JP2013194694A - Method for repairing gas turbine moving blade and gas turbine moving blade - Google Patents
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Abstract
Description
本発明の実施形態は、ガスタービン動翼の補修方法およびこの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。 Embodiments described herein relate generally to a gas turbine blade repair method and a gas turbine blade repaired by the repair method.
ガスタービンにおいては、燃焼ガス温度を高温化することにより熱効率の向上を図ることができる。そのため、従来のガスタービンでは、第１段の静翼における入口ガス温度が１１００℃であるものが主流であったが、近年では、その温度が１３００℃、１５００℃であるものも開発されている。 In the gas turbine, the thermal efficiency can be improved by increasing the combustion gas temperature. For this reason, in conventional gas turbines, the mainstream is that the inlet gas temperature of the first stage stationary blade is 1100 ° C., but recently, those whose temperatures are 1300 ° C. and 1500 ° C. have been developed. .
ガスタービン動翼の翼先端部は、１０００℃以上の高温の燃焼ガスに曝される。そのため、ガスタービン動翼の翼先端部は、高温の燃焼ガスによる酸化や、ガスタービン動翼を通過する燃焼ガスからの浸食により、損耗（減肉）が進行する。また、ガスタービン動翼の翼先端部は、対向配置されるシュラウドセグメントと摺れることによって損耗（減肉）する。 The blade tip of the gas turbine blade is exposed to a high-temperature combustion gas of 1000 ° C. or higher. Therefore, at the blade tip of the gas turbine blade, wear (thinning) proceeds due to oxidation by high-temperature combustion gas and erosion from the combustion gas passing through the gas turbine blade. Further, the blade tip portion of the gas turbine rotor blade is worn (thinned) by sliding with the shroud segment disposed oppositely.
ガスタービン動翼にこのような損耗が生じた場合、肉盛溶接よって補修されるのが一般的である。この補修では、翼先端部を肉盛溶接しやすい形状に形成し、肉盛溶接を行い、機械加工や砥石などによる仕上げ処理を行い、損耗する前の当初の翼形状に成形する。 When such wear occurs in the gas turbine blade, it is generally repaired by overlay welding. In this repair, the blade tip is formed into a shape that is easy to build-up, and build-up welding is performed, finishing is performed by machining or a grindstone, and the blade is formed into the original blade shape before wear.
上記した、従来における、ガスタービン動翼の翼先端部の補修方法において、肉盛溶接後の仕上げ処理では、翼表面における作動流体の流れをスムーズにするため、肉盛溶接部と基材部の境界を凹凸などがないように滑らかに仕上げる必要がある。そのため、仕上げ処理では、基材部の表面も若干削られる。 In the above-described conventional method for repairing the blade tip of the gas turbine rotor blade, in the finishing process after build-up welding, in order to smooth the flow of the working fluid on the blade surface, It is necessary to finish the boundary smoothly so that there are no irregularities. Therefore, in the finishing process, the surface of the base material part is also slightly shaved.
このような、補修を複数回行った場合、基材部の肉厚が薄くなり、運転中に翼先端部が割れ易くなったり、補修中に許容肉厚以下となって廃却となることがある。また、補修を複数回行ったタービン動翼の形状と、設計翼の形状との差異が大きくなり、性能が低下することもある。 When such repairs are performed a plurality of times, the thickness of the base material portion becomes thin, and the tip of the blade is likely to break during operation, or it may be discarded due to being less than the allowable thickness during repair. is there. In addition, the difference between the shape of the turbine rotor blade that has been repaired a plurality of times and the shape of the designed blade may increase, and the performance may deteriorate.
本発明が解決しようとする課題は、基材部の肉厚を減少させることなくガスタービン動翼を補修することができるガスタービン動翼の補修方法およびこの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ものである。 A problem to be solved by the present invention is a gas turbine rotor blade repair method capable of repairing a gas turbine rotor blade without reducing the thickness of the base material portion, and a gas turbine rotor blade repaired by the repair method. Is to provide.
実施の形態のガスタービン動翼の補修方法では、ガスタービン動翼の翼先端を補修する。ガスタービン動翼の補修方法では、前記翼先端の損耗部を除去し、前記翼先端を平面に加工する損耗部除去工程と、平面に加工された前記翼先端に肉盛溶接をして、所定の高さおよび所定の厚さの肉盛部を形成する肉盛溶接工程とを備える。 In the gas turbine rotor blade repair method of the embodiment, the tip of the gas turbine rotor blade is repaired. In the gas turbine rotor blade repairing method, a worn portion removing process of removing the worn portion of the blade tip and processing the blade tip into a flat surface, and overlay welding to the blade tip processed into a flat surface, And a build-up welding process for forming a build-up part having a predetermined thickness and a predetermined thickness.
