【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン高温部品の寿命診断を行う場合に好適なガスタービン高温部品の歪推定技術に係り、特に運転中に高温下に曝されることによる材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等を受けた高温部品の歪を精度よく推定するガスタービン高温部品の歪推定方法および同推定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービン発電プラントにおいては、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空気が圧縮され、この圧縮空気が燃焼器に案内されて燃焼器ライナで燃料とともに高温で燃焼される。燃焼器ライナで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および静翼を経てガスタービンの動翼に案内され、この動翼を回転駆動させてガスタービンの仕事をさせるようになっている。
【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、静翼および動翼には、Ｎｉ基またはＣｏ基またはＮｉ−Ｆｅ基耐熱超合金が用いられているが、ガスタービンの運転とともに種々の損傷がみられる。この損傷について説明すると、まず、各部品は高温の燃焼ガスに曝されるため、材質劣化を生じる。近年の高効率ガスタービンでは燃焼ガス温度が１０００℃を超え、この材質劣化の激しさは顕著となってきている。また、動翼については高速回転されるため大きな遠心応力を受け、クリープ損傷が蓄積される。さらに、ガスタービンの起動時には比較的低温環境域から高温環境域に推移する段階で、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、それぞれ熱疲労が生じ、これらの疲労損傷が重畳して蓄積される。
【０００４】
従来、このようなガスタービン高温部品の保守管理については、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、例えば特開平１０−２９３０４９号公報により開示されているように、ガスター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、いずれの保守管理方法を実施する場合においても、これまでは必要に応じて定検毎に補修を繰返し、管理寿命に到達した後には、一律にガスタービン高温部品が廃却され、非常に高価な新品と交換していた。
【０００５】
これに対し、高温部品である動翼に関して、運転にて生じた材質劣化とともに蓄積したクリープ損傷、疲労損傷については、主強化相であるγ´相［Ｎｉ３（Ａｌ，Ｔｉ）］が固溶する温度以上で、かつ動翼が溶融しない温度以下で熱間等方加圧処理し、溶体化熱処理、時効熱処理を順に行うことで寿命延伸が可能となっている（例えば特開平１１−３３５８０２号公報）。
【０００６】
このような処理を施すことにより、全ての動翼が寿命延伸できることではなく、使用中に蓄積された損傷量、すなわち歪の量に大きく影響する。歪量が大きいと本処理後に再結晶が生じて材料強度が激減する。この状態にて再使用することになると、強度不足に起因する破壊事故につながる問題がある。従って、本処理前には再結晶化するかどうかを判定するために歪を定量的に推定する手法が必要である。
【０００７】
なお、材料の歪を推定する手法としては、測定個所を機械的に切断して、物理的に歪の一部を開放させ、このときの変形量の変化を歪ゲージで推定する切断法あるいはＸ線を測定個所に照射して、歪による結晶の乱れを測定してＸ線回折の原理から歪を推定するＸ線回折法等が知られている。
【０００８】
しかし、切断法では測定材料を破壊する必要があり、Ｘ線回折法では非破壊で推定する利点はあるが、Ｘ線照射装置およびＸ線検出器等の特殊な装置を必要とする等の問題点がある。
【０００９】
なお、このような問題点を伴わない従来技術として、特開平５−７９９２８号公報または特開平８−２４７９１４号公報等に示された歪推定法が知られている。これらの技術は、変形抵抗の違いにより変化する硬さと歪との相関関係を予め求めておき、歪を推定したい材料の硬さを測定することにより歪を推定する構成となっている。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述した従来の方法においては、材質劣化の違いには対応できず、高温の燃焼ガスに曝されて材質劣化も生じる析出型強化合金または固溶強化型合金からなるガスタービン高温部品については、高精度の推定が困難である。
【００１１】
本発明は前記課題を解決するために、歪を推定する高温部品を破壊せずに、材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等の劣化・損傷を受けたガスタービン高温部品において、歪を高精度で推定するガスタービン高温部品の歪推定手法およびその装置を提供することを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明では機械的な変形および材質劣化も考慮した材料を人工的に作成して種々の硬さ値と歪量との相関をあらかじめ求めておき、材料の硬さから歪を推定する。
【００１３】
即ち、析出型強化合金または固溶強化型合金からなるガスタービン高温部品は、単なる歪のみではなく、高温に曝されることにより材質劣化を生じ、この材質劣化は析出物の増減により硬さに影響を及ぼすため、材質劣化を考慮しなければ、正確なガスタービン高温部品の歪の推定、ひいては部品の熱処理による再生可否判断が正確に行えないものである。
【００１４】
