JP2009068400A

JP2009068400A - Gas turbine blade and method for repairing gas turbine blade

Info

Publication number: JP2009068400A
Application number: JP2007236975A
Authority: JP
Inventors: Daizo Saito; 藤大蔵斎; Hiroaki Yoshioka; 岡洋明吉; Toshiaki Fuse; 施俊明布; Katsuyasu Ito; 藤勝康伊; Kazutoshi Ishibashi; 橋和利石
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2007-09-12
Filing date: 2007-09-12
Publication date: 2009-04-02

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To repair a blade to maintain high durability even after repair. <P>SOLUTION: The method for repairing the gas turbine blade is provided with an inspection process 82 inspecting a crack C formed on the gas turbine blade, a removing process 83 forming a hole part 20 corresponding to damaged parts 10a, 10b by removing the damaged parts 10a, 10b including the crack C of the gas turbine blade, a preparation process 86 preparing joining materials 15, 16 having a shape corresponding to a shape of the damaged parts 10a, 10b. A loading process 87 loading the joining materials 15, 16 into the hole part 20 of the gas turbine blade is provided after the removing process 83 and the preparation process 86. A joining process 88 joining the joining materials 15, 16 loaded in the hole part 20 of the gas turbine blade to the gas turbine blade is provided after the loading process 87. <P>COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT

Description

本発明は、クリ−プ損傷、疲労損傷などを受けて亀裂が発生したガスタービン動翼を補修するガスタービン動翼補修方法、および、当該ガスタービン動翼補修方法によって補修されたガスタービン動翼に関する。 The present invention relates to a gas turbine rotor blade repair method for repairing a gas turbine rotor blade that has cracked due to creep damage, fatigue damage, and the like, and a gas turbine rotor blade repaired by the gas turbine rotor blade repair method About.

ガスタ−ビンを用いた発電プラントでは、ガスタ−ビンと同軸に設けられた圧縮機を駆動することによって、圧縮された圧縮空気を燃焼器に案内して燃焼器ライナで燃料とともに燃焼する。燃焼によって生成される高温の燃焼ガスは、トランジションピ−スおよび静翼を経て、動翼に案内され、この動翼を回転駆動させて、ガスタ−ビンに仕事をさせる。 In a power plant using a gas turbine, a compressor provided coaxially with the gas turbine is driven to guide compressed compressed air to a combustor and burn it together with fuel in a combustor liner. The high-temperature combustion gas generated by the combustion is guided to the moving blade through the transition piece and the stationary blade, and the rotating blade is rotationally driven to cause the gas turbine to work.

この種のガスタ−ビンの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−ビンの運転とともに種々の損傷がみられる。 Ni-based, Co-based, or Ni-Fe-based heat-resistant superalloys are used for combustor liners, transition pieces, stationary blades, and moving blades, which are high-temperature parts of this type of gas turbine. Various damages are observed with the operation of the bottle.

これらの部品には、高温の燃焼ガス雰囲気にあるため材質劣化が生じる。さらに、動翼については、高速回転により遠心応力でクリ−プ損傷が蓄積する。また、ガスタ−ビンの起動時には低温環境域から高温環境域に推移する段階で、他方、ガスタービンの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。そして、これらの損傷は重畳して蓄積する。 Since these parts are in a high-temperature combustion gas atmosphere, material deterioration occurs. Furthermore, creep damage accumulates due to centrifugal stress due to high-speed rotation of the rotor blade. In addition, when the gas turbine is started, thermal fatigue occurs at the stage of transition from the low temperature environment area to the high temperature environment area, and when the gas turbine is stopped, conversely, thermal fatigue occurs at the stage of transition from the high temperature environment area to the low temperature environment area. accumulate. These damages accumulate in a superimposed manner.

ところで、ガスタ−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−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。近年では、特許文献１に示されたように、ガスタ−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なされつつある。しかしながら、いずれの保守管理方法でも、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し、非常に高価な新しい部品と交換している。 By the way, the maintenance management of high-temperature parts of the gas turbine is the same model or the same operation based on the creep or fatigue life determined at the equipment design stage and the life set by the actual machine operation and location environment. The gas turbines that take the form are classified, the design life is corrected using the results of the preceding machines of each classified group, and the maintenance of the subsequent machines is performed. In recent years, as shown in Patent Document 1, a maintenance management method for efficiently and accurately predicting deterioration and damage diagnosis of high-temperature parts of a gas turbine is being made. However, in any maintenance management method, repairs are repeated every regular inspection as necessary, and after reaching the management life, they are uniformly discarded and replaced with very expensive new parts.

また、ガスタービン動翼を補修する方法としては、割れ発生部を削除した後、削除した部分に動翼と同質の補助板を当てがうと同時に、その間にろう材を挿入し、ろう付けするとともに、その一部をレーザ溶接する方法も知られている（特許文献２参照）。
特開平１０−２９３０４９号公報特開平０９−１６８９２７号公報 Also, as a method of repairing the gas turbine blade, after removing the crack occurrence part, apply an auxiliary plate of the same quality as the blade to the removed part and insert a brazing material between them and braze it. Also, a method of laser welding a part thereof is known (see Patent Document 2).
Japanese Patent Laid-Open No. 10-293049 JP 09-168927 A

しかしながら、上述した特許文献２による方法によっても、補修されたガスタービン動翼は、十分な耐久性を達成するには至っていない。 However, even by the method according to Patent Document 2 described above, the repaired gas turbine rotor blade has not yet achieved sufficient durability.