さらに、ガスタービン動翼の補修方法では、前記肉盛部の先端部および内側部を、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状に加工するとともに、前記肉盛部の外側面が、前記翼先端を構成する基材部の外側面よりも、ガスタービン動翼の内部側となるように前記肉盛部を加工して段差を形成する段差成形工程と、前記肉盛部の外側面に肉盛処理を施し、前記肉盛部の外側面と前記基材部の外側面との段差をなくし、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状とする段差肉盛工程と、溶体化熱処理および時効熱処理を行う熱処理工程とを備える。 Further, in the gas turbine rotor blade repairing method, the front end portion and the inner side portion of the build-up portion are processed into the same shape as the shape of the initial tip of the blade before wear, and the outer surface of the build-up portion However, the step forming step of forming the step by processing the build-up portion so as to be on the inner side of the gas turbine rotor blade than the outer side surface of the base portion constituting the blade tip, and the build-up portion Step build-up is applied to the outer surface to eliminate the step between the outer surface of the built-up portion and the outer surface of the base material portion, and to have the same shape as the initial shape of the blade tip before wear. And a heat treatment step for performing solution heat treatment and aging heat treatment.
以下、本発明の一実施の形態について図面を参照して説明する。 Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
（第１の実施の形態）
図１は、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法によって補修される、翼先端１０ａが損耗したガスタービン動翼１０を示す斜視図である。図２は、図１のＡ−Ａ断面であり、ガスタービン動翼１０の翼先端１０ａの断面を示す図である。図３は、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の工程を示す図である。図４〜図５、図７〜図９は、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の工程を説明するための、図１のＡ−Ａ断面に相当する断面を示す図である。図６は、レーザ溶接法を説明するための図である。なお、図１〜図２、図４〜図５では、損耗された部分を破線で示している。
(First embodiment)
FIG. 1 is a perspective view showing a gas
なお、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の説明では、ガスタービン動翼１０として、翼先端１０ａがスキーラ部で構成されたものを例示して説明するが、この構成以外のガスタービン動翼に対しても第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法は適用することができる。
In the description of the gas turbine rotor blade repair method according to the first embodiment, the gas
図１および図２に示すように、ガスタービン動翼１０の翼先端１０ａは、燃焼ガスによる酸化や、ガスタービン動翼１０を通過する燃焼ガスからの侵食を受けて損耗し、凹凸面形状となる。また、ガスタービン動翼１０の翼先端１０ａは、対向配置されるシュラウドセグメントと摺れることによって損耗する。ここで、損耗としては、例えば、減肉などが挙げられる。
As shown in FIG. 1 and FIG. 2, the
このように、ガスタービン動翼１０の翼先端１０ａが損耗した場合、図３に示す各工程の処理を施すことによって、補修処理が行われる。具体的な補修方法について説明する。
As described above, when the
まず、補修されるガスタービン動翼１０は、目視観察、蛍光浸透探傷検査（ＦＰＴ）などを施し、損耗の個所などを調べる。続いて、溶接性改善のために、補修されるガスタービン動翼１０を、例えば１１２０〜１３２０℃程度の温度に所定時間保持し、溶体化熱処理を行う。これらの受け入れ処理を行ったのち、次に示す補修工程が行われる。
First, the gas
図２に示すような翼先端１０ａに損耗が生じたガスタービン動翼１０の翼面に、コーティング層１５が形成されている場合には、このコーティング層１５を除去し、基材部１１を露出させる（コーティング層除去工程Ｓ１００）。
When the
コーティング層１５は、例えば、基材部１１や肉盛部１４の表面に形成された金属材料からなる耐食コーティング層、およびこの耐食コーティング層の表面に積層して形成されたセラミックス材料からなる遮熱コーティング層で構成される。これらのコーティング層１５は、例えば、ブラスト処理や、熱酸性溶液のような化学薬品を使用した化学的処理などによって除去される。なお、ガスタービン動翼１０の翼面に、コーティング層１５が形成されていない場合には、コーティング層除去工程Ｓ１００は不要となる。
The
続いて、図４に示すように、例えば、グラインダなどの研磨機などにより、翼先端１０ａの損耗部１２を除去し、翼先端１０ａを平面１３に加工する（損耗部除去工程Ｓ１０１）。