そこで、本発明では、まずガスタービン高温部品材料を人工的に種々の温度で加熱して各種加熱劣化材を作成する。この材料では機械的な変形を受けていないため、歪がない状態の材料となる。さらに、各種材質劣化材を用いてクリープ試験を実施して異なる歪量の歪付加材も作成する。その後、加熱劣化および歪付加材の硬さと組織観察を行う。組織観察においては、析出物の密度をパラメータとするために単位面積当たりの個数を画像処理装置により計算する。
【００１５】
以上の硬さ値と析出物のデータをもとに、まず、材質劣化のみを考慮した場合の硬さと析出物の密度の相関を求める。すなわち、歪がない場合の相関となる。
【００１６】
次に材質劣化と歪が重畳した場合の硬さと析出物の密度の相関を同様にして求め、各歪量毎に整理する。このようにして歪と硬さとの関係以外の材質劣化も考慮して、予め作成したマスターカーブにより、硬さと析出物の密度とに基づいて歪量が推定できるようにする。
【００１７】
即ち、請求項１に係る発明では、析出型強化合金または固溶強化型合金からなるガスタービン高温部品について、予め材質劣化と歪とが重畳した場合における当該歪量と硬さとの相関データを得ておき、ガスタービンの運用により材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等の劣化・損傷を受けた前記ガスタービン高温部品の硬さを計測し、この計測した硬さと前記相関データとに基づいて前記劣化・損傷を受けたガスタービン高温部品の歪を推定することを特徴とするガスタービン高温部品の歪推定方法を提供する。
【００１８】
請求項２に係る発明では、析出型強化合金または固溶強化型合金からなるガスタービン高温部品について、予め材質劣化と歪とが重畳した場合における当該劣化により析出する析出物の密度と硬さとの相関および歪量と硬さとの相関を示すデータを得ておき、ガスタービンの運用により材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等の劣化・損傷を受けた前記ガスタービン高温部品の硬さと析出物の密度とを計測し、この計測した硬さおよび析出物の密度と歪を推定することを特徴とするガスタービン高温部品の歪推定方法を提供する。
【００１９】
請求項３に係る発明では、請求項１または２記載のガスタービン高温部品の歪推定方法において、材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等の劣化・損傷を受けたガスタービン高温部品として動翼、静翼、燃焼器ライナまたはトランジションピースに適用することを特徴とするガスタービン高温部品の歪推定方法を提供する。
【００２０】
請求項４に係る発明では、請求項１から３までのいずれかに記載のガスタービン高温部品の歪推定方法において、推定する部品の硬さ計測は、超音波硬さ計測装置またはショア硬さ計測装置を用いることを特徴とするガスタービン高温部品の歪推定方法を提供する。
【００２１】
請求項５に係る発明では、請求項２または３記載のガスタービン高温部品の歪推定方法において、推定する部品の析出物の密度は、レプリカにより析出物を転写して求めることを特徴とするガスタービン高温部品の歪推定方法を提供する。
【００２２】
請求項６に係る発明では、ガスタービン高温部品における歪を推定したい特定箇所の組織をレプリカで採取する金属組織採取装置と、この金属組織採取装置により採取した組織を画像処理する組織の画像処理装置と、前記組織の採取箇所の硬さを計測する硬さ計測装置と、この硬さ計測装置により計測した硬さ計測値を処理する硬さ計測値処理装置と、この硬さ計測値処理装置により処理したデータに基づいてマスターカーブを作成するマスターカーブ作成装置と、このマスターカーブ作成装置により得られた情報をもとに前記ガスタービン高温部品の歪量の推定を行う歪量表示装置とを備えたことを特徴とするガスタービン高温部品の歪推定装置を提供する。
【００２３】
材料の歪を推定するにあたっては、材質劣化および歪を付加した材料の組織、硬さおよび歪の相関を求め、マスターカーブを作成する。このマスターカーブは、各材料毎に作成することが望ましい。まず、対象となる材料を人工的に種々の温度で加熱して各種加熱劣化材を作成する。この材料では機械的な変形を受けていないため、歪がない状態の材料となる。さらに、各種材質劣化材を用いてクリープ試験を実施して異なる歪量の歪付加材も作成する。その後、加熱劣化および歪付加材の硬さと組織観察を行う。硬さ計測は、ビッカース型の硬度計で行うことが望ましい。組織観察においては、析出物の密度をパラメータとするために単位面積当たりの個数を画像処理装置により計算する。なお、パラメータとして析出物の体積率を用いても有効である。
【００２４】
以上の硬さ値と析出物のデータをもとに、まず、材質劣化のみを考慮した場合の硬さと析出物の密度の相関を求める。すなわち、歪がない場合の相関となる。次に材質劣化と歪が重畳した場合の硬さと析出物の密度の相関を同様にして求め、各歪量毎に整理する。
【００２５】
このようにして歪と硬さとの関係以外の材質劣化も考慮してあらかじめ作成したマスターカーブより、硬さと析出物の密度から歪量を推定することができる。
【００２６】
高温部品の中で動翼を再生して再使用する場合は、熱間等方加圧処理前に本発明の歪量の推定を行い、再結晶する歪量であるかどうかを判定することが望ましい。再結晶化する歪量以上であった場合には、再生処理しても再結晶化により強度低下が生じるため、再使用しないことが望ましい。なお、外表面にコーティングが施されている部品ではコーティング層を除去して歪量を推定することが望ましい。また、静翼、燃焼器ライナおよびトランジションピースについても、各部品に用いられている材料のマスターカーブを作成して歪を推定することが望ましい。
【００２７】
以上のように、本発明の歪量の推定手法により、ガスタービン高温部品の劣化と損傷とを共に受けた部材の歪を定量的に推定するが可能となり、再生使用する動翼に関しては、再使用しても問題がない翼を提供することができるようになる。