本発明は、このような点を考慮してなされたものであり、ガスタービン動翼に、クリ−プ損傷、疲労損傷などを受けて亀裂が発生したとしても、高い耐久性を持つように補修することができるガスタービン動翼補修方法、および、当該ガスタービン動翼補修方法によって補修されたガスタービン動翼を提供することを目的とする。 The present invention has been made in consideration of these points, and even if a crack occurs in a gas turbine rotor blade due to creep damage, fatigue damage, etc., it is repaired to have high durability. An object of the present invention is to provide a gas turbine rotor blade repair method that can be performed, and a gas turbine rotor blade repaired by the gas turbine rotor blade repair method.

本発明によるガスタービン動翼補修方法は、
ガスタ−ビン動翼に生じた亀裂を検査する検査工程と、
ガスタービン動翼のうち亀裂を含む破損部を除去することによって、ガスタービン動翼に当該破損部に対応する穴部を形成する除去工程と、
前記破損部の形状に対応する形状を持つ接合材を準備する準備工程と、
前記接合材をガスタービン動翼の前記穴部に装填する装填工程と、
ガスタービン動翼の前記穴部に装填された接合材を、ガスタービン動翼に接合する接合工程と、
を備えている。 A gas turbine rotor blade repair method according to the present invention includes:
An inspection process for inspecting a crack generated in the gas turbine blade,
A removal step of forming a hole corresponding to the damaged portion in the gas turbine moving blade by removing a damaged portion including a crack from the gas turbine moving blade,
Preparing a bonding material having a shape corresponding to the shape of the damaged portion;
A loading step of loading the bonding material into the hole of the gas turbine blade;
A joining step of joining the joining material loaded in the hole of the gas turbine rotor blade to the gas turbine rotor blade;
It has.

本発明によるガスタービン動翼は、
ガスタービン動翼のうち亀裂を含む破損部を除去することによって、ガスタービン動翼に当該破損部に対応する穴部を形成し、
前記破損部の形状に対応する形状を持つ接合材をガスタービン動翼の前記穴部に装填し、
ガスタービン動翼の前記穴部に装填された接合材を、ガスタービン動翼に接合することによって補修されて得られる。 A gas turbine rotor blade according to the present invention includes:
By removing a damaged portion including a crack from the gas turbine rotor blade, a hole corresponding to the damaged portion is formed in the gas turbine rotor blade,
A bonding material having a shape corresponding to the shape of the damaged portion is loaded into the hole portion of the gas turbine blade,
It is obtained by repairing the joining material loaded in the hole of the gas turbine rotor blade by joining it to the gas turbine rotor blade.

本発明によれば、ガスタービン動翼のうち亀裂の入っている破損部を除去し、当該破損部の代わりに新しい接合材を装填して接合するので、補修した後であっても、高い耐久性を持つように補修することができる。 According to the present invention, a cracked broken part is removed from the gas turbine rotor blade, and a new joining material is loaded and joined instead of the broken part. Therefore, even after repairing, high durability is achieved. It can be repaired to have sex.

発明を実施するための形態BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION

実施の形態
以下、本発明に係るガスタービン動翼補修方法および当該ガスタービン動翼補修方法によって補修されたガスタービン動翼の実施の形態について、図面を参照して説明する。ここで、図１乃至図４は本発明の実施の形態を示す図である。 DESCRIPTION OF EMBODIMENTS Embodiments of a gas turbine rotor blade repair method and a gas turbine rotor blade repaired by the gas turbine rotor blade repair method according to the present invention will be described below with reference to the drawings. Here, FIG. 1 to FIG. 4 are diagrams showing an embodiment of the present invention.

まず、使用されたガスタービン動翼１が搬入され、受け入れ検査が行われる（受入検査工程８１）（図２参照）。なお、このガスタービン動翼１は、図１に示すように、プラットフォーム１０と、プラットフォーム１０の一方側（上方側）に設けられた羽根部５と、プラットフォーム１０の他方側（下方側）に設けられた植込部２とを有している。 First, the used gas turbine rotor blade 1 is carried in and an acceptance inspection is performed (acceptance inspection step 81) (see FIG. 2). As shown in FIG. 1, the gas turbine rotor blade 1 is provided on the platform 10, the blade portion 5 provided on one side (upper side) of the platform 10, and the other side (lower side) of the platform 10. The implanted part 2 is provided.

次に、ガスタービン動翼１に生じた亀裂Ｃを検査する（検査工程８２）（図２参照）。より具体的には、ガスタービン動翼１の表面を、目視または蛍光浸透探傷検査によって検査し、ガスタービン動翼１の表面に亀裂Ｃが生じているかを検査する。 Next, the crack C generated in the gas turbine rotor blade 1 is inspected (inspection step 82) (see FIG. 2). More specifically, the surface of the gas turbine rotor blade 1 is inspected visually or by fluorescent penetrant flaw inspection to inspect whether a crack C has occurred on the surface of the gas turbine rotor blade 1.

