去した後、損傷部を除去し、この損傷が除去された除去部を、例えば溶接やろう付けによって補修する。そして、熱処理等を施して、再び、金属層（ボンド層）およびセラミックス層（トップ層）を形成してコーティング層を構成する。すなわち、従来の損傷補修方法では、損傷が除去された除去部を、溶接やろう付けによって補修する工程の後、金属層（ボンド層）を形成する工程、さらにセラミックス層（トップ層）を形成する工程を備えていた。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開２０００−２１２７８３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上記した従来の損傷補修方法では、コーティング層を除去する際の化学処理において、動翼などの高温部品を構成する基材の表面が侵食され、微細な凹部を形成することがあった。また、コーティング層を除去した後、蛍光浸透探傷検査によって、損傷箇所の確認を行うが、上記した、化学処理によって形成された基材の表面の微細な凹部は検知されないことが多い。そのため、損傷部を溶接やろう付けによって補修した後、基材の表面に微細な凹部を有した状態で、金属層（ボンド層）を形成し、さらにセラミックス層（トップ層）が形成される。
【００１０】
また、従来の損傷補修方法では、金属層をプラズマ溶射で形成するため、微細な凹部の形状によっては、金属層を構成する材料が凹部の先端まで達しないことがあった。そのため、金属層が基材から剥離しやすくなり、剥離した場合は、局部的に高温に曝されることで、機械的強度が低下するとうい問題があった。
【００１１】
本発明が解決しようとする課題は、補修後の高温部品の機械的強度を、使用前の高温部品の機械的強度と同等にすることができるとともに、簡易な方法でコーティング層を形成することができるガスタービンの高温部品の損傷補修方法、およびこの損傷補修方法により補修されたガスタービンの高温部品を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
実施形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法は、ガスタービンを構成する高温部品に生じた損傷を補修する方法である。この損傷補修方法は、前記高温部品を構成する基材の表面に形成されたコーティング層を除去するコーティング層除去工程と、前記コーティング層が除去された、損傷を有する前記基材の表面の全体に、ろう付け補修材を配置する補修材配置工程と、ろう付け補修材が配置された前記基材を拡散熱処理し、ろう付け補修材を溶融させて損傷を補修するとともに、前記コーティング層が除去された前記基材の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層を形成する補修材層形成工程とを具備する。さらに、この損傷補修方法は、前記補修材層が形成された前記基材に、高圧下で熱処理する加圧熱処理、非加熱下で熱処理する溶体化熱処理および時効熱処理を施す回復処理工程と、前記基材の表面に形成された前記補修材層に積層して、セラミックス材料からなるセラミックス層を形成するセラミックス層形成工程とを具備する。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービンの一部の構成の子午断面を示した図である。
【図２】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービンの動翼の斜視図である。
【図３】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービンの動翼の断面の一部を示す図である。
【図４】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための流れ図である。
【図５】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図６】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図７】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図８】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図９】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための流れ図である。
【図１０】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図１１】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図１２】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図１３】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図１４】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼の断面の一部を示している。
【図１５】本発明に係る実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法によって形成された補修層の断面を示す図である。
【図１６】従来の動翼における金属層（ボンド層）の断面を示す図である。
【図１７】本発明に係る実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法によって形成された補修層の線膨張係数の測定結果を示す図である。