【００２８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービン高温部品の歪推定方法およびその装置の実施形態について図面を参照して説明する。
【００２９】
第１実施形態（図１，図２）
図１は本実施形態によるガスタービン高温部品の歪推定装置のシステム構成を示している。この歪推定装置は、歪を推定したい特定個所の組織をレプリカで採取する金属組織採取装置１と、採取した組織を画像処理する組織の画像処理装置２と、組織採取した同じ個所の硬さを計測する硬さ計測装置３と、硬さ計測値を処理する硬さ計測値処理装置４とを備える。また、マスターカーブ作成装置５とマスターカーブ作成装置５から得られた情報をもとに歪量の推定を行う歪量表示装置６を備えている。
【００３０】
マスターカーブ作成装置５は、実験室的に作成した材質劣化材と歪付加材から得られた歪と組織パラメータ値、一例として析出物の密度および硬さの相関を作成する手段と記憶機能部を備え、組織の画像処理装置２と硬さ計測値処理装置４からの出力値をもとに歪量に演算する機能を有している。歪量表示装置６は、最終出力値として現時点における歪量をマスターカーブ作成装置５で出力された情報をもとに推定および表示する機能を有している。
【００３１】
図２は、マスターカーブ作成装置５に記憶されているデータの中で、動翼に用いられている表１に試料Ｎｏ．１として示したＮｉ基超合金ＩＮ７３８ＬＣ材（商品名）の相関を示すグラフである。このグラフは、５００℃〜１０００℃の温度範囲で最大３００００時間までの各種加熱材の硬さと析出物の密度の相関をクリープ歪量毎に整理演算したものである。横軸の密度は単位面積当たりの析出物の個数であり、縦軸はビッカース硬度計を用いて計測したビッカース硬さである。
【００３２】
この図２に示したマスターカーブの作成に際しては、対象となる表１の材料Ｎｏ．１を人工的に種々の温度で加熱して各種加熱劣化材を作成し、機械的な変形を受けていない歪のない状態の材料と、材質劣化材を用いてクリープ試験を実施して異なる歪量とした歪付加材とを作成した。そして、加熱劣化および歪付加材の硬さと組織観察を行った。硬さ計測は、上述したように、ビッカース型の硬度計で行った。組織観察においては、析出物の密度をパラメータとするために単位面積当たりの個数を画像処理装置により計算した。
【００３３】
以上の硬さ値と析出物のデータをもとに、まず、材質劣化のみを考慮した場合の硬さと析出物の密度の相関を求めた。すなわち、歪がない場合の相関である。次に材質劣化と歪が重畳した場合の硬さと析出物の密度の相関を同様にして求め、各歪量毎に整理した。
【００３４】
このようにして求めた図２のマスターカーブに、歪％ごとに示したように、本実施形態においては、材質劣化が生じて析出物の密度が減少すると硬さは低下していた。また、同じ析出密度でも歪量が大きいほど硬さは高くなっていた。
【００３５】
この点について詳述する。上述したＮｉ基超合金ＩＮ７３８ＬＣ材は析出強化型合金であり、主強化相となるγ´相［Ｎｉ３（Ａｌ，Ｔｉ）］が母相上に点在状態で析出した形の組織をなしている。この合金によって構成されたガスタービン高温部品が、１０００℃等の高温燃焼ガスに長時間曝されて材質劣化が進行すると、主強化相であるγ´相としての析出物の密度が減少し、これにより硬さが低下するものである。
【００３６】
一方、同部品がクリープ損傷、疲労損傷等の損傷を受けた場合には歪が増大し、硬さが高くなる。この硬さを測定することにより単に硬さと歪との相関データに基づいて歪を推定することは、上述したように、従来より行われていた。しかし、上述した析出物の密度によっても硬さは変動するため、硬さと歪との相関に基づくのみでは析出物の密度による硬さ変動要素の欠落分だけ推定精度が低下する。
【００３７】
そこで、本実施形態では、特にガスタービン高温部品に適用される析出強化型合金の場合には、析出物の量的変動が硬さに対する寄与が大きいため、単に歪と硬さの相関に基づくのみではなく、析出物の定量的把握を行うことにより、正確な歪を推定するものである。
【００３８】
図２においては、このような観点から歪を０，０．２，０．４〜１．２（％）とした場合の硬さを縦軸に表し、材料の強化析出物の量（個数）を横軸に表した特性を示している。この図２に示したように、ガスタービン部品の硬度と歪との相関関係は、強化相の析出物の量的変化に伴って変化するが、単に硬度を特定しただけでは正確な歪を把握することはできないことが理解される。この図２の如く、横軸に表した析出物の量を特定することにより、縦軸に表した硬度と歪との相関を初めて正確に捉えることができる。
【００３９】
なお、マスターカーブ作成装置５には他の動翼材および静翼、燃焼器ライナ、トランジションピースに用いられている各種実験室材のデータが記憶されており、推定精度を向上するために追加データの入力も可能になっている。これらの部品材料については、下記の表１にそれぞれ組成とともに示している。
【００４０】
【表１】
【００４１】
この表１中、試料Ｎｏ．１〜６の材料、即ち、ＩＮ７３８ＬＣ（商品名）（以下、同じ。）、Ｕ５００材、ＭａｒＭ２４７材、Ｒｅｎｅ８０材、ＣＭＳＸ−２材およびＮｉｍｏｎｉｃ２６３が析出強化型合金であり、上述した図２と同様の特性を示す。
【００４２】
次に、図３および図４も参照して、さらに詳細に説明する。本実施形態は、材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等を受けた高温部品について、熱間等方加圧処理により再生して再使用することを前提としている。また、熱間等方加圧処理前に歪量の推定を行い、再結晶する歪量であるかどうかを判定することを主眼としている。即ち、再結晶化する歪量以上であった場合には、再生処理しても再結晶化により強度低下が生じ、再使用しないことが望ましいため、予めその判断を行うことが適切だからである。
【００４３】