上述の検査工程８２でガスタービン動翼１に亀裂Ｃを発見した場合には、亀裂Ｃを含む破損部１０ａ，１０ｂを除去し、ガスタービン動翼１に当該破損部１０ａ，１０ｂに対応する穴部２０，２１を形成する（除去工程８３）（図２および図３（ａ）（ｂ）参照）。以降、ガスタービン動翼１のプラットフォーム１０に亀裂Ｃが発生した場合を想定して、以下説明する。なお、当然、ガスタービン動翼１のうち補修される部材は、当該プラットフォーム１０に限定されるものではない。 When the crack C is found in the gas turbine rotor blade 1 in the inspection step 82 described above, the damaged portions 10a and 10b including the crack C are removed, and holes corresponding to the damaged portions 10a and 10b are removed from the gas turbine rotor blade 1. The portions 20 and 21 are formed (removal step 83) (see FIGS. 2 and 3A and 3B). Hereinafter, the case where a crack C occurs in the platform 10 of the gas turbine rotor blade 1 will be described below. Of course, the member to be repaired in the gas turbine rotor blade 1 is not limited to the platform 10.

プラットフォーム１０の表面に亀裂Ｃを発見した場合には、当該プラットフォーム１０を、その表面に略垂直な方向に切断して、亀裂Ｃを含む破損部１０ａを除去する（図３（ａ））。このため、ガスタービン動翼１から除去される破損部１０ａは、亀裂Ｃの進展方向と略平行な側壁を有することとなる。また、当然、穴部２０は、プラットフォーム１０の表面に略垂直な方向に形成されることとなる（図３（ｂ））。ところで、本願でいう「亀裂Ｃの進展方向」とは、亀裂Ｃが進展している主たる方向を意味している。 When a crack C is found on the surface of the platform 10, the platform 10 is cut in a direction substantially perpendicular to the surface to remove the damaged portion 10a including the crack C (FIG. 3A). For this reason, the damaged portion 10a removed from the gas turbine rotor blade 1 has a side wall substantially parallel to the direction in which the crack C propagates. Naturally, the hole 20 is formed in a direction substantially perpendicular to the surface of the platform 10 (FIG. 3B). By the way, the “progression direction of the crack C” in the present application means a main direction in which the crack C is developing.

また、プラットフォーム１０をその表面に略垂直な方向に切断する代わりに、プラットフォーム１０をその表面から下方に狭まるようにして傾斜した角度で切断してもよい（図４（ａ）（ｂ））。このとき、ガスタービン動翼１から除去される破損部１０ｂは、亀裂Ｃの進展方向における縦断面において、台形形状となっている。また、穴部２１は、プラットフォーム１０の表面から下方に狭まるようにして傾斜して形成されることとなる（図４（ｂ））。 Further, instead of cutting the platform 10 in a direction substantially perpendicular to the surface thereof, the platform 10 may be cut at an angle inclined so as to narrow downward from the surface (FIGS. 4A and 4B). At this time, the damaged portion 10b removed from the gas turbine rotor blade 1 has a trapezoidal shape in the longitudinal section in the direction in which the crack C propagates. Further, the hole 21 is formed so as to be inclined downwardly from the surface of the platform 10 (FIG. 4B).

このように、プラットフォーム１０をその表面から傾斜した角度で切断して破損部１０ｂを切り出す場合には、切り出された破損部１０ｂの斜面が、亀裂Ｃの進展方向における縦断面において、亀裂Ｃの進展方向に対して０°より大きく４５°以下の角度で傾斜していることが好ましい。 Thus, when the platform 10 is cut at an angle inclined from the surface thereof and the damaged portion 10b is cut out, the slope of the cut out damaged portion 10b is the progress of the crack C in the longitudinal section in the direction of the crack C propagation. It is preferable to incline at an angle greater than 0 ° and less than 45 ° with respect to the direction.

ところで、プラットフォーム１０に亀裂Ｃが入っている場合には、経験則上、その表面に垂直な方向に亀裂Ｃが入っていることが多いため、亀裂Ｃの進行方向を検査することなく、表面に垂直に進行しているものと推測して、上述のように、プラットフォーム１０をその表面に略垂直な方向に切断してもよい。しかしながら当然、より正確性を求めるために、Ｘ線を用いて亀裂Ｃの進行方向を検査してもよい。 By the way, when there is a crack C in the platform 10, as a rule of thumb, the crack C is often in a direction perpendicular to the surface. The platform 10 may be cut in a direction substantially perpendicular to the surface of the platform 10 as described above, assuming that it is traveling vertically. However, naturally, in order to obtain more accuracy, the traveling direction of the crack C may be inspected using X-rays.