Subsequently, as shown in FIG. 4, the
ここでは、翼先端１０ａの平面１３を、図４に示すように、減肉する前の当初の翼先端の端面と平行な平面となるように加工した一例を示している。
Here, an example is shown in which the
続いて、平面１３に加工された翼先端１０ａに、所定の高さおよび所定の厚さの肉盛部１４を形成する（肉盛溶接工程Ｓ１０２）。
Then, the build-up
この肉盛溶接では、例えば、図６に示すように、翼先端１０ａの平面１３に沿ってガスタービン動翼１０のキャンバーライン方向（図６では、左右方向）に、レーザトーチ１１０から照射されるレーザ光１１１を走査するとともに、肉盛材料の粉末１１２を粉末供給装置１１３からレーザ光１１１の前方に供給する。供給された肉盛材料の粉末１１２は、レーザ光１１１の熱で溶融し、翼先端１０ａの平面１３に溶着する。このレーザ溶接を繰り返し行い、溶接ビード１１４を多層に積層して肉盛して、図５に示す肉盛部１４を形成する。
In this build-up welding, for example, as shown in FIG. 6, the laser irradiated from the
なお、レーザトーチ１１０を、ガスタービン動翼１０のキャンバーラインに垂直な方向（図６では、紙面に垂直な方向）に走査しながら、溶接ビードを多層に肉盛して、肉盛部１４を形成してもよい。
While the
レーザ溶接に使用するレーザとして、例えば、ＣＯ２レーザやＹＡＧレーザなどを使用することができる。供給する肉盛材料の粉末１１２の供給量は、レーザの出力、すなわちレーザ光１１１のエネルギに依存し、レーザの出力が大きいほど多量の粉末１１２を供給して、溶接することが可能となる。
As a laser used for laser welding, for example, a CO 2 laser or a YAG laser can be used. The supply amount of the
ここで、溶接時の凝固割れを防ぐためには、レーザの出力を極力低下させて、溶接時の入熱を押さえることが重要である。そのため、肉盛材料の粉末１１２を溶融できる程度の最小限のエネルギを有するレーザ光１１１を照射しながら、肉盛溶接を繰り返し行い、溶接ビード１１４を積層して肉盛することが好ましい。このように、レーザの出力を調整して、肉盛材料の粉末１１２を溶融できる程度の最小限のエネルギを有するレーザ光１１１を照射することで、溶接時の熱ひずみの蓄積による溶接界面での割れの発生を抑制することができる。
Here, in order to prevent solidification cracking during welding, it is important to reduce the laser output as much as possible to suppress heat input during welding. For this reason, it is preferable to repeatedly build-up welding while irradiating the
ガスタービン動翼１０は、例えば、ＩＮ７３８（商品名）やＧＴＤ１１１（商品名）などのＮｉ基耐熱合金で形成されている。肉盛部１４を構成する肉盛材料は、これらのガスタービン動翼１０を形成するＮｉ基耐熱合金と同じ材料、または耐酸化性が同程度であって、溶接性に優れた材料であることが好ましい。肉盛材料として、具体的には、ＩＮ６２５（商品名）やＩＮ６００（商品名）などを使用することができる。
The gas
なお、肉盛部１４の形成方法は、上記した方法に限られず、ガスタービン動翼１０の補修において使用されている公知な方法を使用してもよい。
In addition, the formation method of the build-up
肉盛部１４は、図５に示すように、損耗する前の当初の翼先端の形状（図５で破線で示された部分）よりも、ガスタービン動翼１０の、高さ方向および厚さ方向である周方向（ガスタービン動翼１０の外部側および内部側）に突出するように形成される。
As shown in FIG. 5, the build-up
続いて、図７に示すように、肉盛部１４の先端部および内側部を、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状に加工する。これによって、肉盛部１４の外周端面２４および内側面２５が形成される。
Then, as shown in FIG. 7, the front-end | tip part and inner side part of the build-up
さらに、肉盛部１４の外側面２０が、翼先端１０ａを構成する基材部１１の外側面２１よりも、ガスタービン動翼の内部側となるように肉盛部１４を加工して段差２３を形成する（段差成形工程Ｓ１０３）。すなわち、図７に示すように、肉盛部１４の外側面２０は、基材部１１の外側面２１よりもガスタービン動翼の内部側に窪んだ状態に構成される。なお、肉盛部１４の加工は、例えば、グラインダなどの研磨機などを使用して行われる。
Further, the build-up
続いて、図８に示すように、肉盛部１４の外側面２０に肉盛処理を施して肉盛部３０を形成し、肉盛部１４の外側面２０と基材部１１の外側面２１との段差２３をなくし、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状とする（段差肉盛工程Ｓ１０４）。
Subsequently, as shown in FIG. 8, the
これにより、肉盛部１４の外側面２０に肉盛された肉盛部３０の外側面３１は、基材部１１の外側面２１と滑らかにつながる面となる。
As a result, the
段差肉盛工程Ｓ１０４において、肉盛部３０は、例えば、溶射、コールドスプレー、拡散ロウ付けなどによって形成される。ここで、拡散ロウ付けにおける肉盛を行う場合には、段差２３からロウ材が流出しないように、例えば、成形型などが用いられる。この際、肉盛部３０から成形型を容易に離脱するために、ロウ材との接合性が悪い高純度アルミナ、ジルコニア、ムライトなどのセラミック板で製作された成形型を用いることが好ましい。なお、翼先端部にかかる遠心応力は小さいため、段差２３を埋める材料には、強度は要求されない。
In the step buildup step S104, the