図３は、図２に示した相関図を使用した歪推定を２例示したものである。第１例は、図３に符号７（白丸）で示したように、実プラントで設計寿命内で廃却となった表１の試料Ｎｏ．１と同等材料Ｎｉ基超合金製ガスタービン第２段動翼を対象として実施したものである。この場合には、歪量の推定結果は、再結晶化する歪量以下の０．２％であった。
【００４４】
また、第２例は、図３に符号８（黒丸）で示したように、前記と同材料により構成され、設計寿命を超えて使用され廃却となった翼を対象として実施したものである。この場合の歪量は、図３に符号９（点線）で示した再結晶化する歪量（１．２％）を超えていた。
【００４５】
その後、再使用を目的に熱間等方加圧処理を用いた再生処理を施し、材料の回復度を確認した。図４は、再生処理後の翼から採取した試験片Ａ１，Ａ２，Ｂ１，Ｂ２のクリープ破断時間を示している。
【００４６】
設計寿命内で廃却となった翼の試験片Ａ１，Ａ２のクリープ破断時間は新翼のクリープ破断時間９とほぼ同等以上の値を示していた。これに対し、設計寿命を超えて廃却となった翼の試験片Ｂ１，Ｂ２については推定通りに再結晶組織が認められ、クリープ破断強度は顕著に低下していた。
【００４７】
なお、本発明では前述の析出強化型合金に限らず、表１に試料７〜９として示した固溶強化型合金、例えばＨａｓｔｅｌｌｏｙＸ（商品名）（以下、同じ）。ＨＳ１８８、ＦＳＸ４１４についても実施することができる。
【００４８】
このように、本実施形態によれば、精度よく歪の推定が可能となることが確認された。
【００４９】
また、本発明では、Ｎｉ基、Ｃｏ基およびＮｉ−Ｆｅ基合金を用いた燃焼器ライナ、トランジションピースおよび静翼に対しても適用することができる。
【００５０】
第２実施形態（図５）
本実施形態は、劣化と歪とが重畳したガスタービン高温部品の硬さのみを測定し、相関データにより、劣化に対応した歪量を得るようにしたものである。図５は、その相関データを示し、縦軸に硬さを表し、横軸に歪を表している。なお、特性点の符号７，８，９は、第１実施形態で示した図３のものと同一の意味を示し、７は設計寿命時間内の翼、８は設計寿命時間超の翼、９は再結晶する歪量を示す。
【００５１】
即ち、本実施形態では、析出型強化合金または固溶強化型合金からなるガスタービン高温部品について、予め材質劣化と歪とが重畳した場合における当該歪量と硬さとの相関データを得ておき、ガスタービンの運用により材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等の劣化・損傷を受けた前記ガスタービン高温部品の硬さを計測し、この計測した硬さと図５に示した相関データとに基づいて前記劣化・損傷を受けたガスタービン高温部品の歪を推定する。
【００５２】
図５に示した相関データにおいては、材料を特定して予め材質劣化と硬さとの相関を図３のように求めることができるので、この関係をマスターカーブとして、図５の横軸に歪（％）として表したものである。したがって、横軸に劣化を考慮した歪の値が示されるので、試料については、硬さのみを測定し、レプリカによる観察は不要とすることができる。なお、マスターカーブ製作工程、使用装置等については、第１実施形態と略同様であるから説明を省略する。
【００５３】
本実施形態によれば、第１実施形態の効果に加え、推定作用時の操作を、さらに容易化することができる。
【００５４】
【発明の効果】
以上で詳述したように、本発明に係るガスタービン高温部品の歪推定方法によれば、材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷等の劣化・損傷を受けた等のガスタービン高温部品について、歪量を高精度で推定することが可能となる。そして、熱間等方加圧処理を用いて同部品を再生使用する際の翼の信頼性を、さらに向上させることが可能となる。また、本発明に係る高温部品の歪推定装置によれば、前記方法を的確に実施することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施形態を示し、歪推定装置のシステム構成図。
【図２】本発明の第１実施形態による硬さと析出物の密度および歪の相関を示すグラフ。
【図３】本発明の第１実施形態による再生翼の歪量推定結果を示すグラフ。
【図４】本発明の第１実施形態による再生翼のクリープ破断時間を示すグラフ。
【図５】本発明の第２実施形態による硬さと歪との相関を示すグラフ。
【符号の説明】
１…金属組織採取装置、２…組織の画像処理装置、３…硬さ計測装置、４…硬さ計測値処理装置、５…マスターカーブ作成装置、６…歪量表示装置、７…設計寿命時間内の翼、８…設計寿命時間超の翼、９…再結晶する歪量、１０…新翼の値。[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a technique for estimating the strain of a gas turbine high-temperature component suitable for performing a life diagnosis of the gas turbine high-temperature component, and particularly to a material deterioration, a creep damage, a fatigue damage, and the like due to exposure to a high temperature during operation. The present invention relates to a method and an apparatus for estimating the distortion of a gas turbine high-temperature component for accurately estimating the distortion of a high-temperature component.
