(57)【要約】      （修正有）【課題】摩耗損傷を受けたタービン部品の摩耗部に補修材を拡散熱処理技術を用いて拡散ろう付けで一体接合させて補修する。【解決手段】タービン部品の損傷検査を行なう受入検査工程１１と、タービン部品の表面に形成されたコーティング層および酸化層を除去し、摩耗損傷部を研削してタービン部品の基材に摩耗成形部を成形するコーティング・酸化層除去および成形加工工程１２と、タービン部品の表面を洗浄する洗浄工程１３と、タービン部品の摩耗成形部に、Ｎｉベースのペーストを用いて補修材を装填する補修材装填工程１４と、補修材を装填したタービン部品を真空熱処理炉に装入し、１０００℃〜１２００℃の高温で拡散熱処理を行なう拡散熱処理工程１５と、タービン部品を摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形するために、表面仕上げ工程１６とを有し、摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形して補修する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
摩耗損傷を受けたタービン部品を補修するタービン部品の補修方法において、
前記タービン部品を受け入れてタービン部品の損傷検査を行なう受入検査工程と、
受入検査工程後、前記タービン部品の表面に形成されたコーティング層および酸化層を除去し、タービン部品の摩耗損傷部を研削して前記タービン部品の基材に摩耗成形部を成形するコーティング・酸化層除去および成形加工工程と、
この成形加工後、前記タービン部品の表面を洗浄する洗浄工程と、
前記タービン部品の摩耗成形部に、Ｎｉベースのペーストを用いて補修材を装填する補修材装填工程と、
前記補修材を装填したタービン部品を真空熱処理炉に装入し、１０００℃〜１２００℃の高温で拡散熱処理を行なう拡散熱処理工程と、
拡散熱処理後、前記タービン部品を前記摩耗損傷を受ける前の部品形状に、表面仕上げを行なう表面仕上げ工程とを有し、
摩耗損傷を受けた前記タービン部品を摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形して補修することを特徴とするタービン部品の補修方法。
【請求項２】
前記タービン部品は、摩耗損傷を受けて寿命に到達し、または摩耗損傷を受けて寿命に未到達であるタービン動翼またはタービン静翼、燃焼器ライナ、トランジションピースの少なくとも一部材である請求項１に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項３】
前記拡散熱処理工程は、Ｎｉベースのペーストを用いて拡散ろう付けを実施する請求項１に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項４】
前記拡散熱処理工程では、低融点のニッケル基合金粉末と高融点のニッケル基合金粉末とを配合したＮｉベースのペーストを用いて、補修材を前記タービン部品の摩耗成形部に装填したタービン部品を拡散ろう付けする請求項３に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項５】
前記タービン部品は、拡散熱処理時に補修材が基材の摩耗成形部に重力により落下しない接合形状に形成する請求項１に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項６】
前記拡散熱処理時に補修材が重力により落下しない形状は、タービン部品の摩耗成形部に矩形あるいは台形の溝を成形し、前記摩耗成形部に対向する補修材の接合部は前記摩耗成形部と補形形状に予め成形して構成される請求項５に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項７】
前記拡散熱処理時に前記補修材が重力により落下しない形状は、前記タービン部品の摩耗成形部に波形形状あるいはジグザグ形状の溝を成形し、前記摩耗成形部に対向する前記補修材の接合部は前記摩耗成形部と補形形状に予め成形して構成される請求項５に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項８】
前記拡散熱処理時に前記補修材が重力により落下しない形状は、前記タービン部品の摩耗成形部に円筒形状あるいは多角形状の溝を成形し、前記タービン部品の摩耗成形部に対向する前記補修材の接合部は前記摩耗成形部と補形形状に予め成形して構成される請求項５に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項９】
前記補修材は、耐摩耗性材料を用いる請求項１に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項１０】
前記補修材は、Ｃｏ基の耐摩耗性材料を用いる請求項９に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項１１】
前記補修材は、Ｃｏ基の耐摩耗性材料を用い、タービン部品の基材より硬度が高い請求項９に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項１２】
前記補修材は、Ｃｏ基の耐摩耗性材料を用い、前記補修材の化学成分は、重量比で炭素（Ｃ）が０．７〜１．０％，クロム（Ｃｒ）が２６〜３０％，ニッケル（Ｎｉ）が４．０〜６．０％，タングステン（Ｗ）とモリブデン（Ｍｏ）の総量が１８〜２１％，硼素（Ｂ）が０．００５〜０．１％，バナジウム（Ｖ）が０．７５〜１．２５％および不可避的な元素を含み、残部がコバルト（Ｃｏ）である請求項９に記載のタービン部品の補修方法。
【請求項１３】
摩耗損傷を受けたタービン部品の摩耗損傷部を除去して成形されるタービン部品の摩耗成形部と、
前記タービン部品の基材の摩耗成形部にＮｉベースのペーストを用いて装填される補修材とを備え、
前記タービン部品の摩耗成形部に装填された前記補修材を、拡散熱処理により拡散ろう付けされ、
拡散ろう付けされたタービン部品の補修材を、摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形されることを特徴とする補修されたタービン部品。
【請求項１４】
前記タービン部品は、ガスタービンプラントまたは蒸気タービンプラントの摩耗損傷を受ける接触部位を備えたタービン部品である請求項１３に記載の補修されたタービン部品。
【請求項１５】
前記タービン部品は、タービン動翼またはタービン静翼、燃焼器ライナ、トランジションピースである請求項１３または１４に記載の補修されたタービン部品。
【請求項１６】
前記タービン部品の基材にＮｉベースのペーストを用いて補修材が装填され、
前記補修材の化学成分は、炭素（Ｃ）が０．７〜１．０ｗｔ％，クロム（Ｃｒ）が２６〜３０ｗｔ％，ニッケル（Ｎｉ）が４．０〜６．０ｗｔ％，タングステン（Ｗ）およびモリブデン（Ｍｏ）の総量が１８〜２１ｗｔ％，硼素（Ｂ）が０．００５〜０．１ｗｔ％，バナジウム（Ｖ）が０．７５〜１．２５ｗｔ％および不可避的な元素を含み、残部がコバルト（Ｃｏ）であり、
前記Ｎｉベースのペーストは、低融点のＮｉ基合金粉末と高融点のＮｉ基合金粉末とを配合したものにバインダをさらに配合したペーストが用いられる請求項１３ないし１５のいずれか１項に記載の補修されたタービン部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、タービン部品の補修技術に関する。
