JP2019019827A - Repair method for turbine rotor blade - Google Patents
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Abstract
Description
本発明の実施形態は、タービン部品の補修方法およびタービン部品に関する。 Embodiments described herein relate generally to a turbine part repair method and a turbine part.
発電用ガスタービンのような高温機器において、燃焼器、動翼、静翼等のタービン高温部品（以下、タービン部品、または部品と称することがある）の外面について、例えばセラミックからなる遮熱コーティング（Thermal Barrier Coating：ＴＢＣ）を施すことで遮熱性または耐酸化性を確保している。一方、タービン高温部品の内面、例えば動翼や静翼の内部に設けられる冷却口の内面には、物理的にコーティングを施すことが容易でない。このため、この内面にコーティングを施さないで使用するか、気相を用いて化学的にアルミコーティング等の耐酸化コーティングを施して耐酸化性の向上を図っている。 In a high-temperature apparatus such as a gas turbine for power generation, a thermal barrier coating (for example, ceramic) is applied to the outer surface of a turbine high-temperature component (hereinafter sometimes referred to as a turbine component or a component) such as a combustor, a moving blade, or a stationary blade. Thermal barrier coating (TBC) is applied to ensure thermal insulation or oxidation resistance. On the other hand, it is not easy to physically coat the inner surface of the high temperature turbine component, for example, the inner surface of the cooling port provided inside the moving blade or the stationary blade. For this reason, this inner surface is used without coating, or an oxidation resistant coating such as an aluminum coating is chemically applied using a gas phase to improve the oxidation resistance.
タービン高温部品の外面に施された遮熱コーティング（以下、コーティングと称することがある）は、タービンの長時間にわたる使用後に劣化または密着力が低下する。このため、タービン高温部品については、３〜４年毎に実施している定期検査に合わせてコーティングを除去し、新たなコーティングを施して再使用している。 Thermal barrier coatings (hereinafter sometimes referred to as coatings) applied to the outer surface of the turbine hot component deteriorate or deteriorate in adhesion after prolonged use of the turbine. For this reason, about a turbine high temperature component, a coating is removed according to the periodic inspection currently implemented every 3 to 4 years, a new coating is given, and it is reused.
また、場合によっては、タービンの使用中において、局所的にコーティングが剥離するなどの現象も生じている。従って、コーティングの本来の機能が低下または剥離したことによる、定期検査後の再使用するための補修にあたり、（１）タービンの使用後の受入検査、（２）劣化や損傷したコーティングの除去、（３）き裂の検査、（４）新しいコーティングの施工（リコーティング）、（５）出荷前検査を行っている。 In some cases, a phenomenon such as local peeling of the coating occurs during use of the turbine. Therefore, in repair for re-use after periodic inspection due to degradation or peeling of the original function of the coating, (1) acceptance inspection after use of the turbine, (2) removal of deteriorated or damaged coating, ( 3) Crack inspection, (4) New coating construction (recoating), (5) Pre-shipment inspection.
近年、メンテナンス費用の削減の観点から、タービン高温部品の当初の交換時間を延長してタービンを使用する運用が増え、使用後の検査が非常に重要になっている。従来の検査は、部品の表面に発生したき裂を確認するため目視および蛍光浸透探傷検査を中心として実施されてきた。しかし、これらの検査では部品の巨視的なき裂を検出するに留まり、目視では確認できない、部品の微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷を検出することはできない。 In recent years, from the viewpoint of reducing maintenance costs, the operation of using a turbine by extending the initial replacement time of a turbine high temperature component has increased, and inspection after use has become very important. Conventional inspection has been carried out mainly by visual inspection and fluorescence penetrant inspection in order to confirm a crack generated on the surface of a part. However, these inspections only detect macroscopic cracks in parts, and cannot detect minute cracks in parts or damage immediately before cracks cannot be visually confirmed.
本発明が解決しようとする課題は、タービン部品の微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷を検出することが可能なタービン部品の補修方法およびタービン部品を提供することである。 The problem to be solved by the present invention is to provide a turbine component repair method and a turbine component capable of detecting a minute crack in a turbine component and damage immediately before the occurrence of a crack.