[0002]
[Prior art]
In a gas turbine power plant, air is compressed by driving a compressor provided coaxially with the gas turbine, and the compressed air is guided to a combustor and burns at high temperature together with fuel in a combustor liner. The high-temperature combustion gas generated by the combustion in the combustor liner is guided to the moving blade of the gas turbine via the transition piece and the stationary blade, and the rotating blade is driven to perform the work of the gas turbine.
[0003]
Ni-based or Co-based or Ni-Fe-based heat-resistant superalloys are used for the high temperature components of this type of gas turbine, such as the combustor liner, transition piece, stationary blade, and moving blade. Various damages are seen. Explaining this damage, first, each component is exposed to a high-temperature combustion gas, so that the material is deteriorated. In recent years, high-efficiency gas turbines have a combustion gas temperature exceeding 1000 ° C., and the degree of material deterioration has become remarkable. Further, since the rotor blade is rotated at a high speed, it receives a large centrifugal stress, and the creep damage is accumulated. Furthermore, when the gas turbine is started, thermal fatigue occurs at the stage of transition from a relatively low-temperature environment to a high-temperature environment, and when the gas turbine is stopped, thermal fatigue occurs at the stage of transition from a high-temperature environment to a low-temperature environment. Superimposed and accumulated.
[0004]
Conventionally, maintenance of such high-temperature parts for gas turbines is based on the creep or fatigue life determined at the equipment design stage and the life set by the actual operation and location environment of the same model or the same operation. The gas turbines that take the form are classified, the design life is corrected using the results of the preceding machines in each group, and maintenance of the succeeding machines is performed. In recent years, as disclosed in, for example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-293049, a maintenance management method for efficiently and accurately predicting deterioration and damage diagnosis of high-temperature components of a gas turbine has been made. However, no matter which maintenance management method is implemented, repairs have been repeated as necessary at regular inspections until the end of the service life. It had been replaced with an expensive new one.
[0005]
On the other hand, with respect to the moving blade, which is a high-temperature component, regarding the creep damage and fatigue damage accumulated along with the material deterioration caused during operation, the γ ′ phase [Ni 3 (Al, Ti)], which is the main strengthening phase, forms a solid solution At a temperature higher than or equal to the temperature at which the rotor blades do not melt, and a life extension can be achieved by performing a solution heat treatment and an aging heat treatment in this order (for example, JP-A-11-335802). Gazette).
[0006]
By performing such a treatment, not all the blades can extend their life, but also greatly affect the amount of damage accumulated during use, that is, the amount of strain. If the amount of strain is large, recrystallization occurs after this treatment, and the material strength is drastically reduced. Reusing in this state causes a problem of destruction due to insufficient strength. Therefore, a technique for quantitatively estimating the strain is necessary before this processing in order to determine whether or not to recrystallize.
[0007]
As a method of estimating the strain of the material, a cutting method of mechanically cutting a measurement point to physically release a part of the strain and estimating a change in the deformation amount at this time by a strain gauge or X An X-ray diffraction method or the like is known, in which a measurement point is irradiated with a ray to measure the disorder of the crystal due to strain, and the strain is estimated from the principle of X-ray diffraction.
[0008]
However, the cutting method requires destruction of the measurement material, and the X-ray diffraction method has the advantage of non-destructive estimation, but requires special equipment such as an X-ray irradiator and X-ray detector. There are points.
[0009]
As a conventional technique which does not have such a problem, a distortion estimation method disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 5-79928 or Japanese Patent Application Laid-Open No. 8-247914 is known. These techniques have a configuration in which a correlation between hardness and strain that changes due to a difference in deformation resistance is determined in advance, and strain is estimated by measuring the hardness of a material whose strain is to be estimated.
[0010]
[Problems to be solved by the invention]
However, in the conventional method described above, it is not possible to cope with a difference in material deterioration, and a gas turbine high-temperature component made of a precipitation strengthened alloy or a solid solution strengthened alloy that is also exposed to a high-temperature combustion gas and also causes material deterioration. It is difficult to estimate with high accuracy.
[0011]
The present invention solves the above-mentioned problems, without destroying a high-temperature component for estimating strain, material degradation, creep damage, fatigue damage, etc. An object of the present invention is to provide a technique for estimating a distortion of a gas turbine high-temperature component to be estimated and an apparatus therefor.
[0012]
[Means for Solving the Problems]
In the present invention, a material is also artificially created in consideration of mechanical deformation and material deterioration, correlations between various hardness values and strain amounts are obtained in advance, and strain is estimated from the hardness of the material.
[0013]
That is, a gas turbine high-temperature component made of a precipitation strengthened alloy or a solid solution strengthened alloy causes not only mere strain but also material deterioration due to exposure to a high temperature, and this material deterioration is reduced in hardness due to increase and decrease of precipitates. Therefore, accurate estimation of the strain of the gas turbine high-temperature component and, consequently, determination of the reproducibility of the component by heat treatment cannot be accurately performed unless the material deterioration is taken into consideration.
[0014]
Therefore, in the present invention, first, a gas turbine high-temperature component material is artificially heated at various temperatures to produce various heat-deteriorating materials. Since this material has not been subjected to mechanical deformation, it is a material without distortion. Further, a creep test is performed using various types of deteriorated materials to create strain-added materials having different amounts of distortion. Thereafter, the hardness and the structure of the heat-degraded and strain-added material are observed. In the structure observation, the number per unit area is calculated by an image processing apparatus in order to use the density of the precipitate as a parameter.