【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を燃焼器に導入して燃焼器ライナの燃焼室内で燃料とともに燃焼させる。燃焼によって生成され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、動翼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させて発電を行っている。
【０００３】
ガスタ−ビンのタービン高温部品である燃焼器ライナ、トランジションピ−ス、静翼および動翼にはＮｉ基超耐熱合金またはＣｏ基超耐熱合金が用いられているが、ガスタ−ビンの運転とともに種々の損傷がみられる。まず、高温の燃焼ガス雰囲気下で運転されるため、タービン（高温）部品について材質劣化が生じる。さらに、タービン動翼については、高速回転により遠心応力でクリープ損傷が蓄積される。また、ガスタ−ビンの起動時にはタービン部品は比較的低温環境域から高温環境域に運転がシフトされ、停止時には逆に高温環境域から低温環境域に推移する段階で熱疲労が生じ、疲労損傷が蓄積する。その結果、タービン高温部品は、これらの損傷が重畳して蓄積され、き裂が生じている。
【０００４】
ところで、ガスタ−ビン高温部品の保守管理は機器の設計段階で決まるクリ−プあるいは疲労寿命と、実機の運転や立地上の環境により設定される寿命をもとに、同一機種あるいは同一運転形態をとるガスタ−ビンを分類し、分類された各グル−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。
【０００５】
近年では、ガスタ−ビン高温部品の劣化、損傷診断を効率的に精度良く予測する保守管理方法がなされつつある。しかしながら、いずれの保守管理方法にしても、タービン高温部品を必要に応じて定検毎に補修を繰返して管理寿命に到達した後、一律に廃却となり、非常に高価な新しいタービン部品と交換している。タービン高温部品を構成する動翼の定検毎の補修においても、ガスタービンの運転（使用）により摩耗が発生した場合は摩耗部を成形して、耐摩耗部材を溶接にて肉盛補修している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開２００９−６８４００号公報
【特許文献２】特開２０１３−７３４２号公報
【特許文献３】特開平１０−２９３０４９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従来、タービン動翼の溶接による肉盛補修では、入熱量にもよるが、肉盛補修の際、溶接部は周辺部分との間で温度勾配が大きく、大きな温度勾配に起因して溶接後にき裂が発生し易い。一旦発生したき裂は除去しながら、き裂がなくなるまで肉盛補修を繰り返している。そのため、タービン動翼の補修コストが増大したり、肉盛補修の繰返し作業が増加する課題があった。
【０００８】
また、タービン動翼では、互いに隣り合う動翼が接触する部位で摩擦による摩耗が生じるため凹凸が生じる。凹凸が生じた摩耗部は酸化したり、摩耗損傷による減肉が発生し、タービン動翼は摩耗損傷によるガタ付きの発生原因となって、タービン効率を低下させたり、従来の溶接による肉盛補修で生じていたき裂が発生する問題があった。
【０００９】
さらに、タービン部品では、燃焼器ライナやトランジションピース、タービン静翼でも、隣接するタービン部品と接合する接触部位で、タービン動翼と同様に、摩耗損傷により、き裂が発生する。このため、タービン部品の摩耗損傷部を合理的に補修することが困難であった。
【００１０】
本発明の実施形態は、上述した事情を考慮してなされたもので、タービン部品に生じている摩耗損傷を拡散熱処理技術を用いて摩耗損傷前の部品形状に成形して補修するタービン部品の補修方法およびタービン部品を提供することを目的とする。
【００１１】
本発明の実施形態の他の目的は、摩耗損傷を受けたタービン部品を、耐摩耗性耐熱材料の補修材を用いて拡散ろう付け技術により一体接合して摩耗損傷前の部品形状に修復でき、耐摩耗性や耐熱性に富むタービン部品として再使用することができるタービン部品の補修方法およびタービン部品を提供するにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明の実施形態は、上述した課題を解決するために、摩耗損傷を受けたタービン部品を補修するタービン部品の補修方法において、前記タービン部品を受け入れてタービン部品の損傷検査を行なう受入検査工程と、受入検査工程後、前記タービン部品の表面に形成されたコーティング層および酸化層を除去し、タービン部品の摩耗損傷部を研削して前記タービン部品の基材に摩耗成形部を成形するコーティング・酸化層除去および成形加工工程と、この成形加工後、前記タービン部品の表面を洗浄する洗浄工程と、前記タービン部品の摩耗成形部に、Ｎｉベースのペーストを用いて補修材を装填する補修材装填工程と、前記補修材を装填したタービン部品を真空熱処理炉に装入し、１０００℃〜１２００℃の高温で拡散熱処理を行なう拡散熱処理工程と、拡散熱処理後、前記タービン部品を前記摩耗損傷を受ける前の部品形状に、表面仕上げを行なう表面仕上げ工程とを有し、摩耗損傷を受けた前記タービン部品を摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形して補修することを特徴とするタービン部品の補修方法である。
【００１３】
また、本発明の実施形態は、上述した課題を解決するために、摩耗損傷を受けたタービン部品の摩耗損傷部を除去して成形されるタービン部品の摩耗成形部と、前記タービン部品の基材の摩耗成形部にＮｉベースのペーストを用いて装填される補修材とを備え、前記タービン部品の摩耗成形部に装填された前記補修材を、拡散熱処理により拡散ろう付けされ、拡散ろう付けされたタービン部品の補修材を、摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形されることを特徴とする補修されたタービン部品である。
【発明の効果】
【００１４】
タービン部品の補修方法およびタービン部品では、摩耗損傷を受けたタービン部品の摩耗部にＮｉベースのペーストを用いて補修材を装填して拡散熱処理により均一に加熱されて拡散ろう付けで一体接合して補修されるので、補修されたタービン部品はき裂を生じさせることなく、修復することができる。
【００１５】
摩耗損傷を受けるタービン部品は、摩耗損傷部位が補修材で合理的に補修され、耐摩耗性および耐熱性に優れたタービン部品として修復させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】摩耗損傷を受けるタービン部品の補修方法の実施形態を示すフロー図。
【図２】タービン部品として代表的なガスタービンのタービン動翼を示す斜視図。
【図３】図２に示されたタービン動翼の翼頂部を示す要部拡大斜視図。
【図４】タービン部品として代表的なタービン動翼の補修技術の第１の実施形態を示す補修手順の説明図。
【図５】（Ａ）および（Ｂ）は、図４のＡ部およびＢ部をそれぞれ拡大して示す断面図。
【図６】タービン部品として代表的なタービン動翼の補修技術の第２の実施形態を示す補修手順の説明図。
【図７】タービン部品として代表的なタービン動翼の補修技術の第３の実施形態を示す補修手順の説明図。
【図８】タービン部品として代表的なタービン動翼の補修技術の第４の実施形態を示す補修手順の説明図。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
以下、本発明の実施形態について、添付図面を参照して説明する。
【００１８】
本実施形態は、ガスタービンのタービン部品に生じている摩耗損傷を、拡散熱処理技術を用いて修復し、摩耗損傷前、例えばタービン部品製作時のタービン部品形状に成形して補修するタービン部品の補修方法および補修されたタービン部品に関するものである。
【００１９】