肉盛部３０を構成する肉盛材料としては、例えば、肉盛部１４を構成する肉盛材料と同じ材料や、耐酸化コーティング材料であるＭＣｒＡｌＹ（ＭがＣｏおよびＮｉからなる、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹやＮｉＣｏＣｒＡｌＹなど）を使用することができる。
As the build-up material constituting the build-up
続いて、図９に示すように、ガスタービン動翼１０に、公知なコーティング処理を施して、ガスタービン動翼１０の翼面にコーティング層１５を形成する（コーティング処理工程Ｓ１０５）。なお、ガスタービン動翼１０の翼面に、コーティング層１５を形成しない場合には、コーティング処理工程Ｓ１０５は不要となる。
Next, as shown in FIG. 9, the gas
コーティング層１５は、前述したように、例えば、基材部１１や肉盛部１４の表面に形成された金属材料からなる耐食コーティング層、およびこの耐食コーティング層の表面に積層して形成されたセラミックス材料からなる遮熱コーティング層で構成される。これらの耐食コーティング層および遮熱コーティング層を備えるコーティング層１５を有するガスタービン動翼１０は、広く一般的に使用されている。
As described above, the
耐食コーティング層は、例えば、高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）、真空プラズマ溶射（ＶＰＳ）、電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）などによって形成され、遮熱コーティング層は、例えば、大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）などによって形成される。 The corrosion-resistant coating layer is formed by, for example, high-speed flame spraying (HVOF), vacuum plasma spraying (VPS), electron beam physical vapor deposition (EB-PVD), etc., and the thermal barrier coating layer is, for example, atmospheric plasma spraying (APS) Formed by.
なお、図８では、肉盛部１４の外周端面２４にコーティング層１５を形成していない一例を示しているが、外周端面２４にコーティング層１５を形成してもよい。
Although FIG. 8 shows an example in which the
続いて、溶体化熱処理および時効熱処理を行う（熱処理工程Ｓ１０６）。溶体化熱処理は、溶接歪みの開放や溶接時に析出したγ’相のγ相中への固溶のために行われ、ガスタービン動翼１０を１１２０〜１３２０℃程度の温度に所定時間保持する。また、時効熱処理は、γ’相を析出し、材料を強化するために行われ、ガスタービン動翼１０を７００〜９００℃程度に加熱し、所定時間保持する。
Subsequently, solution heat treatment and aging heat treatment are performed (heat treatment step S106). The solution heat treatment is performed in order to release welding distortion and to form a solid solution of the γ ′ phase precipitated during welding in the γ phase, and the
なお、熱処理されたガスタービン動翼１０は、目視観察、蛍光浸透探傷検査（ＦＰＴ）などを施し、損耗の有無などの最終検査が行われる。
The heat-treated gas
上記した補修工程を経て、翼先端１０ａの損耗が補修されたガスタービン動翼１０が得られる。
Through the above repair process, the gas
上記したように、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法によれば、肉盛部１４の外側面２０に段差２３を形成し、この段差２３に肉盛をして、基材部１１の外側面２１と滑らかにつながる面を形成することができる。すなわち、基材部１１と肉盛部３０との境界は、凹凸などなく滑らかに仕上げられる。このように、基材部１１の肉厚を減少させることなく、ガスタービン動翼１０を補修することができる。
As described above, according to the gas turbine rotor blade repairing method of the first embodiment, the
（第２の実施の形態）
図１０は、第２の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の工程を示す図である。なお、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の場合と同様に、翼面にコーティング層１５を有しないガスタービン動翼１０の補修の場合には、コーティング層除去工程Ｓ１１０およびコーティング処理工程Ｓ１１６は不要となる。
(Second Embodiment)
FIG. 10 is a diagram illustrating a process of the gas turbine rotor blade repair method according to the second embodiment. As in the case of the gas turbine rotor blade repair method of the first embodiment, in the case of repair of the gas
図１１〜図１５は、第２の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の工程を説明するための、図１のＡ−Ａ断面に相当する断面を示す図である。 FIGS. 11-15 is a figure which shows the cross section equivalent to the AA cross section of FIG. 1 for demonstrating the process of the repair method of the gas turbine rotor blade of 2nd Embodiment.