実施形態におけるタービン部品の補修方法は、タービン部品を補修する、タービン部品の補修方法であって、前記タービン部品の使用後に前記タービン部品を受入れて、前記タービン部品の損傷検査を行う受入検査工程と、前記損傷検査を終えた前記タービン部品の基材の表面上に形成された遮熱コーティングを除去するコーティング除去工程と、前記遮熱コーティングを除去した前記基材の表面のき裂を検査する検査工程と、前記遮熱コーティングを除去した前記基材の組織観察を行なう工程と、前記検査工程による検査および前記組織観察の結果、前記き裂が無い前記基材の表面上に新たな遮熱コーティングを施す工程と、を有する。 A turbine component repair method according to an embodiment is a turbine component repair method for repairing a turbine component, wherein the turbine component is received after use of the turbine component, and a damage inspection of the turbine component is performed. A coating removing process for removing the thermal barrier coating formed on the surface of the base material of the turbine component after the damage inspection, and an inspection for inspecting a crack on the surface of the base material from which the thermal barrier coating has been removed. And a step of observing the structure of the base material from which the thermal barrier coating has been removed, and a new thermal barrier coating on the surface of the base material without cracks as a result of the inspection and the structure observation by the inspection step. And the step of applying.
本発明によれば、タービン部品の微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷を検出することができる。 According to the present invention, it is possible to detect a fine crack in a turbine component or damage immediately before the crack is generated.
以下、実施形態について図面を用いて説明する。
（第１の実施形態）
ここでは第１の実施形態に係るガスタービン動翼の補修方法および補修したタービン高温部品の一例について述べる。図１は、第１の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の一例を示すフローチャートである。図２は、第１の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の補修工程毎の断面模式図である。
Hereinafter, embodiments will be described with reference to the drawings.
(First embodiment)
Here, an example of a repair method for a gas turbine rotor blade and a repaired turbine high-temperature component according to the first embodiment will be described. FIG. 1 is a flowchart illustrating an example of a method for repairing a turbine high-temperature component in the first embodiment. FIG. 2 is a schematic cross-sectional view for each repair process of the turbine high-temperature component repair method according to the first embodiment.
この補修方法では、受入検査（Ｓ１）と、コーティング除去（Ｓ２）と、表面のき裂検査（Ｓ３）と、表面の組織観察（Ｓ４）と、コーティング施工（Ｓ５）と、出荷前検査（Ｓ６）の流れとなっている。 In this repair method, acceptance inspection (S1), coating removal (S2), surface crack inspection (S3), surface texture observation (S4), coating construction (S5), pre-shipment inspection (S6) ).
ここでは、補修対象のタービン部品は、Ｎｉ基超合金のガスタービン第１段動翼であって、用いられている材料が図２に示すように一方向凝固材(柱状晶)を対象とした例を以下に示す。
ガスタービン第１段動翼の外面には、高温の燃焼ガスから第１段動翼の基材１０を保護するために、この基材１０の表面に遮熱コーティング（以下、コーティングと称することがある）が施工されている。この遮熱コーティングは二層構造であり、まず、基材１０に中間層となるボンドコート（ボンド層と称することもある）９が遮熱コーティングの一層目として施されており、この上に、ジルコニア（例えばイットリア安定化ジルコニア：ＹＳＺ）を主成分とする、熱伝導性の小さいセラミックス製のトップコート７が遮熱コーティングの二層目として施されている。上記のボンドコート９は、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙなどの金属コーティングであり、基材１０との間の熱膨張差を緩和して密着性を向上させるものである。
Here, the turbine part to be repaired is a Ni-based superalloy gas turbine first stage rotor blade, and the material used is a unidirectional solidified material (columnar crystal) as shown in FIG. An example is shown below.
On the outer surface of the first stage blade of the gas turbine, in order to protect the base material 10 of the first stage blade from high-temperature combustion gas, a thermal barrier coating (hereinafter referred to as coating) is applied to the surface of the base material 10. There is). This thermal barrier coating has a two-layer structure. First, a bond coat (sometimes referred to as a bond layer) 9 serving as an intermediate layer is applied to the substrate 10 as the first thermal barrier coating. A top coat 7 made of a ceramic having a low thermal conductivity and containing zirconia (for example, yttria stabilized zirconia: YSZ) as a main component is applied as the second layer of the thermal barrier coating. The bond coat 9 is a metal coating such as Ni, Co, Cr, Al, Y, etc., and relaxes the difference in thermal expansion with the base material 10 to improve adhesion.