対象とするタービン部品には、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、タービン静翼およびタービン動翼がある。本実施形態の対象は、特にタービンの運転に伴って摩擦接触し、摩耗損傷を受けて減肉され、寿命に到達したタービン部品、もしくは、寿命には未到達であるが、所要以上の摩耗損傷が進展したタービン部品である。タービン部品には、Ｎｉ基超耐熱合金またはＣｏ基超耐熱合金やＮｉ−Ｆｅ基超耐熱合金の超合金材料が用いられる。
【００２０】
これらのタービン部品の摩耗損傷を受ける部位には、例えば燃焼器ライナの出口側とトランジションピース入口側とが嵌り合う接合部や、トランジションピース出口側とタービン１段静翼とが接続される接合部の各接触部位、さらにタービン動翼の互いに隣り合う翼同士が接触する部位がある。これらタービン部品の接触部位は、タービン運転により、高温の燃焼ガスに晒され、燃焼ガスの流動や回転運動に伴って振動の影響を受ける。タービン部品の各接触部位は、摩擦接触が繰り返され、擦られて摩耗が進展し、摩耗損傷による凹凸が発生する。凹凸が生じたタービン部品の摩耗部は高温燃焼ガスに晒されて酸化したり、摩耗損傷によって減肉される。
【００２１】
タービン部品の摩耗損傷は、ガタ付きの発生原因となったり、き裂発生の原因となって燃焼ガス洩れを起こし、タービン効率に悪影響を与える虞がある。タービン部品に生じた接触部位の摩耗損傷部は、摩耗損傷の程度を検査し、摩耗損傷が所要以上に進展している場合には、タービン部品の接触部位の摩耗損傷部を補修して、タービン部品摩耗損傷部を摩耗損傷を受ける前の部品形状に修復し、再使用に供される。
【００２２】
摩耗損傷を受けたタービン部品の補修方法は、図１に示すように実施される。
【００２３】
初めに、受入検査工程１１で摩耗損傷を受けたタービン部品を受け入れてタービン部品の接触部位の摩耗損傷状態の検査を実施する。
【００２４】
受入検査工程１１後、タービン部品の基材表面に形成されたコーティング層および酸化層を除去し、コーティング・酸化層除去および成形加工工程１２でタービン部品の摩耗損傷部を溝加工等で研削し、基材表面に摩耗成形部を成形加工する。
【００２５】
タービン部品の摩耗損傷部を研削して摩耗成形部を成形した後、タービン部品の表面を洗浄工程１３で蒸気あるいは有機溶剤を用いて洗浄する。
【００２６】
タービン部品の洗浄後、補修材装填工程１４にてバインダを配合したＮｉベースのペーストを用いてタービン部品の摩耗成形部に補修材を装填し、装着させる。補修材はタービン部品の接触部位の部品形状に予め成形されたものが用いられる。
【００２７】
ここにおいて、タービン部品が燃焼器ライナであるとき、燃焼器ライナの基材には、Ｎｉ基超耐熱合金やＮｉ−Ｆｅ基超耐熱合金が用いられる。このとき、Ｎｉ基超耐熱合金製のタービン部品の燃焼器ライナはＮｉを主成分とし、ライナ基材の化学成分は、重量比で表１に一例を示すように表わされる。
【表１】
2017020421.tif 000003
【００２８】
また、補修材にはＣｏ基超耐熱合金が用いられる。補修材の化学成分は、重量比で表２に一例を示すように表わされる。
【表２】
2017020421.tif 000004
【００２９】
さらに、バインダを配合したＮｉベースのペーストは、低融点のＮｉ基合金粉末と高融点のＮｉ基合金粉末を配合したものに、バインダをさらに配合したペーストである。低融点のＮｉ基合金粉末としてＪＩＳ  Ｚ３２６５で規定されている材料ＢＮｉ−１，ＢＮｉ−１Ａ，ＢＮｉ−２〜ＢＮｉ−７，または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系がある。高融点のＮｉ基合金粉末として、Ｎｉｍｏｎｉｃ２６３，Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ  ｘ，ＩＮ６１７，ＩＮ７４０，ＩＮ７３８ＬＣ，ＧＴＤ１１１（いずれも登録商標）がある。
【００３０】
しかして、補修材装填工程１４で補修材がＮｉベースのペーストを用いて装填されたタービン部品を真空加熱炉に装入し、拡散熱処理を施した。拡散熱処理工程１５では、タービン部品の摩耗成形部に補修材を装填した状態で、拡散熱処理の温度は１０００℃〜１２００℃の高温で均一加熱し、保持時間は２０分〜１時間の間、真空加熱炉内で拡散熱処理される。拡散熱処理を施すことにより、低融点のＮｉ基合金粉末のみが溶融し、タービン部品の例えば燃焼器ライナの基材と補修材およびＮｉベースのペーストに含まれるボロン（Ｂ）やシリコン（Ｓｉ）等の金属が相互に拡散し、拡散ろう付けされて、補修材はタービン部品の摩耗成形部に強固に一体接合される。
【００３１】
拡散熱処理により、補修材はタービン部品の摩耗成形部に拡散接合される一体接合技術は拡散ろう付け技術である。タービン部品の摩耗成形部に補修材が拡散ろう付けで強固に一体接合され、基材の接触部位が補修される。
【００３２】
タービン部品の摩耗成形部の補修材をＮｉベースのペーストを用いて装填した状態で真空加熱炉に装入し、拡散熱処理を行なうと、拡散熱処理時に補修材は重力により落下しない接合形状に構成される。補修材は基材の摩耗成形部に拡散ろう付けされて強固に一体接合される。
【００３３】
補修材をタービン部品の摩耗成形部に拡散ろう付けした後、一体接合されたタービン部品の補修材は、表面仕上げ工程１６にて表面が研削工具等で研削されて表面仕上げされる。補修されたタービン部品の補修材の表面仕上げにより、補修されたタービン部品は摩耗損傷を受ける前、例えばタービン部品の初期製作時の部品形状に修復される。
【００３４】
表面仕上げ工程１６後に補修されたタービン部品は摩耗損傷を受ける接触部位を除いて、リコーディング工程１７にてタービン部品の表面は、高温の燃焼ガスから基材を保護するために耐酸化または遮熱コーティングが施され、リコーディングされる。
【００３５】
リコーディングされたタービン部品は摩耗損傷を受ける前の部品形状に修復され、出荷前検査工程１８にて検査を受け、合格すれば再使用に供される。補修されたタービン部品の摩耗損傷を受ける接触部位は、基材のＮｉ基超耐熱合金より硬度が高い、例えばビッカース硬度で１００程度大きい耐摩耗性材料であるＣｏ基超耐熱合金の補修材で補修されているので、摩耗損傷を受ける接触部位は耐摩耗性や耐熱性に優れた補修部品となって再使用される。
【００３６】
このように、ガスタービンの運転により摩耗損傷を受けたタービン部品は、耐摩耗性に優れ、基材のビッカース硬度より大きなＣｏ基超耐熱合金製の補修材でタービン部品の摩耗成形部に装填される。Ｎｉベースのペーストを用いて補修材を装填したタービン部品は拡散熱処理により拡散ろう付けされ、強固に一体接合されて補修される。補修されたタービン部品は、表面仕上げやリコーディングにより摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形され、修復されて再使用に供される。
【００３７】
タービン部品の補修方法は、耐摩耗部材の補修材を用いてタービン部品の摩耗部を合理的に補修することができる。摩耗損傷を受けるタービン部品の摩耗部の補修は、Ｎｉベースのペーストを用いて、タービン部品の基材硬度より硬度の大きな耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金製補修材を拡散熱処理により拡散ろう付けし、真空熱処理炉内でタービン部品を回転保持することが不要で、強固に一体接合させるものである。しかも、補修されるタービン部品は摩耗損傷を受ける前（タービン部品製造時）の部品形状に修復されて再使用に供されるので、摩耗損傷を受ける接触部位の剛性が大きく、耐熱性、耐摩耗性に富んだ補修タービン部品となる。
【００３８】
［第１の実施形態］
タービン部品の代表例として、摩耗損傷を受けるタービン動翼の補修技術の第１の実施形態を図２ないし図５を参照して説明する。