【図１８】本発明に係る第１の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間の測定結果を示す図である。
【図１９】本発明に係る第２の実施の形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間の測定結果を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
【００１５】
（第１の実施の形態）
図１は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービン１０の一部の構成の子午断面を示した図である。
【００１６】
図１に示すように、ガスタービン１０は、ケーシング１１内に、複数のロータディスク１２を軸方向に有し、各ロータディスク１２の周囲に動翼１３が複数枚植設されたタービンロータ１４が貫設されている。また、動翼１３の前方には静翼１５が配置されて、静翼１５と動翼１３とにより１つのタービン段落を構成する。また、静翼１５は、シュラウドセグメント１６、リテイニングリング１７、サポートリング１８を介してケーシング１１に支持されている。このタービン段落は、燃焼ガスの流れ方向（図１の矢印方向）の上流側から下流側へ向かって、第１段落、第２段落、第３段落と称される。
【００１７】
このような構成を備えるガスタービン１０において、図示しない圧縮機からの圧縮空気と燃料とが図示しないに燃料器ライナの燃焼室内で混合され燃焼して燃焼ガスとなる。この燃焼ガスは、図示しないトランジションピースを介して、静翼１５および動翼１３からなる複数のタービン段落を備えるタービン部に導入される。タービン部に導入された燃焼ガスは、タービン部で膨張し、動翼１３が植設されたタービンロータ１４を回転させる。このタービンロータ１４の回転を利用して、発電機などを回転駆動して発電を行う。
【００１８】
ガスタービン１０を構成する高温部品として、例えば、動翼１３、静翼１５、シュラウドセグメント１６などが例示される。なお、以下において、高温部品として、主に動翼１３を例示して説明する。
【００１９】
図２は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービン１０の動翼１３の斜視図である。図３は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービン１０の動翼１３の断面の一部を示す図である。
【００２０】
図２に示す動翼１３は、発電プラントのガスタービンに使用され、設計寿命に到達して廃却処分となった動翼である。動翼１３は、翼有効部１３ａ、プラットフォーム部１３ｂ、シャンク部１３ｃ、植込部１３ｄで構成されている。図２および図３に示すように、動翼１３の、例えば、翼有効部１３ａには、損傷であるき裂３０が発生している。
【００２１】
高温の燃焼ガスに曝される翼有効部１３ａを構成する基材４０の表面には、図３に示すように、コーティング層４１が形成されている。この従来の構成を備えるコーティング層４１は、基材４０の表面に形成された金属材料からなる金属層４２、およびこの金属層４２の表面に積層して形成されたセラミックス材料からなるセラミックス層４３を備える。ここで、金属層４２は、いわゆるボンド層として機能し、セラミックス層４３は、いわゆるトップ層として機能する。これらの金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する動翼１３は、広く一般的に使用されている。
【００２２】
動翼１３の翼有効部１３ａの基材は、例えば、表１に示す化学組成のＮｉ基超合金一方向凝固材で構成されている。金属層４２は、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ系、ＮｉＣｒＡｌＹ系、ＣｏＣｒＡｌＹ系などの金属で構成されている。セラミックス層４３は、ジルコニア系のセラミックスで構成されている。また、金属層４２は、例えば、高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）、真空プラズマ溶射（ＶＰＳ）などによって形成され、セラミックス層４３は、例えば、大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）などによって形成される。
【００２３】
【表１】
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【００２４】
ここでは、上記した、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する動翼１３の翼有効部１３ａに発生した損傷の補修方法について説明する。また、損傷として、き裂を例示して説明する。
【００２５】
図４は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための流れ図である。図５〜図８は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼１３の断面の一部を示している。
【００２６】
まず、補修を施す動翼１３を目視によって観察し、き裂３０の有無、き裂３０の発生箇所、コーティング層４１の剥離などを確認する。
【００２７】
続いて、図５に示すように、動翼１３の翼有効部１３ａを構成する基材４０の表面に形成されたコーティング層４１を除去する（コーティング層除去工程（ステップＳ５０））。
【００２８】
コーティング層４１を除去する工程において、まず、翼有効部１３ａの最も外側に形成されたセラミックス層４３（トップ層）を除去する。セラミックス層４３は、例えば、アルミナなどからなる粒子をセラミックス層４３に高速で吹き付けるブラスト処理などによって除去される。そして、セラミックス層４３を除去した後、金属層４２（ボンド層）を除去する。金属層４２は、例えば、金属層４２を除去する、塩酸、リン酸などの薬剤が収容された薬剤槽に、動翼１３翼有効部１３ａを浸漬する化学処理などによって除去される。