ここで、タービンを長時間にわたり実使用することにより遮熱コーティングが劣化し、特にボンドコート９が酸化して、当該ボンドコート９とトップコート７の界面に酸化スケール（酸化層と称することもある）８が形成されることにより、ボンドコート９とトップコート７との間の密着力が低下し、コーティングの剥離が促進されてしまう。 Here, the thermal barrier coating deteriorates by actually using the turbine for a long time, and particularly, the bond coat 9 is oxidized, and an oxide scale (sometimes referred to as an oxide layer) is formed at the interface between the bond coat 9 and the top coat 7. ) 8 is formed, the adhesive force between the bond coat 9 and the top coat 7 is reduced, and the peeling of the coating is promoted.
タービン部品について定期的に実施する一般的な補修においては、新しいコーティングを施工するために、劣化したトップコート７およびボンドコート９をあらかじめ全て除去する必要がある。 In general repairs that are regularly performed on turbine parts, it is necessary to remove all of the degraded topcoat 7 and bond coat 9 in advance in order to apply a new coating.
次に、補修工程について説明する。
第１の実施形態では、まず、Ｓ１の受入検査を行なう。この受入検査では、使用後のタービン部品を受け入れて、このタービン部品の損傷状態の検査を実施する。
Next, the repair process will be described.
In the first embodiment, first, an acceptance inspection of S1 is performed. In this acceptance inspection, a turbine part after use is received and an inspection of the damaged state of the turbine part is performed.
そして、Ｓ２のコーティング除去として、タービンの長時間使用により劣化したトップコート７を、機械的な手法であるアルミナを用いたブラスト（アルミナブラスト）により除去する。なお、上記のように、ボンドコート９が酸化し、このボンドコート９とトップコート７との界面に酸化スケール８が生成されているときは、続いて、この酸化スケール８も同じ手法で除去する。上記の機械的な手法としては、回転または往復運動する砥石を用いてトップコート７を除去してもよいし、酸化物の粒子を吹き付けてトップコート７を除去してもよい。 And as coating removal of S2, the topcoat 7 deteriorated by long-term use of the turbine is removed by blasting (alumina blasting) using alumina which is a mechanical technique. As described above, when the bond coat 9 is oxidized and the oxide scale 8 is generated at the interface between the bond coat 9 and the top coat 7, the oxide scale 8 is also removed by the same method. . As the mechanical method, the top coat 7 may be removed using a grindstone that rotates or reciprocates, or the top coat 7 may be removed by spraying oxide particles.
この後、ボンドコート９を除去する。ただし、上記のように、このボンドコート９は、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙなどの金属コーティングであるため、上記のアルミナブラストでは完全に除去できない。このため、ボンドコート９に対しては、酸性の液体による浸漬等の、化学的に溶融させる手法により除去する。この処理により、基材１０の組織、特に結晶粒界（結晶と結晶の境界）１２を観察することができる。 Thereafter, the bond coat 9 is removed. However, as described above, since the bond coat 9 is a metal coating such as Ni, Co, Cr, Al, and Y, it cannot be completely removed by the alumina blast. For this reason, the bond coat 9 is removed by a method of chemically melting such as immersion with an acidic liquid. By this treatment, the structure of the substrate 10, particularly the crystal grain boundary (crystal-crystal boundary) 12 can be observed.
次に、Ｓ３の表面のき裂検査として、基材１０の表面の目視を行なう。ここで、基材１０に巨視的にき裂１１が生じている場合は、目視で十分に検出できるが、基材１０の結晶粒界１２に発生した、目視では検出できないき裂については、Ｓ３では検査できない。 Next, the surface of the base material 10 is visually observed as a crack inspection on the surface of S3. Here, when the crack 11 is macroscopically generated in the base material 10, it can be sufficiently detected by visual observation, but the crack generated at the crystal grain boundary 12 of the base material 10 and cannot be detected by visual inspection is S <b> 3. It cannot be inspected.
そこで、Ｓ４の表面の組織観察として、拡大鏡などを用いて、基材１０のき裂の有無を確認する。
例えば、Ｓ３の目視ではき裂１１が十分に確認できなかったが、Ｓ４の表面の組織観察において、基材１０の表面を拡大鏡で観察した結果、結晶粒界１２に微細なき裂１１、または、き裂が発生する直前の損傷が生じていたとする。
この場合、当該第１段動翼は再使用することなく、そのまま廃却することになる。
Therefore, the presence or absence of a crack in the base material 10 is confirmed using a magnifying glass or the like as a structure observation of the surface of S4.
For example, although the crack 11 could not be sufficiently confirmed by visual observation of S3, as a result of observing the surface of the substrate 10 with a magnifying glass in the structure observation of the surface of S4, Suppose that damage occurred just before the crack occurred.