【００３９】
図２は、タービン部品を構成するガスタービンのタービン動翼２０を示す構成図である。タービン動翼２０は、図示しないタービンロータ部の周方向に順次多数本、例えば９２本が放射状に植設されてディスク状に構成される。タービン動翼２０は、タービンロータ部に植設される基部側の植込部２１と、この植込部２１に隣接するプラットフォーム部２２と、プラットフォーム部２２から放射方向外方に延びる羽根部２３と、羽根部２３の先端に設けられた翼頂部２４とを有する。タービン動翼２０の翼頂部２４には互いに隣り合う翼同士が接触する接触面２５が回転方向前方側およびその後方側にそれぞれ形成される。翼頂部２４の接触面２５は、図３に示すように、タービン動翼２０の回転運動に伴い振動で摩擦接触し、摩擦接触で擦れて摩耗し、減肉による凹凸が生じる。翼頂部２４の接触面２５は、タービン動翼２０の回転運動に伴って互いに隣り合う翼同士が摩擦接触して摩耗し、図４に示すように、基材２７に摩耗損傷を受ける接触部位２８を局所的に構成している。
【００４０】
タービン動翼２０は、回転運動に伴い互いに隣り合う翼同士の接触部位２８（接触面２５）が振動による摩擦接触で擦れて摩耗が発生し、減肉が生ずる。タービン動翼２０の摩耗損傷を受ける接触部位２８は、摩耗による減肉の進展により図４に示すように摩耗損傷部２８ａに凹凸が生じる。
【００４１】
タービン動翼２０は、ガスタービンの運転中高温の燃焼ガスに晒されている。タービン動翼２０では、高温の燃焼ガスから保護するために、タービン動翼２０の表面は翼頂部２４の接触面２５を除いて耐酸化または遮熱コーティングが施されている。
【００４２】
ところで、タービン動翼２０の基材２７には、Ｎｉ基超耐熱合金が用いられる。このタービン動翼２０の基材２７の化学成分は、Ｎｉを主成分としたもので、重量比では表３に示す組成を有する。
【表３】
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【００４３】
また、タービン動翼２０の隣り合う翼同士の接触部位２８、例えば図２および図３に示す翼頂部２４の接触面２５は、摩耗による摩耗損傷を受ける基材２７の接触部位である。摩耗損傷を受けたタービン動翼２０は図１に示されるタービン部品の補修方法が実施されて補修される。このタービン動翼の補修方法の実施により、摩耗損傷を受けたタービン動翼２０は摩耗損傷を受ける前、例えばタービン部品２０の製作時の部品形状に補修される。
【００４４】
第１の実施形態では、図４に実タービンプラントでＮｉ基超耐熱合金製のタービン動翼２０を寿命に到達する前に補修する例を示している。タービン動翼２０は、実機使用前、例えばタービン部品製作時にはタービン部品の摩耗損傷を受ける接触部位２８が基材２７に肉盛溶接にて一体接合されている。
【００４５】
基材２７の接触部位２８は肉盛溶接で構成されるため、肉盛溶接部は溶接時の局所的入熱量が大きく、周辺と大きな温度差が生じるためき裂が発生し易い。タービン動翼２０の接触部位２８にき裂が生じると、従来技術では、修復のために接触部位２８は最初から肉盛溶接をやり直してき裂発生前の部品形状に復帰させているため後戻り工程が多くなる。肉盛溶接は、作業員個々の手作業であるため、個人差が生じており、寸法にバラツキがある。
【００４６】
接触部位２８が肉盛溶接で構成されたタービン動翼２０は、ガスタービンの運転により互いに隣り合う翼同士が摩擦接触し、振動により擦れて摩耗し、減肉される。タービン動翼２０の摩耗損傷を受ける（翼頂部２４の）接触部位２８は、図４に示すように、摩耗損傷部２８ａが減肉されて凹凸ができる。翼頂部２４の接触部位２８は、摩耗損傷を受けて減肉されるため、数年例えば２〜３年に一度、実機使用後、コーティング・酸化層除去および成形加工工程１２（図１参照）により、研削加工や溝加工により摩耗損傷部２８ａが削除され、成形加工される。タービン動翼２０の接触部位２８には、摩耗損傷部２８ａが研削等で削除され、成形加工された摩耗成形部２９が基材２７の表面に形成される。
【００４７】
成形加工後、タービン動翼２０は表面が蒸気や有機溶剤を用いて洗浄され、この洗浄後、（タービン動翼２０の）基材２７の摩耗成形部２９に補修材３０をＮｉベースのペースト３１を用いて装填し、装着させる。
【００４８】
補修材３０は、耐摩耗性材料であるＣｏ基超耐熱合金の材料を用いて、予めタービン動翼２０の摩耗損傷を受ける接触部位２８の部品形状、実際には接触部位２８より若干大きい肉厚の部品形状に予め成形されている。
【００４９】
補修材３０は、Ｃｏを主成分とし、その化学成分に重量比で表４に示される組成が構成される。
【表４】
2017020421.tif 000006
【００５０】
また、タービン動翼２０の摩耗成形部２９への補修材３０の装填は、Ｎｉベースのペースト３１を用いて補修材３０を摩耗成形部２９に押し付けて接着される。Ｎｉベースのペースト３１は、図５（Ａ）に示すように低融点のＮｉ基合金粉末３２と高融点のＮｉ基合金粉末３３とを配合したものに、バインダをさらに配合して液状（ペースト状）に構成される。低融点のＮｉ基合金粉末３２は高融点のＮｉ基合金粉末３３より粒径の小さい粉末である。Ｎｉベースのペースト３１は、基材２７の表面に、０．１ｍｍ未満〜０．３ｍｍ程度の膜厚ｔで塗布される。
【００５１】
Ｎｉベースのペースト３１を構成する低融点のニッケル基合金粉末３２として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または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系がある。高融点のニッケル基合金粉末３３として、Ｎｉｍｏｎｉｃ２６３，ＩＮ６１７，ＩＮ７４０，ＩＮ７３８ＬＣ，ＧＴＤ１１１（いずれも登録商標）などがある。ここでは、低融点のニッケル基合金粉末３２にはＢＮｉ−５が、高融点のニッケル基合金粉末３３にはＧＴＤ１１１が用いられる。
【００５２】
基材２７の摩耗成形部２９に、補修材３０を装填後、タービン動翼２０は補修材３０を装填した基材２７を軽く抑えて真空熱処理炉（図示省略）内に装入し、拡散熱処理を実施した。拡散熱処理は１０００℃〜１２００℃の高温で、保持時間は２０分〜１時間の間で行なわれた。
【００５３】
補修材３０を基材２７の摩耗成形部２９に装填した状態で、拡散熱処理を施すことにより、Ｎｉベースのペースト３１は低融点のＮｉ基合金粉末３２のみが１０００℃未満の温度で溶融し、図５（Ｂ）に示すように、基材２７と補修材３０とＮｉベースのペースト３１に含まれる金属、例えばＢやＳｉが相互拡散して強固に接合される。補修材３０は（タービン動翼２０の翼頂部２４を構成する）基材２７の摩耗成形部２９に拡散ろう付けされ、強固に接合される。高融点のＮｉ基合金粉末３３は拡散熱処理温度で溶融されることなく、粒状形状が保たれる。
【００５４】
タービン動翼２０の基材２７の摩耗成形部２９にＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０を押し付けて装填し、接合させる。補修材３０を装填したタービン動翼２０を真空熱処理炉に装入して拡散熱処理させる。拡散熱処理時に補修材３０は重力により落下しない接合形状に構成され、保たれる。補修材３０は基材２７の摩耗成形部２９に拡散ろう付けにより強固に一体接合される。
【００５５】
拡散熱処理により補修材３０が基材２７に強固に一体接合されたタービン動翼２０は、拡散熱処理後、タービン動翼２０を摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形するため、補修材３０が表面研削されて表面仕上げされる。表面仕上げされたタービン動翼２０は、リコーディング工程１７にて、耐酸化や遮熱コーティングが施されてリコーディングされ、摩耗損傷を受ける前の部品形状に補修される。摩耗損傷を受けた接触部位２８は修復され、タービン動翼２０は再使用に供される。