【００２９】
なお、この化学処理は、動翼１３の翼有効部１３ａに形成された金属層４２がすべて除去されるまで行われるため、すでに金属層４２が除去された部分も、他の金属層４２が除去されるまで化学処理される。そのため、金属層４２が除去された翼有効部１３ａの基材４０の表面は侵食され、微細な凹部が形成される部分も存在する。
【００３０】
続いて、コーティング層４１が除去された翼有効部１３ａの表面全体（き裂３０を含む）を洗浄する（ステップＳ５１）。洗浄工程では、例えば、炭化水素などの有機溶剤が浸み込んだウエスなどを用いて、翼有効部１３ａの表面の汚れや油分などが拭き取られる。また、他の洗浄方法として、例えば、炭化水素などの有機溶剤が収容された溶剤槽に動翼１３を浸漬し、超音波を用いて洗浄する方法も例示できる。
【００３１】
続いて、洗浄された動翼１３の翼有効部１３ａに発生しているき裂を、例えば、蛍光浸透探傷検査などによって検出する（ステップＳ５２）。なお、前述したように、コーティング層除去工程（ステップＳ５０）において、翼有効部１３ａの基材４０の表面に、化学処理による侵食によって形成された凹部は検出されないこともある。
【００３２】
続いて、図６に示すように、き裂３０を有する、翼有効部１３ａの基材４０の表面の全体に、ろう付け補修材６０を配置する（補修材配置工程（ステップＳ５３））。
【００３３】
ろう付け補修材６０は、後述する拡散熱処理によって溶融するＮｉ基溶融合金粉末と、このＮｉ基溶融合金粉末よりも融点が高く、拡散熱処理によって溶融しないＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して構成された配合粉末を備えている。Ｎｉ基溶融合金粉末は、例えば、ＪＩＳ Ｚ３２６５で規定されている、ＢＮｉ−１、ＢＮｉ−１Ａ、ＢＮｉ−２、ＢＮｉ−３、ＢＮｉ−４、ＢＮｉ−５、ＢＮｉ−６、ＢＮｉ−７のＮｉ基合金や、Ｎｉ−Ｃｒ−Ｗ−Ｆｅ−Ｓｉ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｓｉ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ｍｏ−Ｆｅ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｃｒ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｃｏ−Ｓｉ−Ｂ系のＮｉ基合金などで構成される。Ｎｉ基非溶融合金粉末は、ＭａｒＭ２４７、Ｒｅｎｅ８０、Ｒｅｎｅ１４２、ＣＭＳＸ４、ＧＴＤ１１１、ＩＮ７３８、Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ ＸなどのＮｉ基合金で構成される。
【００３４】
ろう付け補修材６０として、上記したＮｉ基合金で構成される、Ｎｉ基溶融合金粉末とＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して構成された配合粉末そのものを使用してもよい。また、ろう付け補修材６０は、この配合粉末に、ろう付け用のバインダ材料を添加してペースト状に構成されてもよい。ろう付け補修材６０は、例えば、刷毛による塗布やスプレー噴射による吹き付けなどによって、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体に配置される。なお、き裂３０の幅が大きな部分には、この配置段階でろう付け補修材６０がき裂３０の内部にも配置されることもある。
【００３５】
続いて、ろう付け補修材６０が配置された動翼１３を真空熱処理炉内に設置し、拡散熱処理を施す（補修材層形成工程（ステップＳ５４））。この拡散熱処理の温度は、１０００〜１２５０℃で、この温度で、２０分〜４時間保持される。この拡散熱処理によって、ろう付け補修材６０のうち、Ｎｉ基溶融合金粉末が溶融し、図７に示すように、き裂３０内部に、溶融したＮｉ基溶融合金粉末とともにＮｉ基非溶融合金粉末が導入される。また、拡散熱処理によって、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体にろう付け補修材６０が広がり、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体が均一にろう付け補修材６０で覆われ、補修材層７０が形成される。
【００３６】
補修材層７０の厚みは、１０〜５０μｍ程度である。この補修材層７０の厚みは、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）の厚さ（１００〜３００μｍ程度）よりも薄く形成することができる。そのため、補修材層７０を、金属層４２よりも少量の材料で形成することができ、補修コストを削減することができる。
【００３７】
ここで、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数は、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．８〜１．２倍の範囲であることが好ましい。補修材層７０を構成する材料の線膨張係数をこの範囲とすることで、基材４０と補修材層７０との間での熱伸び差が小さく、耐剥離性を向上させることができるからである。また、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数を、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．９〜１．１倍の範囲とすることがさらに好ましい。