次に、当該破損部１０ａ，１０ｂの形状に対応する形状を持つ接合材１５，１６を準備する（準備工程８６）（図２参照）。このとき、接合材１５，１６の材料は、ガスタービン動翼１と同じ材料からなることが好ましい。このように、接合材１５，１６の材料として、ガスタービン動翼１と同じ材料を用いることによって、後述の接合工程８８において、接合材１５，１６をガスタービン動翼１により強固に接合することができる。 Next, the bonding materials 15 and 16 having a shape corresponding to the shape of the damaged portions 10a and 10b are prepared (preparation step 86) (see FIG. 2). At this time, the material of the bonding materials 15 and 16 is preferably made of the same material as that of the gas turbine rotor blade 1. In this way, by using the same material as the gas turbine rotor blade 1 as the material of the joining materials 15 and 16, the joining materials 15 and 16 are firmly joined to the gas turbine rotor blade 1 in the joining step 88 described later. Can do.

次に、準備工程８６で準備した接合材１５，１６を、ガスタービン動翼１に形成された穴部２０，２１に装填する（装填工程８７）（図２、図３（ｃ）および図４（ｃ）参照）。その後、ガスタービン動翼１の穴部２０，２１に装填された接合材１５，１６を、ガスタービン動翼１に拡散接合する（接合工程８８）（図２、図３（ｃ）および図４（ｃ）参照）。 Next, the bonding materials 15 and 16 prepared in the preparation step 86 are loaded into the holes 20 and 21 formed in the gas turbine rotor blade 1 (loading step 87) (FIGS. 2, 3C, and 4). (See (c)). Thereafter, the bonding materials 15 and 16 loaded in the holes 20 and 21 of the gas turbine rotor blade 1 are diffusion bonded to the gas turbine rotor blade 1 (joining step 88) (FIGS. 2, 3C, and 4). (See (c)).

このように、ガスタービン動翼１のうち亀裂Ｃの入っている破損部１０ａ，１０ｂを除去し、当該破損部１０ａ，１０ｂの代わりに新しい接合材１５，１６を装填して接合するので、補修した後であっても、高い耐久性を持つガスタービン動翼１を得ることができる。 As described above, since the damaged portions 10a and 10b having the crack C are removed from the gas turbine rotor blade 1 and new bonding materials 15 and 16 are loaded and bonded in place of the damaged portions 10a and 10b, the repair is performed. Even after this, a highly durable gas turbine rotor blade 1 can be obtained.

ところで、プラットフォーム１０をその表面から下方に狭まるようにして傾斜した角度で切断した場合には、接合材１６もその縦断面が台形形状となる（図４（ｃ）参照）。 By the way, when the platform 10 is cut at an inclined angle so as to be narrowed downward from the surface thereof, the joining material 16 also has a trapezoidal shape in its longitudinal section (see FIG. 4C).

そして、この接合材１６を穴部２１に装填すると、接合材１６は、自重によってガスタービン動翼１に押し付けられることとなる。このため、接合材１６をガスタービン動翼１により強固に接合することができ、より高い耐久性を持つガスタービン動翼１を得ることができる。 When the bonding material 16 is loaded into the hole 21, the bonding material 16 is pressed against the gas turbine rotor blade 1 by its own weight. For this reason, the joining material 16 can be firmly joined by the gas turbine rotor blade 1, and the gas turbine rotor blade 1 having higher durability can be obtained.

上述の接合工程８８においては、接合材１５，１６の表面に予めろう材を塗布しておき、当該接合材１５，１６をガスタービン動翼１の穴部２０，２１に接合材１５，１６を装填することによって、ろう材をガスタービン動翼１と接合材１５，１６との間に配置し（ろう材配置工程）、その後、当該ろう材を溶かすことによって、接合材１５，１６をガスタービン動翼１に拡散接合させてもよい。このように、ろう材を用いることによって、ガスタービン動翼１に接合材１５，１６をより強固に接合することができる。 In the above-described joining step 88, a brazing material is applied in advance to the surfaces of the joining materials 15 and 16, and the joining materials 15 and 16 are attached to the holes 20 and 21 of the gas turbine rotor blade 1. By loading, the brazing material is disposed between the gas turbine rotor blade 1 and the joining materials 15 and 16 (brazing material placement step), and then the joining materials 15 and 16 are melted by melting the brazing material. The rotor blade 1 may be diffusion bonded. As described above, by using the brazing material, the bonding materials 15 and 16 can be bonded to the gas turbine rotor blade 1 more firmly.

他方、接合材１５，１６の表面に予めろう材とガスタ−ビン動翼１を構成する材料とを含む補修材を塗布しておき、当該接合材１５，１６をガスタービン動翼１の穴部２０，２１に接合材１５，１６を装填することによって、当該補修剤をガスタービン動翼１と接合材１５，１６との間に配置し（補修材配置工程）、その後、ろう材を溶かすことによって、接合材１５，１６をガスタービン動翼１に拡散接合させてもよい。このように、ろう材とガスタ−ビン動翼１を構成する材料とを含む補修材を用いることによって、ガスタービン動翼１に接合材１５，１６をよりさらに強固に接合することができる。 On the other hand, a repair material including a brazing material and a material constituting the gas turbine blade 1 is applied to the surfaces of the bonding materials 15 and 16 in advance, and the bonding materials 15 and 16 are attached to the holes of the gas turbine blade 1. 20 and 21 are loaded with the joining materials 15 and 16 to arrange the repair agent between the gas turbine rotor blade 1 and the joining materials 15 and 16 (repair material placement step), and then melt the brazing material. Thus, the bonding materials 15 and 16 may be diffusion bonded to the gas turbine rotor blade 1. Thus, by using the repair material including the brazing material and the material constituting the gas turbine blade 1, the bonding materials 15 and 16 can be bonded to the gas turbine blade 1 more firmly.