【００５６】
その際、補修されたタービン部品のタービン動翼２０は、摩耗損傷を受ける接触部位２８がＣｏ基超耐熱合金製の補修材３０で構成される。補修材３０は、ビッカース硬度が５００程度で、Ｎｉ基超耐熱合金製の基材２７よりビッカース硬度で１００程度硬い、耐摩耗性部材である。したがって、補修されたタービン動翼２０は耐熱性や耐摩耗性に優れたものとなる。
【００５７】
しかも、摩耗損傷を受けるタービン動翼２０は、摩耗損傷を受ける接触部位２８が、耐摩耗性材料であるＣｏ基超耐熱合金製の補修材３０を用いて補修される。摩耗損傷を受けた接触部位２８の補修は、基材２７の摩耗成形部２９にＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０を押し付けて装填し、補修材３０が装填されたタービン動翼２０は真空熱処理炉内で拡散熱処理により拡散ろう付けで強固に一体接合される。補修材３０を装填した基材２７は、拡散熱処理により局所加熱ではなく、タービン動翼２０全体が均一に加熱されるので、従来の肉盛溶接と異なり、溶接による肉厚補修で生じていたき裂発生問題も解決される。
【００５８】
［第１の実施形態の効果］
第１の実施形態では、摩耗損傷を受けたタービン動翼２０は、基材２７の摩耗成形部２９にＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０を押し付けて装填し、補修材３０を装填したタービン動翼２０を拡散熱処理で均一温度に全体が加熱されて拡散ろう付けして一体接合されるので、タービン動翼２０は補修材３０を用いてき裂等を生じることなく、強固に一体接合されて補修される。
【００５９】
また、摩耗損傷を受けるタービン動翼２０は、Ｃｏ基超耐熱合金製の補修材３０を用いて摩耗損傷を受ける接触部位がＣｏ基の耐摩耗性材料で拡散熱処理により補修されるので、タービン動翼２０の摩耗損傷を受ける接触部位が耐摩耗性材料の補修材３０で合理的に補修することができ、耐摩耗性、耐熱性に優れたタービン動翼を提供することができる。
【００６０】
さらに、補修されたタービン動翼２０は、摩耗損傷を受ける基材２７の接触部位２８が、予め成形された耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金製補修材を用いて拡散熱処理により拡散ろう付けで強固に一体接合される。したがって、摩耗損傷を受ける基材２７の接触部位が基材硬度より硬いＣｏ基超耐熱合金製補修材で覆われ、補修されたタービン動翼２０は、摩耗損傷を受けにくい接触部位を提供できる。
【００６１】
加えて、タービン動翼２０の基材２７の摩耗成形部にＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０が押し付けられて装填される。補修材３０を装填したタービン動翼２０は拡散熱処理時に、補修材３０の重力により落下しない接合形状に保たれるので、拡散熱処理による拡散ろう付けを困難性を伴わずにスムーズに実現することができる。
【００６２】
［第２の実施形態］
次に、タービン動翼の補修技術の第２の実施形態を図６を参照して説明する。
第２の実施形態は、実タービンプラントでＮｉ基超耐熱合金製タービン動翼が、寿命に到達する前に補修される摩耗部の補修技術を示すもので、第１の実施形態に示されるタービン動翼２０の補修技術と同じ構成には同一符号を付して重複説明を省略ないし簡素化する。
【００６３】
第２の実施形態に示すタービン動翼およびタービン動翼の補修方法において、タービン動翼２０の構成は図２および図３に示すものと同じで、異ならない。タービン動翼２０の基材２７には、第１の実施形態の表３に示されたＮｉ基超耐熱合金が用いられる。
【００６４】
摩耗損傷を受けるタービン動翼の補修方法では、図１に示されたタービン部品の補修方法が実施される。図６に示された摩耗損傷を受けたタービン動翼２０では、基材２７の接触部位２８の摩耗損傷部２８ａが切削除去されるが、摩耗損傷部２８ａを除去して成形加工される加工形状が第１の実施形態とは相違する。図６では、摩耗損傷を受けたタービン動翼２０は翼表面から劣化したコーティング層を除去する。基材２７の接触部位２８は摩耗により摩耗損傷部２８ａに凹凸が生じており、凹凸が生じた摩耗損傷部２８ａの表面は酸化している。摩耗損傷部２８ａの表面酸化層は、耐摩耗性材料の補修材３０Ａを装填するために研削等で除去し、成形加工される。劣化したコーティング層や摩耗層の除去および成形加工はコーティング・酸化層除去および成形加工工程１２（図１参照）で行なわれる。
【００６５】
成形加工では、図６に示すように、摩耗により生じたタービン動翼２０の摩耗損傷部２８ａの凹凸を研削加工により除去し、成形された凹凸面が得られるように溝加工で成形される。この溝加工により、タービン動翼２０の基材２７は基材表面に成形された凹凸断面の摩耗成形部２９Ａが形成される。基材２７表面の摩耗成形部２９Ａには、断面で矩形形状もしくは台形形状の溝が設けられる。
【００６６】
タービン動翼２０は、溝（成形）加工により、基材表面に凹凸断面の摩耗成形部２９Ａが成形された後、タービン動翼２０の翼表面は洗浄される。この翼表面の洗浄後、補修材の装填工程１４（図１参照）で補修材３０Ａが基材２７の摩耗成形部２９ＡにＮｉベースのペースト３１を用いて押し付けられて装填され、凹凸接合される。
【００６７】
補修材３０Ａの接合部は、基材２７の摩耗成形部２９Ａに対向する補形形状をなして嵌め合され、凹凸接合するように予め成形されている。補修材３０Ａは、第１の実施形態の補修材３０と同様、耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金で構成される。補修材３０Ａを基材２７の摩耗成形部２９Ａに押し付けて装填させるＮｉベースのペースト３１は、０．１ｍｍ未満〜０．３ｍｍ程度の膜厚を有する。Ｎｉベースのペースト３１も、第１の実施形態に示されたＮｉベースのペーストと同じペーストが用いられる。Ｎｉベースのペースト３１は低融点のＮｉ基合金粉末と高融点のＮｉ基合金粉末とを配合したものに、さらにバインダを配合したペーストで構成される。このＮｉベースのペースト３１で補修材３１Ａが基材２７の摩耗成形部２９Ａに嵌り合って接合され、接着される。
【００６８】
なお、補修材３０Ａは、全体として摩耗損傷を受けるタービン動翼２０の（基材２７の）接触部位２８の部品形状に予め製作される。実際には、補修材３０Ａは接触部位２８の部品形状より若干大きな肉厚を有し、基材２７の摩耗成形部２９Ａに対向する補形形状の接合部を備えた部品形状に予め成形されている。基材２７の摩耗成形部２９Ａに装填される補修材３０Ａの接合部は、互いに補形形状に成形されて嵌め合されて接触（接合）される。ここに、補形形状とは、一方の部材が他方の部材に相互に接触して接合される補完形状の形状関係を意味する。具体的には、補形形状は、（基材２７の摩耗成形部２９Ａの）凹凸形状に対向する（補修材３０Ａの接合部の）凹凸形状のように、相互に嵌り合う対をなす補完形状をなし、相互に補完し合う一方と他方との嵌り合い形状を意味する。
【００６９】
タービン動翼２０の基材２７には第１の実施形態に示されたＮｉ基超耐熱合金が用いられ、補修材３０ＡやＮｉベースのペースト３１にも第１の実施形態にそれぞれ使用されたＣｏ基超耐熱合金や、低融点のＮｉ基合金粉末と高融点のＮｉ基合金粉末とを配合したものにバインダをさらに配合したペーストが用いられる。Ｎｉベースのペースト３１を用いて基材２７の摩耗成形部２９Ａに、補修材３０Ａの接合部を装填し、嵌め合せ接合させる。
【００７０】