【００３８】
また、補修材層７０は、前述した従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能させることができる。すなわち、補修材層形成工程（ステップＳ５４）の一工程において、き裂３０を補修するとともに、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ５０）の化学処理において、翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。
【００３９】
さらに、ろう付け補修材６０に、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。ここで、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）は、基材４０の機械的強度よりも低いため、使用中の応力を金属層４２（ボンド層）に負担することはできない。これに対して、補修材層７０は、上記したように、基材４０と同等レベルの機械的強度を有することから、応力を負担する断面積が大きくなるため、動翼１３に発生する応力が小さくなり、より信頼性を向上することができる。
【００４０】
続いて、補修材層７０が形成された動翼１３に、加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理を施す（回復処理工程（ステップＳ５５））。
【００４１】
ここで、補修材層形成工程（ステップＳ５４）において拡散熱処理された動翼１３を一旦常温まで冷却してから回復処理工程（ステップＳ５５）を実施してもよい。また、拡散熱処理された動翼１３を冷却せずに、拡散熱処理に続けて回復処理工程（ステップＳ５５）を実施してもよい。
【００４２】
加圧熱処理において、補修材層７０が形成された動翼１３は、高圧下で熱処理される。この加圧熱処理における熱処理温度は、処理対象材（補修材層７０が形成された動翼１３）の強化析出相が固溶する温度以上、かつ形状を一定に保持し得る温度以下に設定される。また、圧力は、耐力から設定し、局部的な溶解部を回復し得る圧力以上で、形状を一定に保持し得る圧力に設定される。この加圧熱処理を施すことによって、基材４０の材料劣化を回復することができるとともに、基材４０と補修材層７０の補修材との間で相互拡散が生じ、界面の結合力が向上される。
【００４３】
溶体化処理と時効熱処理は、非加圧下で行われ、それぞれの温度やその温度に保持される時間は、動翼１３の基材４０を構成する材料や基材４０の形状などに応じて、標準的な条件で行うことが望ましい。
【００４４】
続いて、図８に示すように、補修材層７０で覆われた、翼有効部１３ａの基材４０の表面に、補修材層７０に積層してセラミックス材料からなるセラミックス層７１を形成する（セラミックス層形成工程（ステップＳ５６））。このセラミックス層７１は、従来の動翼１３におけるセラミックス層４３（トップ層）と同じ機能を発揮する。そのため、セラミックス層７１を構成するセラミックス材料は、従来の動翼１３のセラミックス層４３（トップ層）を構成する材料と同じ材料で構成される。例えば、セラミックス層７１を構成するセラミックス材料として、ジルコニア系のセラミックスが使用される。また、セラミックス層７１は、例えば、大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）などによって形成される。
【００４５】
セラミックス層７１が形成された動翼１３を目視により観察し、セラミックス層７１の剥離や、セラミックス層７１が形成されていない部分がないかなどを確認する。
以上の工程を経て損傷の補修が完了する。
【００４６】
なお、上記した損傷の補修方法において、動翼１３の翼有効部１３ａにき裂３０が発生していることが明らかな場合には、翼有効部１３ａの基材４０の表面全面に補修材層７０を形成するため、き裂を検出する工程（ステップＳ５２）を省略することもできる。
【００４７】
また、ここでは、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、例えば、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修された動翼１３を、再び、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修することもできる。この場合、コーティング層４１の除去する工程において、化学処理によって除去されるのは、補修材層７０である。
【００４８】
上記したように、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によれば、補修材層形成工程（ステップＳ５４）の一工程において、き裂３０を補修するとともに、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。そのため、補修工程を削減することができ、従来よりも簡易な方法で損傷を補修することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ５０）の化学処理において、動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。そのため、基材４０の表面と補修材層７０とが密に接合し、補修材層７０の剥離などを防止することができる。
【００４９】
さらに、補修材層７０に、動翼１３の基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。
【００５０】
