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に形成されたγ’相が消失した変質層の厚さと、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。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。前記指標は、D=k0exp-Q/RTt1/2D: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。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。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°C以上の高温域で顕著に生じる。そのため、750°C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°C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。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。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、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近傍に形成されたγ’相が消失した変質層の厚さと、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。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。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。また、前記指標は、D=k0exp-Q/RTt1/2、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。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。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。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。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。図1A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1A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。γ’相11の組成は、Ni3Al、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。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1B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1B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。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。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。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。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。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。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=kt1/2D: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。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=k0exp-Q/RTk: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/mоlK、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。変質層20の厚さDは、アレニウスの式を用いれば、D=k0exp-Q/RTt1/2D: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/mоlK、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。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。構造部材の初期状態は、図3A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3Aの矢印は最表層を示している。これに対して、図3B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3B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2Bの両矢印で示されている厚みを測定する。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=k0exp-Q/RTt1/2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。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~a6800K~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。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。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。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。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。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。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。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。また、本実施形態では、D=k0exp-Q/RTt1/2D: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。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。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。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=k0exp-Q/RTt1/2D: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。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。