補修材３０Ａを基材２７の摩耗成形部２９Ａに装填した後に、タービン動翼２０を真空熱処理炉内に装入し、拡散熱処理を施す。拡散熱処理の温度は１０００℃〜１２００℃で、保持する時間は２０分〜１時間の間で行なわれる。
【００７１】
拡散熱処理を施すことにより、第１の実施形態に示されたタービン動翼と同様に、タービン動翼２０は低融点のＮｉ基合金粉末のみが、図５（Ａ），（Ｂ）に示すように溶融し、基材２７と補修材３０ＡおよびＮｉベースのペーストに含まれるボロン（Ｂ）やシリコン（Ｓｉ）等の金属が相互に拡散して、強固に一体接合される。タービン動翼２０は拡散熱処理により、補修材３０Ａが基材２７の摩耗成形部２９Ａに、Ｎｉベースのペースト３１を用いて全体が均一温度で拡散ろう付けされ、強固に一体接合される。
【００７２】
摩耗材として使用される耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金製の補修材３０Ａは、基材２７の摩耗成形部２９ＡにＮｉベースのペースト３１を用いて装填されて嵌め合せ、拡散ろう付けにて一体接合される。基材２７の摩耗成形部２９Ａと補修材３０ＡはＮｉベースのペースト３１を用いて拡散ろう付けで一体接合されるので、真空熱処理炉内での拡散熱処理時に、補修材３０Ａは、重力による落下が生じることはなかった。
【００７３】
中でも、摩耗損傷を受けるタービン動翼２０は、基材２７の接触部位２８を研削・溝加工し、摩耗損傷部２８ａを矩形形状あるいは台形形状の溝を有する凹凸形状の摩耗成形部２９Ａが成形される。基材２７の凹凸形状の摩耗成形部２９Ａに、予め成形加工されている補形形状の補修材３０Ａの接合部が装填して接合される。補修材３０Ａの接合部は基材２７の摩耗成形部２９Ａに、Ｎｉベースのペースト３１を用いて装填して嵌め合され、凹凸接合されるので、接触面積を大きく取ることができ、補修材３０Ａは基材２７の摩耗成形部２９Ａに安定的に保持される。
【００７４】
したがって、Ｃｏ基の耐摩耗性材料の補修材３０Ａは、拡散熱処理時、摩耗材（補修材３０Ａ）が重力により落下しない接合形状に保持され、Ｎｉベースのペースト３１を用いた拡散ろう付けにより強固に一体接合される。
【００７５】
基材２７の摩耗成形部２９Ａに装填された補修材３０は、拡散熱処理後に、補修材３０Ａを研削して表面仕上げが施され、タービン動翼２０は、実機使用前、すなわち、摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形して補修される。補修されたタービン動翼２０では、表面仕上げされた補修材３０Ａに実機使用前の接触部位２８の接触面２５に相当する接触面２５Ａが形成される。
【００７６】
補修されたタービン動翼２０は実機使用前、すなわち摩耗損傷を受ける前のタービン動翼と同じ寸法形状に修復され、再使用に供される。補修されたタービン動翼２０は、接触部位がＣｏ基超耐熱合金製の補修材３０Ａで成形され、ビッカース硬度で基材２７の硬度より１００程度硬いＣｏ基の耐摩耗性材料で製作される。したがって、補修されたタービン動翼２０は耐熱性や耐摩耗性に優れた補修部品となって再利用に供される。
【００７７】
第２の実施形態においても、タービン動翼２０を図１に示すタービン部品の補修方法を実施して補修することにより、拡散熱処理時、補修材３０Ａが重力により落下が生じることなく、拡散熱処理を施すことにより、低融点のＮｉ基合金粉末のみが溶融し、基材２７と補修材３０ＡおよびＮｉベースのペースト３１に含まれる金属が相互に拡散して、強固に一体接合される。
【００７８】
［第２の実施形態の効果］
第２の実施形態では、第１の実施形態で説明した作用効果を奏する他、タービン動翼２０の基材２７の表面に凹凸断面を有する摩耗成形部２９Ａが形成され、この摩耗成形部２９Ａに対向する耐摩耗性材料の補修材３０Ａの接合部は予め補形形状に成形されている。そして、基材２７の摩耗成形部２９ＡにＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０Ａの接合部が装填されて嵌り合い接合される。補修材３０Ａは基材２７の摩耗成形部２９Ａに界面張力が働く嵌り合い形状となって装填され、保持される。
【００７９】
基材２７の摩耗成形部２９ＡにＮｉベースのペースト３１を用いて装填された補修材３０Ａは、真空熱処理炉に装入されて所要時間１０００℃〜１２００℃の高温で拡散熱処理される。したがって、拡散熱処理時に、補修材３０Ａは基材２７の摩耗成形部２９Ａから補修材３０Ａが重力により落下しない接合形状に保持され、拡散ろう付けで強固に一体接合させることができる。
【００８０】
［第３の実施形態］
タービン動翼の補修技術の第３の実施形態を図７を参照して説明する。
第３の実施形態は、実タービンプラントで摩耗損傷を受けたタービン動翼が寿命に到達する前に補修される摩耗部の補修技術を示すもので、第１の実施形態に示されるタービン動翼の補修技術と同じ構成には同一符号を付して重複説明を省略ないし簡素化する。
【００８１】
第３の実施形態に示すタービン動翼およびその補修方法において、タービン動翼２０の構成は図２および図３に示すものと同じで異ならない。タービン動翼２０の基材２７には、第１の実施形態の表３に示されたＮｉ基超耐熱合金が用いられる。
【００８２】
タービン動翼の補修方法では、摩耗損傷を受けた（タービン動翼２０の）接触部位２８の摩耗損傷部２８ａを切削除去して成形加工されるが、図７に示すようにタービン動翼２０の摩耗部の成形加工形状が第１の実施形態とは相違する。図７では、実機使用後に摩耗損傷を受けたタービン動翼２０は翼表面から劣化したコーティング層が除去される。基材２７の接触部位２８は、摩耗により摩耗損傷部２８ａに凹凸が生じている。基材２７の摩耗損傷部２８ａの表面は酸化しており、摩耗損傷部２８ａ表面酸化層は耐摩耗性材料の補修材３０Ｂを装填するために研削等で除去し、溝加工等の成形加工を実施する。劣化したコーティング層や酸化層を除去し、研削する成形加工はコーティング・酸化層除去および成形加工工程１２（図１参照）で行なわれる。この成形加工により基材２７に波形形状あるいはジグザグ状（山型形状）の凹凸断面を有する摩耗成形部２９Ｂが構成される。
【００８３】
タービン動翼２０では、基材２７に凹凸断面の摩耗損傷部２８ｂが成形された後、図１に示すタービン部品の補修方法が実施され、タービン動翼２０の翼表面は洗浄工程１３で洗浄される。翼表面の洗浄後、補修材の装填工程１４で基材２７の摩耗成形部２９Ｂに補修材３０Ｂが装填される。補修材３０Ｂは基材２７の摩耗成形部２９ＢにＮｉベースのペースト３１を用いて押し付けて装填され、突き合されて凹凸接合される。
【００８４】
補修材３０Ｂの接合部は、基材２７の摩耗成形部２９Ｂと補形形状をなして対向し、基材２７の摩耗成形部２９Ｂに接触して凹凸接合するように予め成形されている。補修材３０Ｂは第１の実施形態の補修材３０と同様、耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金で構成される。補修材３０Ｂを基材２７の摩耗成形部２９Ｂに装填させるＮｉベースのペースト３１は０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度の膜厚を有する。Ｎｉベースのペースト３１も第１の実施形態に示されたＮｉベースのペーストと同じペーストが用いられる。このＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０Ｂは基材２７の摩耗成形部２９Ｂに突き合されて装填されて接着される。
【００８５】