次に、上述のように接合工程８８で接合材１５，１６が接合された補修済みのガスタービン動翼１は、出荷前の検査が実施された（出荷前検査工程８９）後、搬出される（図２参照）。 Next, the repaired gas turbine rotor blade 1 to which the joining materials 15 and 16 are joined in the joining step 88 as described above is carried out after inspection before shipping (pre-shipment inspection step 89). (See FIG. 2).

なお、本実施の形態によれば、上述のようなガスタービン動翼１の補修方法の他に、ガスタービン動翼１のうち亀裂Ｃを含む破損部１０ａ，１０ｂを除去することによって、当該破損部１０ａ，１０ｂに対応する穴部２０，２１を形成し、破損部１０ａ，１０ｂの形状に対応する形状を持つ接合材１５，１６を当該穴部２０，２１に装填し、このようにして穴部２０，２１に装填された接合材１５，１６を、ガスタービン動翼１に接合することによって補修されたガスタービン動翼１を提供することもできる。 According to the present embodiment, in addition to the method for repairing the gas turbine rotor blade 1 as described above, by removing the damaged portions 10a and 10b including the crack C in the gas turbine rotor blade 1, The hole portions 20 and 21 corresponding to the portions 10a and 10b are formed, and the bonding materials 15 and 16 having a shape corresponding to the shape of the damaged portions 10a and 10b are loaded into the hole portions 20 and 21, and thus the holes are formed. The gas turbine rotor blade 1 repaired by joining the joining materials 15 and 16 loaded in the parts 20 and 21 to the gas turbine rotor blade 1 can also be provided.

（実施例１）
次に、ガスタービン動翼１と同じ材料（表１に組成を示したＮｉ基超合金Ｒｅｎｅ８０（商品名）の一方向凝固材）からなる試験片５０に対して、上述したガスタービン動翼１の補修方法についての実験を行った結果について説明する。なお、本実施例１については、図５に加え、上述の実施の形態で用いた図２乃至図４も用いて説明する。

Example 1
Next, the gas turbine rotor blade 1 described above is applied to the test piece 50 made of the same material as the gas turbine rotor blade 1 (unidirectional solidified material of Ni-based superalloy Rene 80 (trade name) whose composition is shown in Table 1). The results of experiments on repair methods will be described. The first embodiment will be described with reference to FIGS. 2 to 4 used in the above embodiment in addition to FIG.

まず、疲労試験機を用いて試験片５０に亀裂Ｃを導入した（図３（ａ）および図４（ａ）参照）。このとき、六つの試験片５０に亀裂Ｃを導入しておいた。 First, a crack C was introduced into the test piece 50 using a fatigue tester (see FIGS. 3A and 4A). At this time, cracks C were introduced into the six test pieces 50.

次に、亀裂Ｃを含む破損部５０ａ，５０ｂを除去し、試験片５０に当該破損部５０ａ，５０ｂに対応する穴部２０，２１を形成した（除去工程８３）（図２、図３（ｂ）および図４（ｂ）参照）。このとき、三つの試験片５０（以下、垂直穴部試験片５０とも呼ぶ）を、その表面に略垂直な方向に切断して穴部２０を形成した（図３（ｂ）参照）。また、別の三つの試験片５０（以下、傾斜穴部試験片５０とも呼ぶ）を、その表面から下方に狭まるようにして傾斜した角度（亀裂Ｃの進展方向（上下方向）に対して１５°の角度）で切断して穴部２１を形成した（図４（ｂ）参照）。 Next, the damaged portions 50a and 50b including the crack C were removed, and the holes 20 and 21 corresponding to the damaged portions 50a and 50b were formed in the test piece 50 (removal step 83) (FIGS. 2 and 3 (b) ) And FIG. 4 (b)). At this time, three test pieces 50 (hereinafter also referred to as vertical hole test pieces 50) were cut in a direction substantially perpendicular to the surface to form the hole 20 (see FIG. 3B). Further, another three test pieces 50 (hereinafter also referred to as inclined hole test pieces 50) are inclined at an angle of 15 ° with respect to the direction in which cracks C propagate (vertical direction) so as to narrow downward from the surface thereof. The hole 21 was formed by cutting at an angle of (see FIG. 4B).