なお、ここでは、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、上記した損傷の補修方法は、例えば、静翼１５に発生した損傷を補修する場合にも適用することができる。そして、上記した同様の作用効果を得ることができる。
【００５１】
（第２の実施の形態）
第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法は、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法に、損傷を除去する工程が付加されたものである。そのため、ここでは、主にこの異なる工程について説明する。
【００５２】
図９は、本発明に係る第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための流れ図である。図１０〜図１４は、本発明に係る第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼１３の断面の一部を示している。なお、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法において説明した構成と同一の構成部分には、同一の符号を付して重複する説明を省略または簡略する。
【００５３】
ここでは、前述した第１の実施の形態と同様に、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する動翼１３の翼有効部１３ａに発生した損傷の補修方法について説明する。また、損傷として、き裂を例示して説明する。
【００５４】
まず、補修を施す動翼１３を目視によって観察し、き裂３０の有無、き裂３０の発生箇所、コーティング層４１の剥離などを確認する。
【００５５】
続いて、図１０に示すように、第１の実施の形態と同様に、動翼１３の翼有効部１３ａを構成する基材４０の表面に形成されたコーティング層４１を除去する（コーティング層除去工程（ステップＳ８０））。
【００５６】
続いて、第１の実施の形態と同様に、コーティング層４１が除去された翼有効部１３ａの表面全体（き裂３０を含む）を洗浄する（ステップＳ８１）。
【００５７】
続いて、第１の実施の形態と同様に、洗浄された動翼１３の翼有効部１３ａに発生しているき裂を、例えば、蛍光浸透探傷検査などによって検知する（ステップＳ８２）。
【００５８】
続いて、翼有効部１３ａの基材４０に生じたき裂３０を、砥石等を用いて研削して除去する（損傷除去工程（ステップＳ８３））。き裂３０が除去された部分は、例えば、図１１に示すように、基材４０の表面側に溝断面積が広くなるテーパー状の開先溝９０となる。
【００５９】
続いて、図１２に示すように、開先溝９０を有する、翼有効部１３ａの基材４０の表面の全体に、ろう付け補修材６０を配置する（補修材配置工程（ステップＳ８４））。この際、開先溝９０の内部にもろう付け補修材６０が配置される。なお、ろう付け補修材６０は、第１の実施の形態と同様の材料で構成される。
【００６０】
続いて、ろう付け補修材６０が配置された動翼１３を真空熱処理炉内に設置し、拡散熱処理を施す（補修材層形成工程（ステップＳ８５））。この拡散熱処理の温度は、１０００〜１２５０℃で、この温度で、２０分〜４時間保持される。この拡散熱処理によって、ろう付け補修材６０のうち、Ｎｉ基溶融合金粉末が溶融し、図１３に示すように、開先溝９０の内部、および翼有効部１３ａの基材４０の表面全体にろう付け補修材６０が広がり、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体が均一にろう付け補修材６０で覆われ、補修材層７０が形成される。補修材層７０の厚みは、１０〜５０μｍ程度である。この補修材層７０の厚みは、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）の厚さ（１００〜３００μｍ程度）よりも薄く形成することができる。そのため、補修材層７０を、金属層４２よりも少量の材料で形成することができ、補修コストを削減することができる。
【００６１】
ここで、第１の実施の形態と同様に、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数は、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．８〜１．２倍の範囲であることが好ましい。また、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数を、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．９〜１．１倍の範囲とすることがさらに好ましい。
【００６２】
また、補修材層７０は、前述した従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能させることができる。すなわち、補修材層形成工程（ステップＳ８５）の一工程において、開先溝９０をろう付け補修材６０で埋めるとともに、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ８０）の化学処理において、翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。
【００６３】
さらに、ろう付け補修材６０に、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。ここで、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）は、基材４０の機械的強度よりも低いため、使用中の応力を金属層４２（ボンド層）に負担することはできない。これに対して、補修材層７０は、上記したように、基材４０と同等レベルの機械的強度を有することから、応力を負担する断面積が大きくなるため、動翼１３に発生する応力が小さくなり、より信頼性を向上することができる。