ここで、受け入れ処理、コーティング層除去工程Ｓ１１０および損耗部除去工程Ｓ１１１、肉盛溶接工程Ｓ１１２の工程は、第１の実施の形態における、受け入れ処理、コーティング層除去工程Ｓ１００、損耗部除去工程Ｓ１０１および肉盛溶接工程Ｓ１０２の工程と同じ処理である。図１１には、肉盛溶接工程Ｓ１１２後の構成が示されている。 Here, the receiving process, the coating layer removing process S110 and the worn part removing process S111, and the build-up welding process S112 are the receiving process, the coating layer removing process S100, the worn part removing process S101 and the first embodiment. This is the same process as the build-up welding process S102. FIG. 11 shows the configuration after the overlay welding step S112.
肉盛溶接工程Ｓ１１２後、図１２に示すように、肉盛部１４の先端部および内側部を、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状に加工する。これによって、肉盛部１４の外周端面２４および内側面２５が形成される。
After the build-up welding step S112, as shown in FIG. 12, the tip portion and the inner portion of the build-up
さらに、肉盛部１４の外側面２０が、翼先端１０ａを構成する基材部１１の外側面２１よりも、ガスタービン動翼の外部側となるように肉盛部１４を加工して段差４０を形成する（段差成形工程Ｓ１１３）。すなわち、図１２に示すように、肉盛部１４の外側面２０は、基材部１１の外側面２１よりもガスタービン動翼の外部側に突出した状態に構成される。
Further, the build-up
なお、肉盛部１４の厚さは、少なくともこの段差４０を形成できる程度の厚さに形成されている。また、肉盛部１４の加工は、例えば、グラインダなどの研磨機などを使用して行われる。
In addition, the thickness of the build-up
続いて、図１３に示すように、基材部１１の外側面２１に肉盛処理を施して基材肉盛部４１を形成し、基材部１１の外側面２１と肉盛部１４の外側面２０との段差４０をなくす（段差肉盛工程Ｓ１１４）。
Subsequently, as shown in FIG. 13, the
なお、肉盛処理は、第１の実施の形態の段差肉盛工程Ｓ１０４における肉盛処理と同じ処理である。基材肉盛部４１を構成する肉盛材料としては、例えば、耐酸化コーティング材料であるＭＣｒＡｌＹを使用することができる。
Note that the build-up process is the same process as the build-up process in the step build-up process S104 of the first embodiment. For example, MCrAlY which is an oxidation-resistant coating material can be used as the build-up material constituting the base material build-up
続いて、図１４に示すように、基材部１１の外側面２１に形成された基材肉盛部４１および肉盛部１４を加工し、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状とする（外側面形成工程Ｓ１１５）。
Subsequently, as shown in FIG. 14, the base material built-up
この際、肉盛部１４の一部および基材肉盛部４１は、例えば、グラインダなどの研磨機などにより、削り取られる。これにより、基材部１１の外側面２１は、肉盛部１４の外側面２０と滑らかにつながる面となる。また、この工程において、基材肉盛部４１は、削り取られるが、基材部１１自体は削られることはない。
At this time, a part of the build-up
以降の、コーティング処理工程Ｓ１１６および熱処理工程Ｓ１１７は、第１の実施の形態のコーティング処理工程Ｓ１０５および熱処理工程Ｓ１０６と同じ処理である。なお、熱処理されたガスタービン動翼１０は、第１の実施の形態と同様に、最終検査が行われる。
The subsequent coating processing step S116 and heat treatment step S117 are the same processing as the coating processing step S105 and heat treatment step S106 of the first embodiment. The heat-treated gas
上記した補修工程を経て、図１５に示すように、翼先端１０ａの損耗が補修されたガスタービン動翼１０が得られる。
Through the above-described repairing process, as shown in FIG. 15, the gas
上記したように、第２の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法によれば、基材部１１の外側面２１に段差４０を形成し、この段差４０に肉盛をし、基材肉盛部４１とともに、肉盛部１４の一部を削り取ることができる。これにより、基材部１１の外側面２１は、肉盛部１４の外側面２０と滑らかにつながる面となる。すなわち、基材部１１と肉盛部１４との境界は、凹凸などなく滑らかに仕上げられる。このように、基材部１１の肉厚を減少させることなく、ガスタービン動翼１０を補修することができる。
As described above, according to the gas turbine rotor blade repairing method of the second embodiment, the
（第３の実施の形態）
図１６は、第３の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の工程を示す図である。なお、第１の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の場合と同様に、翼面にコーティング層１５を有しないガスタービン動翼１０の補修の場合には、コーティング層除去工程Ｓ１２０およびコーティング処理工程Ｓ１２３は不要となる。
(Third embodiment)
FIG. 16 is a diagram illustrating a process of the gas turbine rotor blade repair method according to the third embodiment. As in the case of the gas turbine rotor blade repair method of the first embodiment, in the case of repair of the gas
図１７は、第３の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の損耗部除去工程後における、図１のＡ−Ａ断面に相当する断面を示す図である。図１８〜図２０は、第３の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法の翼先端形成工程を説明するための、図１のＡ−Ａ断面に相当する断面を示す図である。 FIG. 17 is a diagram illustrating a cross-section corresponding to the cross-section AA of FIG. 1 after the wear part removing step of the gas turbine rotor blade repair method according to the third embodiment. 18-20 is a figure which shows the cross section equivalent to the AA cross section of FIG. 1 for demonstrating the blade tip formation process of the repair method of the gas turbine rotor blade of 3rd Embodiment.