次に、予め準備しておいた、破損部５０ａ，５０ｂの形状に対応する形状を持つ接合材１５，１６を、試験片５０に形成された穴部２０，２１に装填した（装填工程８７）（図２、図３（ｃ）および図４（ｃ）参照）。なお、この接合材１５，１６の接合面には、Ｎｉベースのろう材を塗布しておいた。 Next, the bonding materials 15 and 16 having a shape corresponding to the shape of the damaged portions 50a and 50b, which were prepared in advance, were loaded into the holes 20 and 21 formed in the test piece 50 (loading step 87). (See FIG. 2, FIG. 3 (c) and FIG. 4 (c)). Note that a Ni-based brazing material was applied to the bonding surfaces of the bonding materials 15 and 16.

次に、接合材１５，１６が装填された試験片５０を、真空雰囲気の１２００℃で加熱し、接合材１５，１６を試験片５０に拡散接合させた。 Next, the test piece 50 loaded with the bonding materials 15 and 16 was heated at 1200 ° C. in a vacuum atmosphere, and the bonding materials 15 and 16 were diffusion bonded to the test piece 50.

次に、上述のようにして得られた六つの試験片５０に対してクリープ試験を行った。このとき、比較のため、亀裂Ｃの入っていない新しい三つの試験片に対しても同様にクリープ試験を行った。なお、クリープ試験は、９００℃の温度で、３００ＭＰａの応力を加えることによって行った。 Next, a creep test was performed on the six test pieces 50 obtained as described above. At this time, for comparison, a creep test was performed in the same manner for three new test pieces having no crack C. The creep test was performed by applying a stress of 300 MPa at a temperature of 900 ° C.

図５に示す結果からも分かるように、垂直穴部試験片５０および傾斜穴部試験片５０のいずれも、亀裂Ｃの入っていない新しい三つの試験片と同程度のクリープ破断時間を持ち、十分な強度を有していることが分かった。 As can be seen from the results shown in FIG. 5, both the vertical hole test piece 50 and the inclined hole test piece 50 have the same creep rupture time as the three new test pieces without crack C, and are sufficiently It was found to have a good strength.

（実施例２）
次に、本発明の実施例２について説明する。実施例２は、新しい試験片５０を用いる代わりに、実際の発電プラントで設計寿命の半ばまで（２４０００時間）使用したガスタ−ビンの第１段動翼のうち、亀裂Ｃの入った部分を試験片５５として用いたものである。なお、この第１段動翼は、プラットフォーム１０に亀裂Ｃが発生しており、この亀裂Ｃは肉厚方向に貫通していた。また、補修対象となる試験片５５は三つ用意した。 (Example 2)
Next, a second embodiment of the present invention will be described. In Example 2, instead of using the new test piece 50, the cracked portion of the first stage blade of the gas turbine used in the actual power plant until the middle of the design life (24000 hours) was tested. This is used as the piece 55. In the first stage rotor blade, a crack C occurred in the platform 10, and the crack C penetrated in the thickness direction. Three test pieces 55 to be repaired were prepared.

まず、亀裂Ｃを含む破損部５５ａを除去し、動翼に当該破損部５５ａに対応する穴部２１を形成した（除去工程８３）（図２および図６（ａ）（ｂ）参照）。このとき、試験片５５を、その表面から下方に狭まるようにして傾斜した角度（亀裂Ｃの進展方向（上下方向）に対して１５°の角度）で切断して穴部２１を形成した。 First, the damaged portion 55a including the crack C was removed, and the hole portion 21 corresponding to the damaged portion 55a was formed in the rotor blade (removal step 83) (see FIGS. 2 and 6A and 6B). At this time, the test piece 55 was cut at an angle inclined so as to narrow downward from the surface thereof (an angle of 15 ° with respect to the crack C propagation direction (vertical direction)) to form the hole 21.

次に、予め準備しておいた、破損部５５ａの形状に対応する形状を持つ接合材１６を、試験片５５に形成された穴部２１に装填した（装填工程８７）（図２および図６（ｃ）参照）。なお、この接合材１６の接合面には、Ｎｉベースのろう材を塗布しておいた。 Next, the prepared bonding material 16 having a shape corresponding to the shape of the damaged portion 55a was loaded into the hole 21 formed in the test piece 55 (loading step 87) (FIGS. 2 and 6). (See (c)). A Ni-based brazing material was applied to the bonding surface of the bonding material 16.

次に、接合材１６が装填された試験片５５を、真空雰囲気の１２００℃で加熱し、接合材１６を試験片５５に拡散接合させた。 Next, the test piece 55 loaded with the bonding material 16 was heated at 1200 ° C. in a vacuum atmosphere, and the bonding material 16 was diffusion bonded to the test piece 55.

次に、上述のようにして得られた三つの試験片５５に対してクリープ試験を行った。このとき、比較のため、新しい動翼を切断して得た三つの試験片に対しても同様にクリープ試験を行った。なお、クリープ試験は、９００℃の温度で、３００ＭＰａの応力を加えることによって行った。 Next, a creep test was performed on the three test pieces 55 obtained as described above. At this time, the creep test was similarly performed on three test pieces obtained by cutting a new moving blade for comparison. The creep test was performed by applying a stress of 300 MPa at a temperature of 900 ° C.

図７に示す結果からも分かるように、補修された試験片５５は、新しい動翼を切断して得られた試験片と同程度のクリープ破断時間を持ち、十分な強度を有していることが分かった。 As can be seen from the results shown in FIG. 7, the repaired test piece 55 has a creep rupture time comparable to that of a test piece obtained by cutting a new moving blade and has sufficient strength. I understood.