In this case, the first stage moving blade is discarded without being reused.
また、Ｓ４の表面の組織観察において、拡大鏡でもき裂が確認できなかった第１段動翼の基材１０に対しては、Ｓ５のコーティング施工を行なう。この施工では、新しいコーティングとして、基材１０の外面に新たなボンドコート９および新たなトップコート７を順番に施す。そして、Ｓ６の出荷前検査にて検査を受け、合格すれば再使用に供される。 Further, in the observation of the structure on the surface of S4, the coating of S5 is performed on the base 10 of the first stage rotor blade whose crack was not confirmed with a magnifying glass. In this construction, a new bond coat 9 and a new top coat 7 are sequentially applied to the outer surface of the substrate 10 as a new coating. And it will be used for reuse if it passes the inspection in the inspection before shipment of S6 and passes.
以上のように、第１の実施形態におけるタービン補修方法では、表面の組織観察を行なうことで、タービン高温部品の基材の微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷を検出することができる。 As described above, in the turbine repair method according to the first embodiment, it is possible to detect a fine crack of a base material of a turbine high-temperature component or damage immediately before the crack is generated by observing the structure of the surface. it can.
（第２の実施形態）
次に、第２の実施形態について説明する。図３は、第２の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の補修工程毎の断面模式図である。以下の各実施形態において、第１の実施形態と同様の構成や手順の説明は省略することがある。
第２の実施形態では、補修対象のタービン部品は、Ｎｉ基超合金のガスタービン第２段動翼で、この動翼の材料は図３に示すように普通凝固材（等軸晶）である。この第２段動翼の外面には、高温の燃焼ガスから基材１０を保護するためにＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙなどの、つまりボンドコート９と同様の材質の金属コーティング１３が施工される。この金属コーティング１３は、Ｎｉ−Ｃｏ−ＣｒマトリックスにＣｏＡｌ相を析出させることで耐酸化性を向上させており、動翼の長時間の使用により、外表面側よりＣｏＡｌ相が消失し、耐酸化性が低下する。
(Second Embodiment)
Next, a second embodiment will be described. FIG. 3 is a schematic cross-sectional view for each repair process of the turbine high-temperature component repair method according to the second embodiment. In the following embodiments, description of the same configuration and procedure as those of the first embodiment may be omitted.
In the second embodiment, the turbine component to be repaired is a Ni-based superalloy gas turbine second stage moving blade, and the material of this moving blade is a normal solidified material (equal axis crystal) as shown in FIG. . On the outer surface of the second stage blade, a metal coating 13 made of Ni, Co, Cr, Al, Y or the like, that is, the same material as the bond coat 9 is applied to protect the base material 10 from high-temperature combustion gas. Is done. This metal coating 13 improves the oxidation resistance by precipitating a CoAl phase on a Ni—Co—Cr matrix, and the CoAl phase disappears from the outer surface side due to long-term use of the moving blade, and the oxidation resistance Sexuality decreases.
タービン部品について定期的に実施する一般的な補修においては、新しいコーティングを施工するために、劣化した金属コーティング１３をあらかじめ除去する必要がある。 In general repairs that are regularly performed on turbine parts, it is necessary to remove the deteriorated metal coating 13 beforehand in order to apply a new coating.
次に補修工程について説明する。
第２の実施形態では、まず、Ｓ１の受入検査の後、Ｓ２として、動翼の長時間使用により劣化した金属コーティング１３（金属コーティング１３上に形成された酸化スケール８を含む）をアルミナブラストにより可能な限り除去する。
その後、基材１０の表面の組織を観察するために、第２の実施形態では、応力的に最も厳しい翼前縁部および後縁部を、酸性の液体である１０％過酸化水素塩酸溶液を用いてエッチングする。ここで用いる溶液は、これに限らず、例えば、塩酸とリン酸との混合酸溶液であってもよい。この処理により、後のＳ４にて基材１０の組織、特に結晶粒界１２を観察することができる。このエッチング後に、Ｓ３の表面のき裂検査として、基材１０の表面の目視を行なう。ここで、基材１０に巨視的にき裂１１が生じている場合は目視で十分に検出できるが、基材１０の結晶粒界１２に発生した、目視では検出できないき裂については、Ｓ３では検査できない。
Next, the repair process will be described.