ここで、受け入れ処理、コーティング層除去工程Ｓ１２０および損耗部除去工程Ｓ１２１の工程は、第１の実施の形態における、受け入れ処理、コーティング層除去工程Ｓ１００および損耗部除去工程Ｓ１０１の工程と同じ処理である。 Here, the receiving process, the coating layer removing process S120, and the worn part removing process S121 are the same processes as the receiving process, the coating layer removing process S100, and the worn part removing process S101 in the first embodiment. .
損耗部除去工程Ｓ１２１後（図１７参照）、加工された翼先端１０ａの平面１３上に、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状を直接形成する（翼先端形成工程Ｓ１２２）。
After the worn part removing step S121 (see FIG. 17), the same shape as the original shape of the
ここで、翼先端形成工程Ｓ１２２について説明する。 Here, the blade tip forming step S122 will be described.
翼先端形成工程Ｓ１２２において、図１８に示すように、損耗および損耗部除去工程Ｓ１２１で加工された部分における当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状に、予め別個に形成された構成部材５０を、翼先端１０ａの平面１３上に接合する。構成部材５０は、例えば、ＩＮ７３８（商品名）やＧＴＤ１１１（商品名）などのＮｉ基耐熱合金などの材料で構成される。
In the blade tip forming step S122, as shown in FIG. 18, the
構成部材５０は、例えば、ＴＩＧ溶接、ロウ付けなどによって、翼先端１０ａの平面１３上に接合される。ここで、ロウ付け用合金は、その固相線温度が、基材の溶体化熱処理温度よりも高いものである。
The
例えば、翼先端部に冷却孔を有するガスタービン動翼においては、構成部材５０に予め冷却孔を加工することができるため、複雑な冷却孔の加工も容易となる。
For example, in a gas turbine rotor blade having a cooling hole at the blade tip, the cooling hole can be processed in advance in the
また、翼先端形成工程Ｓ１２２において、図１９に示すように、翼先端１０ａの平面１３上に、マイクロスパークコーティングによって肉盛し、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状の肉盛部６１を形成してもよい。このマイクロスパークコーティングでは、Ｎｉ基粉末などの材料を含む電極を用いて放電加工することで、翼先端１０ａの平面１３上に、コーティング層６０を形成することができる。そして、肉盛部６１は、このコーティング層６０を積層することで形成される。
Further, in the blade tip forming step S122, as shown in FIG. 19, the flesh having the same shape as the shape of the
マイクロスパークコーティングでは、直径がミクロンレベルの微細なパルス状の放電が、局所的に繰り返し生じることで、溶融接合するため、基材部１１の収縮がごく限られた範囲となる。そのため、基材部１１の変形を極めて小さく抑えることができる。また、コーティング層６０は、溶融接合するため、剥離することがない。
In microspark coating, fine pulsed discharge with a diameter of micron level is locally generated repeatedly and melt-bonded, so that the shrinkage of the
さらに、翼先端形成工程Ｓ１２２において、図２０に示すように、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状の成形型７０を設置する。そして、成形型７０の内部で肉盛溶接を行い、翼先端１０ａの平面１３上に、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状の肉盛部１４を形成してもよい。
Further, in the blade tip forming step S122, as shown in FIG. 20, a forming
なお、肉盛溶接は、例えば、第１の実施の形態の肉盛溶接工程Ｓ１０２における肉盛溶接と同様である。また、翼先端形成工程Ｓ１２２の後、成形型７０は離脱される。肉盛部１４から成形型７０を容易に離脱するために、補修材との接合性が悪い高純度アルミナ、ジルコニア、ムライトなどのセラミック板で製作された成形型を用いることが好ましい。
The build-up welding is the same as the build-up welding in the build-up welding step S102 of the first embodiment, for example. Further, after the blade tip forming step S122, the
また、翼先端形成工程Ｓ１２２において、図２０に示すように、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状の成形型７０を設置する。そして、成形型７０の内部でロウ付けによる肉盛を行い、翼先端１０ａの平面１３上に、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状の肉盛部を形成してもよい。なお、翼先端形成工程Ｓ１２２の後、成形型７０は離脱される。
Further, in the blade tip forming step S122, as shown in FIG. 20, a forming
ここで、ロウ付け用合金は、その固相線温度が、基材の溶体化熱処理温度よりも高いものを用い、ロウ材との接合性が悪い高純度アルミナ、ジルコニア、ムライトなどのセラミック板で製作された成形型に充填することで肉盛を行う。 Here, the brazing alloy is a ceramic plate such as high-purity alumina, zirconia, or mullite that has a solidus temperature higher than the solution heat treatment temperature of the base material and has poor bondability to the brazing material. Overlaying is performed by filling the manufactured mold.