[0015]
First, a correlation between the hardness and the density of the precipitate in consideration of only the material deterioration is determined based on the above hardness value and the data of the precipitate. That is, the correlation is obtained when there is no distortion.
[0016]
Next, the correlation between the hardness and the density of the precipitate when the material deterioration and the strain are superimposed is similarly obtained, and the correlation is arranged for each strain amount. In this way, in consideration of material deterioration other than the relationship between strain and hardness, the amount of strain can be estimated based on hardness and the density of precipitates by using a master curve created in advance.
[0017]
That is, according to the first aspect of the present invention, for a gas turbine high-temperature component made of a precipitation strengthened alloy or a solid solution strengthened alloy, correlation data between the strain amount and the hardness when the material deterioration and the strain are superimposed in advance is obtained. In addition, the hardness of the gas turbine high-temperature component that has been deteriorated or damaged such as material deterioration, creep damage, fatigue damage, or the like due to operation of the gas turbine is measured, and the deterioration is determined based on the measured hardness and the correlation data. A method for estimating the strain of a gas turbine high-temperature component is provided, which estimates the strain of a damaged gas turbine high-temperature component.
[0018]
In the invention according to claim 2, for a gas turbine high-temperature component made of a precipitation strengthened alloy or a solid solution strengthened alloy, when the material deterioration and the strain are superimposed in advance, the density and hardness of the precipitate deposited by the deterioration are determined. The correlation and the data showing the correlation between the strain amount and the hardness are obtained, and the hardness and the density of precipitates of the gas turbine high-temperature parts which have been deteriorated or damaged such as material deterioration, creep damage, fatigue damage, etc. by operation of the gas turbine are obtained. And a method for estimating the measured hardness and the density and strain of the precipitates.
[0019]
According to a third aspect of the present invention, in the method for estimating strain of a gas turbine high-temperature component according to the first or second aspect, a blade, a stationary blade, a static gas turbine, or the like, which is deteriorated or damaged such as material deterioration, creep damage, or fatigue damage. Provided is a method for estimating distortion of a hot component of a gas turbine, which is applied to a blade, a combustor liner, or a transition piece.
[0020]
According to a fourth aspect of the present invention, in the method for estimating the strain of a gas turbine high-temperature component according to any one of the first to third aspects, the hardness of the component to be estimated is measured by an ultrasonic hardness measuring device or a Shore hardness measurement. Provided is a method for estimating distortion of a gas turbine high-temperature component, characterized by using an apparatus.
[0021]
According to a fifth aspect of the present invention, in the gas turbine high temperature component strain estimation method according to the second or third aspect, the deposit density of the component to be estimated is obtained by transferring the precipitate by a replica. Provided is a method for estimating distortion of a turbine hot component.
[0022]
In the invention according to claim 6, a metallographic tissue sampling device for replicating a tissue at a specific portion of the gas turbine high-temperature component where a strain is to be estimated, and a tissue image processing device for image-processing the tissue collected by the metallographic tissue sampling device And a hardness measurement device for measuring the hardness of the tissue sampling point, a hardness measurement value processing device for processing a hardness measurement value measured by the hardness measurement device, and a hardness measurement value processing device A master curve creating device that creates a master curve based on the processed data; and a strain amount display device that estimates a strain amount of the gas turbine high-temperature component based on information obtained by the master curve creating device. A gas turbine high-temperature component distortion estimating apparatus.
[0023]
In estimating the strain of the material, a correlation between the structure, hardness, and strain of the material to which the material has been degraded and the strain is added is determined, and a master curve is created. This master curve is desirably created for each material. First, a target material is artificially heated at various temperatures to prepare various heat-deteriorating materials. Since this material has not been subjected to mechanical deformation, it is a material without distortion. Further, a creep test is performed using various types of deteriorated materials to create strain-added materials having different amounts of distortion. Thereafter, the hardness and the structure of the heat-degraded and strain-added material are observed. The hardness is preferably measured with a Vickers-type hardness meter. In the structure observation, the number per unit area is calculated by an image processing apparatus in order to use the density of the precipitate as a parameter. It is also effective to use the volume fraction of the precipitate as a parameter.
[0024]
First, a correlation between the hardness and the density of the precipitate in consideration of only the material deterioration is determined based on the above hardness value and the data of the precipitate. That is, the correlation is obtained when there is no distortion. Next, the correlation between the hardness and the density of the precipitate when the material deterioration and the strain are superimposed is similarly obtained, and the correlation is arranged for each strain amount.
[0025]
In this way, the amount of strain can be estimated from the hardness and the density of precipitates from a master curve created in advance in consideration of material deterioration other than the relationship between strain and hardness.
[0026]
When regenerating and reusing the rotating blades in a high-temperature part, the strain amount of the present invention is estimated before hot isostatic pressing, and it can be determined whether the strain amount is to be recrystallized. desirable. If the strain amount is larger than the amount of recrystallization, the strength is reduced due to recrystallization even after the regeneration treatment. In the case of a component having an outer surface coated, it is desirable to estimate the amount of distortion by removing the coating layer. Further, for the stationary blade, the combustor liner, and the transition piece, it is desirable to create a master curve of the material used for each component and estimate the distortion.
[0027]
As described above, the distortion estimation method of the present invention makes it possible to quantitatively estimate the distortion of a member that has undergone both deterioration and damage of a gas turbine high-temperature component. It will be possible to provide a wing that can be used without any problem.