なお、補修材３０Ｂは、全体として摩耗損傷を受けるタービン動翼２０の（基材２７の）接触部位２８の部品形状に予め構成されている。実際には、補修材３０Ｂは、接触部位２８の部品形状より若干大きな肉厚を有し、基材２７の摩耗成形部２９Ｂに対向する接合部を備えた部品形状に予め成形されている。基材２７の摩耗成形部２９Ｂに装填される補修材３０Ｂの接合部は、摩耗成形部２９Ｂとは補形形状に予め成形されており、補修材３０Ｂは基材２７の摩耗成形部２９Ｂに嵌め合されて接触（接合）される。ここに、補形形状とは、第２の実施形態で示されたものと同様、相互に補完し合う一方と他方との嵌り合い形状を意味する。
【００８６】
タービン動翼２０の基材２７には、第１の実施形態に示されたＮｉ基超耐熱合金が用いられ、補修材３０ＢやＮｉベースのペースト３１にも第１の実施形態にそれぞれ示されたＣｏ基超耐熱合金や、低融点のＮｉ基合金粉末と高融点のＮｉ基合金粉末とを配合したものにバインダをさらに配合したペーストが用いられる。Ｎｉベースのペースト３１を用いて基材２７の摩耗成形部２９Ｂに、補修材３０Ｂの接合部を装填して接合される。
【００８７】
補修材３０Ｂを基材２７の摩耗成形部２９Ｂに押し付けて装填した後に、タービン動翼２０を真空熱処理炉内に装入して、拡散熱処理を施す。拡散熱処理の温度は１０００℃〜１２００℃で、保持する時間は２０分〜１時間の間で行なわれる。
【００８８】
拡散熱処理を施すことにより、第１の実施形態に示されたタービン動翼と同様に、タービン動翼２０は低融点のＮｉ基合金粉末のみが、図５（Ａ）および（Ｂ）に示すように溶融し、基材２７と補修材３０ＢおよびＮｉベースのペースト３１に含まれるＮｉ，Ｃｏ等の金属が相互に拡散して、強固に一体接合される。タービン動翼２０は、拡散熱処理により補修材３０Ｂが基材２７の摩耗成形部２９ＢにＮｉベースのペースト３１を用いて拡散ろう付けされ、強固に一体接合される。
【００８９】
摩耗材として使用される耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金製の補修材３０Ｂは、基材２７の摩耗成形部２９ＢにＮｉベースのペースト３１を用いて装填され、拡散ろう付けにて一体接合される。基材２７の摩耗成形部２９Ｂと補修材３０Ｂは、Ｎｉベースのペースト３１を用いて拡散ろう付けされ、一体接合されるので、真空熱処理炉内での拡散熱処理時に、補修材３０Ｂは、重力による落下が生じない接合形状に保持される。
【００９０】
中でも、摩耗損傷を受けるタービン動翼２０は基材２７の接触部位２８を研削・溝加工し、摩耗損傷部２８ｂを波形形状あるいは山型形状に成形して凹凸形状の摩耗成形部２９Ｂが構成される。基材２７の摩耗成形部２９Ｂに、予め成形加工された補形形状（凹凸形状）の補修材３０Ｂの接合部が装填して凹凸形状に嵌め合され、接合される。補修材３０Ｂの接合部は基材２７の摩耗成形部２９Ｂに、Ｎｉベースのペースト３１を用いて装填して嵌め合され、凹凸接合されるので、接触面積を大きくとることができ、補修材３０Ｂは、基材２７の摩耗成形部２９Ｂに安定的に保持される。
【００９１】
したがって、耐摩耗性材料の補修材３０Ｂは、拡散熱処理時、摩耗材（補修材３０Ｂ）が重力により落下しない接合形状に保持され、Ｎｉベースのペースト３１を用いた拡散ろう付けにより強固に一体接合される。
【００９２】
基材２７の摩耗成形部２９Ｂに装填された補修材３０Ｂは、拡散熱処理後に、補修材３０Ｂを研削して表面仕上げが施され、タービン動翼２０は、実機使用前、すなわち、摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形して補修される。補修されたタービン動翼２０は、摩耗損傷を受ける前の部品形状に修復される。しかも、表面仕上げされたタービン動翼２０の補修材３０Ｂには、実機使用前の接触部位２８の接触面２５に相当する耐摩耗性材料の接触面２５Ｂが形成される。
【００９３】
補修されたタービン動翼２０は、実機使用前、すなわち、摩耗損傷を受ける前のタービン動翼と同じ寸法形状に修復され、再使用に供される。補修されたタービン動翼２０は、接触部位２８がＣｏ基耐熱合金製の補修材３０Ｂで成形され、ビッカース硬度で基材２７の硬度より１００程度硬いＣｏ基の耐摩耗性材料で製作される。したがって、補修されたタービン動翼２０は耐熱性や耐摩耗性に優れた補修部品となって再使用に供される。
【００９４】
第３の実施形態において、タービン動翼２０を図１に示すタービン部品の補修方法を実施して補修することにより、拡散熱処理時に補修材３０Ｂが重力により落下が生じない接合形状に安定的に保持され、拡散ろう付け処理で低融点のＮｉ基合金粉末のみが溶融し、基材２７と補修材３０ＢおよびＮｉベースのペースト３１に含まれる金属が相互に拡散して、強固に一体接合される。
【００９５】
［第３の実施形態の効果］
第３の実施形態では、第１の実施形態で説明した作用効果を奏する他、タービン動翼２０の基材２７の表面に波形形状あるいはジグザグ形状の凹凸断面を有する摩耗成形部２９Ｂが形成され、この摩耗成形部２９Ｂに対向する耐摩耗性材料の補修材３０Ｂの接合部は摩耗成形部２９Ｂと補形形状をなすように予め成形されている。そして、基材２７の摩耗成形部２９ＢにＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０Ｂの接合部が装填されて嵌り合い接合される。
【００９６】
基材２７の摩耗成形部２９ＢにＮｉベースのペースト３１を用いて装填された補修材３０Ｂは、真空熱処理炉に装入されて所要時間１０００℃〜１２００℃の高温で拡散熱処理される。したがって、拡散熱処理時に、補修材３０Ｂは基材２７の摩耗成形部２９Ｂから補修材３０Ｂが重力により落下しない接合形状に安定的に保たれ、拡散ろう付けで強固に一体接合させることができる。
【００９７】
［第４の実施形態］
タービン動翼の補修技術の第４の実施形態を図８を参照して説明する。
第４の実施形態は、実タービンプラントで摩耗損傷を受けたタービン動翼が、寿命に到達する前に補修される摩耗部の補修技術を示すもので、第１の実施形態に示されたタービン動翼２０の補修技術と同じ構成には同一符号を付して重複説明を省略ないし簡素化する。
【００９８】
第４の実施形態に示すタービン動翼およびその補修方法において、タービン動翼２０の構成は、図２および図３に示すものと同じで異ならない。タービン動翼２０の基材２７には、第１の実施形態の表３に示されたＮｉ基超耐熱合金が使用される。
【００９９】
タービン動翼の補修方法では、摩耗損傷を受けた（タービン動翼２０の）接触部位２８の摩耗損傷部２８ａを切削し、除去して摩耗成形部２９Ｃが成形加工される。基材２７表面は、図８に示すようにタービン動翼２０の摩耗部の成形加工形状が第１の実施形態とは相違する。図８では、実機使用後に摩耗損傷を受けたタービン動翼２０は、劣化したコーティング層が翼表面から除去される一方、摩耗を受けた凹凸形状の摩耗損傷部２８ａが基材２７より研削されて摩耗成形部２９Ｃが成形加工される。
【０１００】
基材２７の接触部位２８は、隣り合う翼同士の摩擦接触による摩耗で摩耗損傷部２８ａに凹凸が生じており、凹凸が生じた摩耗損傷部２８ａは酸化により酸化層が形成されている。したがって、図１に示すコーティング・酸化層除去および成形（溝）加工工程１２で、翼表面のコーティング層、酸化層を除去し、摩耗損傷部２８ａを研削して成形加工する。この成形加工により、基材２７の表面に摩耗成形部２９Ｃが成形される。摩耗成形部２９Ｃは成形形状を断面で見ると、円筒形や多角形の穴（溝）形状を複数備えた成形形状に構成される。
【０１０１】
タービン動翼２０の基材２７は、基材２７の表面に摩耗成形部２９Ｃが成形された後、図１に示す洗浄工程１３で洗浄され、この洗浄後、補修材の装填工程１４で基材２７の損傷成形部２９Ｃに基材２７の接合部が装填され、接合される。
【０１０２】