上記した各翼先端形成工程Ｓ１２２の後に表面を仕上げ処理する必要がない。そのため、基材部１１の肉厚は減少しない。
It is not necessary to finish the surface after each blade tip forming step S122 described above. Therefore, the thickness of the
以降の、コーティング処理工程Ｓ１２３および熱処理工程Ｓ１２４は、第１の実施の形態のコーティング処理工程Ｓ１０５および熱処理工程Ｓ１０６と同じ処理である。なお、熱処理されたガスタービン動翼１０は、第１の実施の形態と同様に、最終検査が行われる。
The subsequent coating processing step S123 and heat treatment step S124 are the same processing as the coating processing step S105 and heat treatment step S106 of the first embodiment. The heat-treated gas
上記した補修工程を経て、翼先端１０ａの損耗が補修されたガスタービン動翼１０が得られる。
Through the above repair process, the gas
上記したように、第３の実施の形態のガスタービン動翼の補修方法によれば、翼先端１０ａの平面１３上に、損耗する前の当初の翼先端１０ａの形状と同一の形状を直接形成することができる。そのため、翼先端形成工程Ｓ１２２の後に表面を仕上げ処理する必要がなく、基材部１１の肉厚を減少させることなくガスタービン動翼１０を補修することができる。また、翼先端形成工程Ｓ１２２において形成された形成部と、基材部１１との境界は、凹凸などなく滑らかに仕上げられる。
As described above, according to the gas turbine rotor blade repair method of the third embodiment, the same shape as that of the
以上説明した実施形態によれば、基材の肉厚を減少させることなくガスタービン動翼を補修することが可能となる。 According to the embodiment described above, the gas turbine rotor blade can be repaired without reducing the thickness of the base material.
本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら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。 Although several embodiments of the present invention have been described, these embodiments are presented by way of example and are not intended to limit the scope of the invention. These novel embodiments can be implemented in various other forms, and various omissions, replacements, and changes can be made without departing from the scope of the invention. These embodiments and modifications thereof are included in the scope and gist of the invention, and are included in the invention described in the claims and the equivalents thereof.
１０…ガスタービン動翼、１０ａ…翼先端、１１…基材部、１２…損耗部、１３…平面、１４，３０，６１…肉盛部、１５，６０…コーティング層、２０，２１…外側面、２３，４０…段差、２４…外周端面、２５…内側面、４１…基材肉盛部、５０…構成部材、７０…成形型、１１０…レーザトーチ、１１１…レーザ光、１１２…粉末、１１３…粉末供給装置、１１４…溶接ビード。
DESCRIPTION OF
Claims (8)
前記翼先端の損耗部を除去し、前記翼先端を平面に加工する損耗部除去工程と、
平面に加工された前記翼先端に肉盛溶接をして、所定の高さおよび所定の厚さの肉盛部を形成する肉盛溶接工程と、
前記肉盛部の先端部および内側部を、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状に加工するとともに、前記肉盛部の外側面が、前記翼先端を構成する基材部の外側面よりも、ガスタービン動翼の内部側となるように前記肉盛部を加工して段差を形成する段差成形工程と、
前記肉盛部の外側面に肉盛処理を施し、前記肉盛部の外側面と前記基材部の外側面との段差をなくし、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状とする段差肉盛工程と、
溶体化熱処理および時効熱処理を行う熱処理工程と
を具備することを特徴とするガスタービン動翼の補修方法。 In the repair method of the gas turbine rotor blade for repairing the blade tip of the gas turbine rotor blade,
A worn part removing step of removing the worn part of the blade tip and processing the blade tip into a flat surface;
Overlay welding is performed on the blade tip processed into a flat surface to form a built-up portion having a predetermined height and a predetermined thickness; and
While processing the front-end | tip part and inner part of the said build-up part to the same shape as the shape of the said wing | blade tip before the wear out, the base material part from which the outer surface of the said build-up part comprises the said wing | tip tip A step forming step for forming a step by processing the build-up portion so as to be on the inner side of the gas turbine rotor blade than the outer surface of
Applying a build-up process to the outer surface of the built-up portion, eliminating the step between the outer surface of the built-up portion and the outer surface of the base material portion, the same shape as the shape of the initial blade tip before wear A step overlaying process, and
A gas turbine rotor blade repair method comprising: a heat treatment step of performing solution heat treatment and aging heat treatment.