[0028]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of a method and an apparatus for estimating distortion of a gas turbine high-temperature component according to the present invention will be described with reference to the drawings.
[0029]
First embodiment (FIGS. 1 and 2)
FIG. 1 shows a system configuration of a gas turbine high temperature component strain estimating apparatus according to the present embodiment. This strain estimating device includes a metal tissue sampling device 1 for sampling a tissue at a specific location where a strain is to be estimated using a replica, an image processing device 2 for tissue processing of an image of the sampled tissue, and a hardness at the same location where the tissue is sampled. A hardness measuring device 3 for measuring and a hardness measured value processing device 4 for processing the measured hardness value are provided. Further, a master curve creation device 5 and a distortion amount display device 6 for estimating a distortion amount based on information obtained from the master curve creation device 5 are provided.
[0030]
The master curve creation device 5 includes a means for creating a correlation between a strain obtained from a material-degraded material and a strain-added material created in a laboratory and a structure parameter value, for example, a density and hardness of a precipitate, and a storage function unit. And has a function of calculating a distortion amount based on output values from the tissue image processing device 2 and the hardness measurement value processing device 4. The distortion amount display device 6 has a function of estimating and displaying a distortion amount at the present time as a final output value based on information output by the master curve creation device 5.
[0031]
FIG. 2 shows, among the data stored in the master curve creation device 5, the sample No. shown in Table 1 used for the rotor blade. 3 is a graph showing the correlation of a Ni-base superalloy IN738LC material (trade name) shown as 1. In this graph, the correlation between the hardness of various heating materials and the density of precipitates for a maximum of 30,000 hours in a temperature range of 500 ° C. to 1000 ° C. is calculated and calculated for each creep strain amount. The density on the horizontal axis is the number of precipitates per unit area, and the vertical axis is the Vickers hardness measured using a Vickers hardness meter.
[0032]
When creating the master curve shown in FIG. 1 is artificially heated at various temperatures to produce various heat-degraded materials, and a creep test is performed using a material that has not undergone mechanical deformation and has no distortion and a material that has been degraded and has different strains. The amount of strain imparting material was made. Then, the hardness and the structure of the heat-deteriorated and strain-added material were observed. The hardness was measured with a Vickers-type hardness meter as described above. In the structure observation, the number per unit area was calculated by an image processing apparatus in order to use the density of the precipitate as a parameter.
[0033]
Based on the above hardness values and precipitate data, first, the correlation between the hardness and the precipitate density in consideration of only the material deterioration was determined. That is, this is a correlation when there is no distortion. Next, the correlation between the hardness and the density of the precipitate when the material deterioration and the strain were superimposed was obtained in the same manner and arranged for each strain amount.
[0034]
As shown in the master curve of FIG. 2 obtained in this manner for each strain%, in the present embodiment, when the material deteriorates and the density of the precipitates decreases, the hardness decreases. Also, even at the same precipitation density, the hardness increased as the strain amount increased.
[0035]
This will be described in detail. The above-mentioned Ni-base superalloy IN738LC material is a precipitation-strengthened alloy, and has a structure in which a γ ′ phase [Ni 3 (Al, Ti)] serving as a main strengthening phase is precipitated in a dotted state on a matrix phase. I have. When a gas turbine high-temperature component made of this alloy is exposed to a high-temperature combustion gas such as 1000 ° C. for a long time and its material deteriorates, the density of the precipitate as the γ ′ phase, which is the main strengthening phase, decreases. The hardness decreases.
[0036]
On the other hand, when the part is damaged such as creep damage and fatigue damage, the strain increases and the hardness increases. Estimating strain based on correlation data between hardness and strain by measuring the hardness has been conventionally performed as described above. However, since the hardness also fluctuates depending on the density of the precipitates described above, the estimation accuracy is reduced only by the lack of the hardness variation element due to the density of the precipitates based only on the correlation between the hardness and the strain.
[0037]
Therefore, in the present embodiment, particularly in the case of a precipitation-strengthened alloy applied to a gas turbine high-temperature component, since the quantitative variation of the precipitate greatly contributes to the hardness, it is merely based on the correlation between the strain and the hardness. Instead, the accurate strain is estimated by quantitatively grasping the precipitate.
[0038]
In FIG. 2, the hardness is shown on the vertical axis when the strain is set to 0, 0.2, 0.4 to 1.2 (%) from such a viewpoint, and the amount (number) of the strengthening precipitates of the material is shown. Are shown on the horizontal axis. As shown in FIG. 2, the correlation between the hardness and the strain of the gas turbine component changes with the quantitative change of the precipitate of the strengthening phase. It is understood that you cannot. As shown in FIG. 2, by specifying the amount of the precipitates shown on the horizontal axis, the correlation between the hardness and the strain shown on the vertical axis can be accurately grasped for the first time.
[0039]
The master curve creation device 5 stores data of other moving blade materials and various laboratory materials used for stationary blades, combustor liners, and transition pieces, and additional data is used to improve estimation accuracy. Can also be entered. These component materials are shown in Table 1 below together with their compositions.
[0040]
[Table 1]
[0041]
In Table 1, Sample No. The materials Nos. 1 to 6, i.e., IN738LC (trade name) (hereinafter the same), U500 material, MarM247 material, Rene80 material, CMSX-2 material and Nimonic 263 are precipitation strengthened alloys, and are the same as those in FIG. Show characteristics.