【００６４】
続いて、補修材層７０が形成された動翼１３に、加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理を施す（回復処理工程（ステップＳ８６））。
【００６５】
ここで、補修材層形成工程（ステップＳ８５）において拡散熱処理された動翼１３を一旦常温まで冷却してから回復処理工程（ステップＳ８６）を実施してもよい。また、拡散熱処理された動翼１３を冷却せずに、拡散熱処理に続けて回復処理工程（ステップＳ８６）を実施してもよい。
【００６６】
加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理は、第１の実施の形態における加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理と同様の処理が行われる。
【００６７】
続いて、図１４に示すように、補修材層７０で覆われた、翼有効部１３ａの基材４０の表面に、補修材層７０に積層してセラミックス材料からなるセラミックス層７１を形成する（セラミックス層形成工程（ステップＳ８７））。このセラミックス層７１は、従来の動翼１３におけるセラミックス層４３（トップ層）と同じ機能を発揮する。セラミックス層７１を構成するセラミックス材料およびセラミックス層７１の形成方法は、第１の実施の形態におけるものと同じである。
【００６８】
セラミックス層７１が形成された動翼１３を目視により観察し、セラミックス層７１の剥離や、セラミックス層７１が形成されていない部分がないかなどを確認する。
以上の工程を経て損傷の補修が完了する。
【００６９】
なお、ここでは、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、例えば、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修された動翼１３を、再び、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修することもできる。この場合、コーティング層４１の除去する工程において、化学処理によって除去されるのは、補修材層７０である。
【００７０】
上記したように、第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によれば、補修材層形成工程（ステップＳ８５）の一工程において、き裂３０を除去することで形成された開先溝９０をろう付け補修材６０で埋めるとともに、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。そのため、補修工程を削減することができ、従来よりも簡易な方法で損傷を補修することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ８０）の化学処理において、動翼１３の基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。そのため、基材４０の表面と補修材層７０とが密に接合し、補修材層７０の剥離などを防止することができる。
【００７１】
さらに、補修材層７０に、動翼１３の基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。
【００７２】
なお、ここでは、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、上記した損傷の補修方法は、例えば、静翼１５に発生した損傷を補修する場合にも適用することができる。そして、上記した同様の作用効果を得ることができる。
【００７３】
（金属層４２および補修材層７０の断面の評価）
ここでは、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０と、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）との断面を比較する。
【００７４】
図１５は、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０の断面を示す図である。図１６は、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）の断面を示す図である。補修材層７０および金属層４２（ボンド層）ともに動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成されている。これらの断面は、光学顕微鏡を使用して観察したものである。
【００７５】
図１５および図１６に示すように、補修材層７０は、金属層４２に比べて薄く形成されていることがわかる。
【００７６】
（線膨張係数の評価）
ここでは、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０の線膨張係数を評価した。
【００７７】
補修材層７０を構成するろう付け補修材６０のＮｉ基溶融合金粉末として、Ｎｉ−１５．２Ｃｒ−４Ｂ（Ｃｒを５．２質量％、Ｂを４質量％含有し、残部がＮｉからなるＮｉ基合金）の粉末を使用した。ろう付け補修材６０のＮｉ基非溶融合金粉末として、Ｎｉ−９．５Ｃｏ−１４Ｃｒ−３Ａｌ−４．９Ｔｉ−２．８Ｔａ−１．５Ｍｏ−３．８Ｗ−０．０１Ｂ−０．１Ｃ（Ｃｏを９．５質量％、Ｃｒを１４質量％、Ａｌを３質量％、Ｔｉを４．９質量％、Ｔａを２．８質量％、Ｍｏを１．５質量％、Ｗを３．８質量％、Ｂを０．０１質量％、Ｃを０．１質量％含有し、残部がＮｉからなるＮｉ基合金）の粉末を使用した。なお、このＮｉ基非溶融合金粉末を構成するＮｉ基合金の化学組成は、前述した表１に示したものと同じである。