（実施例３）
次に、本発明の実施例３について説明する。実施例３は、新しい試験片５０を用いる代わりに、実際の発電プラントで設計寿命の期間（４８０００時間）使用し、本来ならば廃却されるガスタ−ビンの第１段動翼のうち亀裂Ｃの入った部分を試験片６０として用いたものである。なお、この動翼は、プラットフォーム１０に亀裂Ｃが発生しており、この亀裂Ｃは肉厚方向に貫通していた。また、補修対象となる試験片６０は三つ用意した。 (Example 3)
Next, Embodiment 3 of the present invention will be described. In the third embodiment, instead of using the new test piece 50, the crack C of the first stage moving blade of the gas turbine that is used in the actual power plant for the design life period (48000 hours) and is originally discarded. The portion containing the is used as the test piece 60. In this rotor blade, a crack C occurred in the platform 10, and the crack C penetrated in the thickness direction. Three test pieces 60 to be repaired were prepared.

まず、亀裂Ｃを含む破損部６０ａを除去し、動翼に当該破損部６０ａに対応する穴部２１を形成した（除去工程８３）（図２および図８（ａ）（ｂ）参照）。このとき、試験片６０を、その表面から下方に狭まるようにして傾斜した角度（亀裂Ｃの進展方向（上下方向）に対して１５°の角度）で切断して穴部２１を形成した。 First, the damaged part 60a including the crack C was removed, and the hole 21 corresponding to the damaged part 60a was formed on the rotor blade (removal step 83) (see FIGS. 2 and 8A and 8B). At this time, the test piece 60 was cut at an angle inclined so as to narrow downward from the surface thereof (an angle of 15 ° with respect to the crack C propagation direction (vertical direction)) to form the hole 21.

次に、予め準備しておいた、破損部６０ａの形状に対応する形状を持つ接合材１６を、試験片６０に形成された穴部２１に装填した（装填工程８７）（図２および図８（ｃ）参照）。なお、この接合材１６の接合面には、Ｎｉベースのろう材と合金粉末を混合させた補修材を塗布しておいた。 Next, the prepared bonding material 16 having a shape corresponding to the shape of the damaged portion 60a was loaded into the hole portion 21 formed in the test piece 60 (loading step 87) (FIGS. 2 and 8). (See (c)). A repair material in which a Ni-based brazing material and an alloy powder are mixed is applied to the joining surface of the joining material 16.

次に、接合材１６が装填された試験片６０を、真空雰囲気の１２００℃で加熱し、接合材１６を試験片６０に拡散接合させた。 Next, the test piece 60 loaded with the bonding material 16 was heated at 1200 ° C. in a vacuum atmosphere, and the bonding material 16 was diffusion bonded to the test piece 60.

次に、上述のようにして得られた三つの試験片６０に対してクリープ試験を行った。このとき、比較のため、新しい動翼を切断して得た三つの試験片に対しても同様にクリープ試験を行った。なお、クリープ試験は、９００℃の温度で、３００ＭＰａの応力を加えることによって行った。 Next, a creep test was performed on the three test pieces 60 obtained as described above. At this time, the creep test was similarly performed on three test pieces obtained by cutting a new moving blade for comparison. The creep test was performed by applying a stress of 300 MPa at a temperature of 900 ° C.

図９に示す結果からも分かるように、補修された試験片６０は、新しい動翼を切断して得られた試験片と同程度のクリープ破断時間を持ち、十分な強度を有していることが分かった。 As can be seen from the results shown in FIG. 9, the repaired test piece 60 has a creep rupture time comparable to that of a test piece obtained by cutting a new moving blade and has sufficient strength. I understood.

本発明の実施の形態によるガスタービン動翼補修方法によって補修されるガスタービン動翼を示す斜視図。The perspective view which shows the gas turbine rotor blade repaired with the gas turbine rotor blade repair method by embodiment of this invention. 本発明の実施の形態によるガスタービン動翼補修方法を示すフロー図。The flowchart which shows the gas turbine rotor blade repair method by embodiment of this invention. 本発明の実施の形態および実施例１によるガスタービン動翼補修方法を説明する断面図。Sectional drawing explaining the gas turbine rotor blade repairing method by embodiment and Example 1 of this invention. 本発明の実施の形態および実施例１による別のガスタービン動翼補修方法を説明する断面図。Sectional drawing explaining another gas turbine rotor blade repair method by embodiment and Example 1 of this invention. 本発明の実施例１によるクリープ試験の結果を示したグラフ図。The graph which showed the result of the creep test by Example 1 of this invention. 本発明の実施例２によるガスタービン動翼補修方法を説明する断面図。Sectional drawing explaining the gas turbine rotor blade repair method by Example 2 of this invention. 本発明の実施例２によるクリープ試験の結果を示したグラフ図。The graph which showed the result of the creep test by Example 2 of this invention. 本発明の実施例３によるガスタービン動翼補修方法を説明する断面図。Sectional drawing explaining the gas turbine rotor blade repair method by Example 3 of this invention. 本発明の実施例３によるクリープ試験の結果を示したグラフ図。The graph which showed the result of the creep test by Example 3 of this invention.