[0042]
Next, a more detailed description will be given with reference to FIGS. The present embodiment is based on the premise that high-temperature components that have undergone material deterioration, creep damage, fatigue damage, and the like are regenerated and reused by hot isostatic pressing. In addition, the main purpose is to estimate the strain amount before the hot isostatic pressing process and determine whether the strain amount is a recrystallization strain amount. That is, if the strain amount is larger than the amount of recrystallization, the recrystallization causes a decrease in strength even after the regeneration treatment, and it is desirable not to reuse the material.
[0043]
FIG. 3 illustrates two examples of distortion estimation using the correlation diagram shown in FIG. In the first example, as indicated by reference numeral 7 (open circle) in FIG. 3, the sample No. of Table 1 which was discarded within the design life in the actual plant was used. The present embodiment was carried out for a second-stage blade of a gas turbine made of a Ni-base superalloy, which is a material equivalent to that of No. 1. In this case, the estimation result of the strain amount was 0.2% or less of the strain amount to be recrystallized.
[0044]
In the second example, as shown by reference numeral 8 (black circle) in FIG. 3, the present invention is applied to a wing made of the same material as described above and used for a design life and discarded. . The amount of strain in this case exceeded the amount of recrystallization (1.2%) indicated by reference numeral 9 (dotted line) in FIG.
[0045]
Thereafter, a regenerating process using hot isostatic pressing was performed for the purpose of reuse, and the degree of recovery of the material was confirmed. FIG. 4 shows the creep rupture times of the test pieces A1, A2, B1, and B2 collected from the blade after the regeneration treatment.
[0046]
The creep rupture times of the test pieces A1 and A2 of the wings that were discarded within the design life showed a value almost equal to or greater than the creep rupture time 9 of the new wing. On the other hand, as for the test pieces B1 and B2 of the blades that were discarded beyond the design life, the recrystallized structure was observed as estimated, and the creep rupture strength was significantly reduced.
[0047]
In the present invention, not only the precipitation-strengthened alloy described above, but also a solid-solution-strengthened alloy shown as samples 7 to 9 in Table 1, for example, HastelloyX (trade name) (hereinafter the same). HS188 and FSX414 can also be implemented.
[0048]
As described above, according to the present embodiment, it has been confirmed that distortion can be accurately estimated.
[0049]
Further, the present invention can be applied to a combustor liner, a transition piece, and a stationary blade using a Ni-based, Co-based, and Ni-Fe-based alloy.
[0050]
Second embodiment (FIG. 5)
In the present embodiment, only the hardness of the gas turbine high-temperature component in which the deterioration and the strain are superimposed is measured, and the amount of strain corresponding to the deterioration is obtained from the correlation data. FIG. 5 shows the correlation data, with the ordinate representing hardness and the abscissa representing strain. The reference numerals 7, 8, and 9 of the characteristic points have the same meanings as those in FIG. 3 shown in the first embodiment, 7 is a blade within the design life time, 8 is a blade exceeding the design life time, 9 Indicates the amount of strain for recrystallization.
[0051]
That is, in the present embodiment, for a gas turbine high-temperature component made of a precipitation strengthened alloy or a solid solution strengthened alloy, correlation data between the strain amount and the hardness when material deterioration and strain are superimposed in advance is obtained, The hardness of the gas turbine high-temperature component which has been deteriorated or damaged such as material deterioration, creep damage, fatigue damage, etc. by the operation of the gas turbine is measured, and the hardness is measured based on the measured hardness and the correlation data shown in FIG. Estimate the strain of deteriorated or damaged gas turbine hot parts.
[0052]
In the correlation data shown in FIG. 5, the correlation between the material degradation and the hardness can be obtained in advance as shown in FIG. 3 by specifying the material. Therefore, this relationship is used as a master curve and the distortion ( %). Therefore, since the value of the strain in consideration of the degradation is shown on the horizontal axis, only the hardness of the sample is measured, and the observation by the replica is unnecessary. Note that the master curve manufacturing process, the used device, and the like are substantially the same as those in the first embodiment, and thus description thereof is omitted.
[0053]
According to the present embodiment, in addition to the effects of the first embodiment, the operation during the estimation operation can be further facilitated.
[0054]
【The invention's effect】
As described above in detail, according to the method for estimating the strain of a gas turbine high-temperature component according to the present invention, the strain amount of a gas turbine high-temperature component that has been deteriorated or damaged such as material deterioration, creep damage, fatigue damage, etc. Can be estimated with high accuracy. Then, it is possible to further improve the reliability of the blade at the time of reusing the same component by using the hot isostatic pressing process. Further, according to the distortion estimating apparatus for a high-temperature component according to the present invention, the above method can be accurately performed.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram illustrating a system configuration of a distortion estimation device according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a graph showing a correlation between hardness, precipitate density, and strain according to the first embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a graph showing a result of estimating a distortion amount of the regenerating wing according to the first embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a graph showing the creep rupture time of the regenerated wing according to the first embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a graph showing a correlation between hardness and strain according to a second embodiment of the present invention.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Metal structure sampling device, 2 ... Tissue image processing device, 3 ... Hardness measurement device, 4 ... Hardness measurement value processing device, 5 ... Master curve creation device, 6 ... Strain amount display device, 7 ... Design life time Inner wing, 8: wing beyond design life time, 9: amount of strain to recrystallize, 10: value of new wing.