補修材３０Ｃは、全体として摩耗損傷を受けるタービン動翼２０の（基材の）接触部位の部品形状に予め構成されている。実際には、補修材３０Ｃは接触部位２８の部品形状より若干大きな肉厚を有し、基材２７の摩耗成形部２９Ｃに対向する補形形状の接合部を備えた部品形状に予め成形されている。基材２７の摩耗成形部２９Ｃに装填される補修材３０Ｃの接合部は、摩耗成形部２９Ｃに対向する補形形状に予め成形されており、補修材３０Ｃの接合部は基材２７の摩耗成形部２９Ｃに装填することに突き合され、嵌め合されて接合される。ここに、補形形状とは、第２の実施形態で示されたものと同様、相互に補完し合う一方と他方との嵌り合い形状を意味する。
【０１０３】
タービン動翼２０の基材２７には、第１の実施形態に示されたＮｉ基超耐熱合金が用いられ、補修材３０ＣやＮｉベースのペースト３１にも第１の実施形態にそれぞれ示されたＣｏ基超耐熱合金や、低融点のＮｉ基合金粉末と高融点のＮｉ基合金粉末とを配合したものにバインダをさらに配合したペーストが用いられる。Ｎｉベースのペースト３１を用いて基材２７の摩耗成形部２９Ｃに、補修材３０Ｃの接合部を装填して接合される。
【０１０４】
基材２７の摩耗成形部２９Ｃに補修材３０Ｃを装填した後に、タービン動翼２０を真空熱処理炉内に装入し、拡散熱処理を施す。拡散熱処理の温度は１０００℃〜１２００℃で、保持する時間は２０分〜１時間の間で行なわれる。
【０１０５】
補修されたタービン動翼２０に拡散熱処理を施すことにより、第１の実施形態に示されたタービン動翼と同様に、タービン動翼２０は低融点のＮｉ基合金粉末のみが、図５（Ａ）および（Ｂ）に示すように溶融し、基材２７と補修材３０ＣおよびＮｉベースのペースト３１に含まれるＮｉ，Ｃｏ等の金属が相互に拡散して、強固に一体接合される。タービン動翼２０は、拡散熱処理により補修材３０Ｃが基材２７の摩耗成形部２９ＣにＮｉベースのペースト３１を用いて拡散ろう付けされ、強固に一体接合される。
【０１０６】
摩耗材として使用される耐摩耗性材料のＣｏ基超耐熱合金製の補修材３０Ｃは、基材２７の摩耗成形部２９ＣにＮｉベースのペースト３１を用いて装填され、拡散ろう付けにて一体接合される。拡散ろう付けで基材２７の摩耗成形部２９Ｃと補修材３０Ｃは、一体接合されるので、真空熱処理炉内での拡散熱処理時に、補修材３０Ｃは、重力による落下が生じない接合形状に安定的に保たれる。
【０１０７】
中でも、摩耗損傷を受けるタービン動翼２０は基材２７の接触部位２８を研削・穴（溝）加工し、摩耗損傷部２８ａを円筒形状の凹部を備えた摩耗成形部２９Ｃに成形して、基材２７の表面に摩耗成形部２９Ｃが構成される。基材２７の摩耗成形部２９Ｃに、予め成形加工された補形形状の補修材３０Ｃの接合部が装填して接合される。補修材３０Ｃの接合部は基材２７の摩耗成形部２９Ｃに、Ｎｉベースのペースト３１を用いて装填して嵌め合され、凹凸接合されるので、接触面積を大きくとることができ、補修材３０Ｃは、基材２７の摩耗成形部２９Ｃに安定的に保持される。
【０１０８】
したがって、耐摩耗性材料の補修材３０Ｃは、拡散熱処理時、摩耗材（補修材３０Ｃ）が重力により落下しない形状に安定的に保持され、Ｎｉベースのペースト３１を用いた拡散ろう付けにより強固に一体接合される。
【０１０９】
基材２７の摩耗成形部２９Ｃに装填された補修材３０Ｃは、拡散熱処理後に、補修材３０Ｃを研削して表面仕上げが施され、タービン動翼２０は、実機使用前、すなわち、摩耗損傷を受ける前の部品形状に成形して補修される。補修されたタービン動翼２０は、摩耗損傷を受ける前の部品形状に補修され、しかも、表面仕上げされたタービン動翼２０の補修材３０Ｃには、実機使用前の接触部位２８の接触面２５に相当するＣｏ基の耐摩耗性材料の接触面２５Ｃが形成される。
【０１１０】
補修されたタービン動翼２０は、実機使用前、すなわち、摩耗損傷を受ける前のタービン動翼と同じ寸法形状に修復されて再使用に供される。補修されたタービン動翼２０は、接触部位２８がＣｏ基耐熱合金製の補修材３０Ｃで成形され、ビッカース硬度で基材２７の硬度より１００程度硬いＣｏ基の耐摩耗性材料で製作される。したがって、補修されたタービン動翼２０は耐熱性や耐摩耗性に優れた補修部品となって再使用に供される。
【０１１１】
第４の実施形態において、タービン動翼２０を図１に示すタービン部品の補修方法を実施して補修することにより、拡散熱処理時に補修材３０Ｃが重力により落下が生じることなく、拡散ろう付け処理で低融点のＮｉ基合金粉末のみが溶融し、基材２７と補修材３０ＣおよびＮｉベースのペースト３１に含まれる金属が相互に拡散して、強固に一体接合される。
【０１１２】
［第４の実施形態の効果］
第４の実施形態では、第１の実施形態で説明した作用効果を奏する他、タービン動翼２０の基材２７の表面に円筒形や多角形の溝もしくは穴形状の凹凸断面を有する摩耗成形部２９Ｃが形成され、この摩耗成形部２９Ｃに対向するＣｏ基の耐摩耗性材料の補修材３０Ｃの接合部は予め補形形状に成形されている。そして、基材２７の摩耗成形部２９ＣにＮｉベースのペースト３１を用いて補修材３０Ｃの接合部が装填されて嵌り合い接合される。
【０１１３】
基材２７の摩耗成形部２９ＣにＮｉベースのペースト３１を用いて装填された補修材３０Ｃは、真空熱処理炉に装入されて所要時間１０００℃〜１２００℃の高温で拡散熱処理される。したがって、拡散熱処理時に、補修材３０Ｃは基材２７の摩耗成形部２９Ｃから補修材３０Ｃが重力により落下しない接合形状に安定的に保持され、拡散ろう付けで強固に一体接合させることができる。
【０１１４】
第１の実施形態ないし第４の実施形態では、タービン部品としてガスタービンのタービン動翼の例を説明したが、ガスタービン部品の燃焼器ライナ、トランジションピースおよび静翼にも同様の補修を行なうことができる。
【０１１５】
また、タービン部品の補修技術は、ガスタービンのタービン部品だけでなく、蒸気タービンのタービン部品に適用することができる。
【０１１６】
さらに、各実施形態では、摩耗損傷を受けるタービン動翼の接触部位の基材に摩耗成形部を成形し、基材の摩耗成形部にＮｉベースのペーストを塗布して補修材を押し付けて装填したものにおいて、補修材を基材の摩耗成形部に拡散熱処理にて拡散ろう付けし、一体接合させる例を示した。この一体接合技術は、タービン部品の基材と補修材との拡散ろう付けに限定されない。一方の部材を他方の部材に、両部材に関連する金属ベースのペーストを用いて拡散熱処理により拡散ろう付けして一体接合する場合に応用することができる。
【０１１７】
以上、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おらず、その他の様々な形態で実施されることが可能である。発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の省略、置き換え、変更を行なうことができる。これらの実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
【符号の説明】
【０１１８】
１１…受入検査工程、１２…コーティング・酸化層除去および成形（溝）加工工程、１３…洗浄工程、１４…補修材の装填工程、１５…拡散型処理工程、１６…表面仕上げ工程、１７…リコーディング工程、１８…出荷前検査工程、２０…タービン動翼（タービン部品）、２１…植込部、２２…プラットフォーム部、２３…羽根部、２４…翼頂部、２５，２５Ａ，２５Ｂ，２５Ｃ…接触面（接触部位）、２７…基材、２８…接触部位、２８ａ，２８ｂ，２８ｃ…摩耗損傷部、２９，２９Ａ，２９Ｂ，２９Ｃ…摩耗成形部（成形部）、３０，３０Ａ，３０Ｂ，３０Ｃ…補修材、３１…Ｎｉベースのペースト、３２…低融点のＮｉ基合金粉末、３３…高融点のＮｉ基合金粉末。
【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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