符号の説明Explanation of symbols

１０プラットフォーム
１０ａ破損部
１０ｂ破損部
１５，１６接合材
２０，２１穴部
５０ａ，５０ｂ破損部
８１受入検査工程
８２検査工程
８３除去工程
８６準備工程
８７装填工程
８８接合工程
８９出荷前検査工程 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Platform 10a Damaged part 10b Broken part 15,16 Bonding material 20,21 Hole part 50a, 50b Broken part 81 Receipt inspection process 82 Inspection process 83 Removal process 86 Preparation process 87 Loading process 88 Joining process 89 Inspection process before shipment

Claims

ガスタ−ビン動翼に生じた亀裂を検査する検査工程と、
ガスタービン動翼のうち亀裂を含む破損部を除去することによって、ガスタービン動翼に当該破損部に対応する穴部を形成する除去工程と、
前記破損部の形状に対応する形状を持つ接合材を準備する準備工程と、
前記接合材をガスタービン動翼の前記穴部に装填する装填工程と、
ガスタービン動翼の前記穴部に装填された接合材を、ガスタービン動翼に接合する接合工程と、
を備えたことを特徴とするガスタービン動翼補修方法。 An inspection process for inspecting a crack generated in the gas turbine blade,
A removal step of forming a hole corresponding to the damaged portion in the gas turbine moving blade by removing a damaged portion including a crack from the gas turbine moving blade,
Preparing a bonding material having a shape corresponding to the shape of the damaged portion;
A loading step of loading the bonding material into the hole of the gas turbine blade;
A joining step of joining the joining material loaded in the hole of the gas turbine rotor blade to the gas turbine rotor blade;
A gas turbine rotor blade repair method comprising:

ガスタービン動翼の穴部に装填される接合材の材料は、ガスタービン動翼と同じ材料からなることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼補修方法。 The gas turbine rotor blade repair method according to claim 1, wherein the material of the bonding material loaded in the hole portion of the gas turbine rotor blade is made of the same material as that of the gas turbine rotor blade.

ガスタービン動翼から除去される破損部は、亀裂の進展方向と略平行な側壁を有することを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼補修方法。 2. The gas turbine rotor blade repair method according to claim 1, wherein the damaged portion removed from the gas turbine rotor blade has a side wall substantially parallel to a crack propagation direction.

ガスタービン動翼から除去される破損部は、亀裂の進展方向における縦断面が台形形状からなることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼補修方法。 2. The gas turbine rotor blade repair method according to claim 1, wherein the damaged portion removed from the gas turbine rotor blade has a trapezoidal longitudinal section in the crack propagation direction. 3.

前記破損部は、亀裂の進展方向における縦断面において、その斜面が亀裂の進展方向に対して０°より大きく４５°以下の角度で傾斜していることを特徴とする請求項４に記載のガスタービン動翼補修方法。 5. The gas according to claim 4, wherein the damaged portion has a slope inclined at an angle of greater than 0 ° and less than or equal to 45 ° with respect to the crack propagation direction in a longitudinal section in the crack propagation direction. Turbine blade repair method.

接合工程は、前記穴部に装填された接合材をガスタービン動翼に拡散接合することを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼補修方法。 The gas turbine rotor blade repair method according to claim 1, wherein in the joining step, the joining material loaded in the hole is diffusion joined to the gas turbine rotor blade.

接合工程は、ろう材を、ガスタービン動翼と穴部に装填された接合材との間に配置するろう材配置工程を有することを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼補修方法。 The gas turbine rotor blade repair method according to claim 1, wherein the joining step includes a brazing material arrangement step of arranging the brazing material between the gas turbine rotor blade and the joining material loaded in the hole. .

接合工程は、ろう材とガスタ−ビン動翼を構成する材料とを含む補修材を、ガスタービン動翼と穴部に装填された接合材との間に配置する補修材配置工程を有することを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼補修方法。 The joining step includes a repair material arranging step of arranging a repair material including the brazing material and the material constituting the gas turbine blade between the gas turbine blade and the joining material loaded in the hole. The gas turbine rotor blade repair method according to claim 1, wherein the gas turbine rotor blade is repaired.

ガスタービン動翼のうち亀裂を含む破損部を除去することによって、ガスタービン動翼に当該破損部に対応する穴部を形成し、
前記破損部の形状に対応する形状を持つ接合材をガスタービン動翼の前記穴部に装填し、
ガスタービン動翼の前記穴部に装填された接合材を、ガスタービン動翼に接合することによって補修されたガスタービン動翼。 By removing a damaged portion including a crack from the gas turbine rotor blade, a hole corresponding to the damaged portion is formed in the gas turbine rotor blade,
A bonding material having a shape corresponding to the shape of the damaged portion is loaded into the hole portion of the gas turbine blade,
A gas turbine rotor blade repaired by joining a joint material loaded in the hole of the gas turbine rotor blade to the gas turbine rotor blade.