【００７８】
上記した、Ｎｉ基溶融合金粉末とＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して、ろう付け補修材６０を作製した。このろう付け補修材６０を、真空中において、１０００〜１２５０℃の温度範囲で２時間保持して熱処理した。その後、直径が４ｍｍ、長さが２０ｍｍの円柱状の試験片を作製した。
【００７９】
作製した試験片の線膨張係数を、２０〜１０００℃の範囲で、ＪＩＳ Ｚ ２２８５の金属材料の線膨張係数の測定方法に準じて測定した。
【００８０】
図１７は、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０の線膨張係数の測定結果を示す図である。なお、図１７には、補修材層７０の線膨張係数を動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の線膨張係数で除した結果が示されている。
【００８１】
図１７に示すように、測定した温度範囲において、補修材層７０の線膨張係数は、動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の線膨張係数とほぼ等しく、補修材層７０の線膨張係数を動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の線膨張係数で除した値（線膨張係数比）は０．９〜１．１の範囲であった。
【００８２】
（クリ−プ破断時間の評価）
ここでは、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼、第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間を測定した。なお、比較のため、使用されていない新品の動翼のクリ−プ破断時間も測定した。
【００８３】
第１の実施の形態または第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼は、発電プラントのガスタービンに使用され、設計寿命に到達して廃却処分となった動翼であり、表１に示す化学組成のＮｉ基合金で構成されているものを使用した。
【００８４】
ろう付け補修材６０は、上記した線膨張係数を評価において使用した、Ｎｉ基溶融合金粉末とＮｉ基非溶融合金粉末とを配合し、ろう付け用のバインダ材料を添加してペースト状に作製された。このろう付け補修材６０を、動翼の基材の表面に刷毛によって塗布した。
【００８５】
ろう付け補修材６０が配置された動翼を真空熱処理炉内に設置し、１０００〜１２５０℃の温度で、２時間の拡散熱処理を施した。その後、加圧熱処理を施した。そして、一旦常温に冷却した後、１１２１℃の温度で、２時間の間溶体化処理を施し、８４３℃の温度で、２４時間の時効処理を施した。
【００８６】
クリープ破断試験は、ＪＩＳ Ｚ ２２７１に基づいて、各動翼において同じ温度および同じ応力で実施された。また、各動翼を３個ずつ用意し、各動翼の内部から試験片を切り出し、各試験片に対してクリープ破断試験を実施した。
【００８７】
図１８は、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間の測定結果を示す図である。図１９は、第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間の測定結果を示す図である。図１８および図１９には、使用されていない新品の動翼（新しい動翼）のクリ−プ破断時間の測定も示している。
【００８８】
図１８および図１９に示すように、補修された動翼のクリ−プ破断時間は、新品の動翼のクリ−プ破断時間と同等の値を示すことがわかる。
【００８９】
上記した実施の形態において、損傷としてき裂を例示して説明したが、酸化またはエロージョンによって様々な方向に窪んだ複数の減肉部に対しても、上記した実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法を適用することができる。また、この場合においても、き裂に、上記した実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法を適用した場合と同様の作用効果を得ることができる。
【００９０】
以上説明した実施形態によれば、補修後の高温部品の機械的強度を、使用前の高温部品の機械的強度と同等にすることができるとともに、簡易な方法でコーティング層を形成することが可能となる。
【００９１】
本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。
【符号の説明】
【００９２】
１０…ガスタービン、１１…ケーシング、１２…ロータディスク、１３…動翼、１３ａ…翼有効部、１３ｂ…プラットフォーム部、１３ｃ…シャンク部、１３ｄ…植込部、１４…タービンロータ、１５…静翼、１６…シュラウドセグメント、１７…リテイニングリング、１８…サポートリング、３０…き裂、４０…基材、４１…コーティング層、４２…金属層、４３、７１…セラミックス層、６０…ろう付け補修材、７０…補修材層、９０…開先溝。
【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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【図１８】
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【図１９】
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