前記翼先端の損耗部を除去し、前記翼先端を平面に加工する損耗部除去工程と、
平面に加工された前記翼先端に肉盛溶接をして、所定の高さおよび所定の厚さの肉盛部を形成する肉盛溶接工程と、
前記肉盛部の先端部および内側部を、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状に加工するとともに、前記肉盛部の外側面が、前記翼先端を構成する基材部の外側面よりも、ガスタービン動翼の外部側となるように前記肉盛部を加工して段差を形成する段差成形工程と、
前記基材部の外側面に肉盛処理を施し、前記基材部の外側面と前記肉盛部の外側面との段差をなくす段差肉盛工程と、
前記基材部の外側面に形成された基材肉盛部および前記肉盛部を加工し、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状とする外側面形成工程と、
溶体化熱処理および時効熱処理を行う熱処理工程と
を具備することを特徴とするガスタービン動翼の補修方法。 In the repair method of the gas turbine rotor blade for repairing the blade tip of the gas turbine rotor blade,
A worn part removing step of removing the worn part of the blade tip and processing the blade tip into a flat surface;
Overlay welding is performed on the blade tip processed into a flat surface to form a built-up portion having a predetermined height and a predetermined thickness; and
While processing the front-end | tip part and inner part of the said build-up part to the same shape as the shape of the said wing | blade tip before the wear out, the base material part from which the outer surface of the said build-up part comprises the said wing | tip tip A step forming step of forming the step by processing the build-up portion so as to be on the outer side of the gas turbine rotor blade than the outer surface of
Step build-up process is performed to build up the outer surface of the base material portion, and eliminate the step between the outer surface of the base material portion and the outer surface of the build-up portion,
Processing the base material built-up portion and the built-up portion formed on the outer surface of the base material portion, and forming the outer surface into the same shape as the shape of the initial blade tip before wearing out,
A gas turbine rotor blade repair method comprising: a heat treatment step of performing solution heat treatment and aging heat treatment.
前記翼先端の損耗部を除去し、前記翼先端を平面に加工する損耗部除去工程と、
加工された前記翼先端の平面上に、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状を直接形成する翼先端形成工程と、
溶体化熱処理および時効熱処理を行う熱処理工程と
を具備することを特徴とするガスタービン動翼の補修方法。 In the repair method of the gas turbine rotor blade for repairing the blade tip of the gas turbine rotor blade,
A worn part removing step of removing the worn part of the blade tip and processing the blade tip into a flat surface;
On the processed plane of the blade tip, a blade tip forming step for directly forming the same shape as the shape of the original blade tip before being worn out;
A gas turbine rotor blade repair method comprising: a heat treatment step of performing solution heat treatment and aging heat treatment.
損耗および損耗部除去工程で加工された部分における当初の前記翼先端の形状と同一の形状に、予め別個に形成された構成部材を、前記翼先端の平面上に接合することを特徴とする請求項３記載のガスタービン動翼の補修方法。 In the blade tip forming step,
A component member formed separately in advance in the same shape as the initial shape of the blade tip in the portion processed in the wear and wear portion removing step is joined on the plane of the blade tip. Item 4. A method for repairing a gas turbine rotor blade according to Item 3.
前記翼先端の平面上に、マイクロスパークコーティングによって肉盛し、損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状の肉盛部を形成することを特徴とする請求項３記載のガスタービン動翼の補修方法。 In the blade tip forming step,
4. The gas turbine according to claim 3, wherein a build-up portion having the same shape as the shape of the original blade tip before being worn and formed by microspark coating is formed on a plane of the blade tip. How to repair moving blades.
損耗する前の当初の前記翼先端の形状と同一の形状の成形型を設置し、前記成形型の内部で肉盛溶接を行い、前記翼先端の平面上に、当初の前記翼先端の形状と同一の形状の肉盛部を形成することを特徴とする請求項３記載のガスタービン動翼の補修方法。 In the blade tip forming step,
A mold having the same shape as that of the initial blade tip before wear and tear is placed, and overlay welding is performed inside the mold, and the shape of the initial blade tip is formed on the plane of the blade tip. 4. The method for repairing a gas turbine rotor blade according to claim 3, wherein a built-up portion having the same shape is formed.
前記損耗部除去工程の前に、前記コーティング層を除去するコーティング層除去工程と、
前記熱処理工程の直前に、前記ガスタービン動翼の翼面にコーティング層を形成するコーティング処理工程と
をさらに具備することを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項記載のガスタービン動翼の補修方法。 In the case where a coating layer is formed on the blade surface of the gas turbine rotor blade,
Before the worn part removing step, a coating layer removing step for removing the coating layer;
The gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 6, further comprising a coating process step of forming a coating layer on a blade surface of the gas turbine rotor blade immediately before the heat treatment step. Repair method.
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