In the second embodiment, first, after the acceptance inspection of S1, as S2, the metal coating 13 (including the oxide scale 8 formed on the metal coating 13) that has deteriorated due to long-term use of the moving blade is subjected to alumina blasting. Remove as much as possible.
Thereafter, in order to observe the structure of the surface of the substrate 10, in the second embodiment, the wing leading edge and the trailing edge, which are the most severe in terms of stress, are replaced with a 10% hydrogen peroxide hydrochloric acid solution which is an acidic liquid. Use to etch. The solution used here is not limited to this, and may be, for example, a mixed acid solution of hydrochloric acid and phosphoric acid. By this process, the structure of the base material 10, particularly the crystal grain boundary 12 can be observed in later S 4. After this etching, the surface of the substrate 10 is visually observed as a crack inspection on the surface of S3. Here, when the crack 11 is macroscopically generated in the base material 10, it can be sufficiently detected by visual observation. However, for a crack that has occurred at the crystal grain boundary 12 of the base material 10 and cannot be detected by visual inspection, in S 3 Cannot inspect.
そこで、Ｓ４の表面の組織観察として、拡大鏡などを用いて、基材１０のき裂の有無を確認する。
例えば、Ｓ３の目視ではき裂１１が十分に確認できなかったが、拡大鏡で観察した結果、結晶粒界１２に微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷が生じていたとする。この場合、当該第２段動翼は再使用することなく、そのまま廃却することになる。
Therefore, the presence or absence of a crack in the base material 10 is confirmed using a magnifying glass or the like as a structure observation of the surface of S4.
For example, the crack 11 could not be sufficiently confirmed by visual inspection of S3. However, as a result of observing with a magnifying glass, it is assumed that a fine crack or damage immediately before the occurrence of the crack occurred in the crystal grain boundary 12. In this case, the second stage moving blade is discarded without being reused.
また、Ｓ４において、拡大鏡でもき裂が確認できなかった第２段動翼の基材１０に対しては、Ｓ５のコーティング施工を行なう。このＳ５では、基材１０の外面に新しいコーティングとして、新たな金属コーティング１３を施す。そして、Ｓ６の出荷前検査にて検査を受け、合格すれば再使用に供される。 In S4, the coating of S5 is performed on the base material 10 of the second stage rotor blade whose crack was not confirmed with the magnifying glass. In S5, a new metal coating 13 is applied as a new coating on the outer surface of the substrate 10. And it will be used for reuse if it passes the inspection in the inspection before shipment of S6 and passes.
以上のように、第２の実施形態におけるタービン補修方法では、第１の実施形態と同様に、表面の組織観察を行なうことで、タービン高温部品の基材の微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷を検出することができる。 As described above, in the turbine repair method according to the second embodiment, as in the first embodiment, fine cracks and cracks of the base material of the turbine high-temperature component are generated by observing the structure of the surface. It is possible to detect damage just before.
なお、ここではコーティングの除去を、アルミナブラストにて行なったが、これに限らず、化学的な手法のみでコーティングを除去し、同時にき裂および組織観察を行って再使用することもできる。 Here, the coating is removed by alumina blasting. However, the present invention is not limited to this, and the coating can be removed only by a chemical method, and at the same time, the crack and the structure can be observed and reused.
（第３の実施形態）
次に、第３の実施形態について説明する。図４は、第３の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の一例を示すフローチャートである。図５は、第３の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の補修工程毎の断面模式図である。
第３の実施形態では、補修対象のタービン部品は、Ｎｉ基超合金のガスタービン第２段動翼で、この動翼の材料は第２の実施形態と同じく図５に示すように普通凝固材である。第２の実施形態と同様に、第２段動翼の外面には、高温の燃焼ガスから基材１０を保護するためにＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙなどの金属コーティング１３が施工される。
(Third embodiment)
Next, a third embodiment will be described. FIG. 4 is a flowchart illustrating an example of a method for repairing a turbine high-temperature component according to the third embodiment. FIG. 5 is a schematic cross-sectional view for each repair process of the turbine high-temperature component repair method according to the third embodiment.
In the third embodiment, the turbine component to be repaired is a Ni-based superalloy gas turbine second stage moving blade, and the material of the moving blade is a normally solidified material as shown in FIG. 5 as in the second embodiment. It is. Similar to the second embodiment, a metal coating 13 such as Ni, Co, Cr, Al, and Y is applied to the outer surface of the second stage rotor blade in order to protect the base material 10 from high-temperature combustion gas. .
タービン部品について定期的に実施する一般的な補修においては、新しいコーティングを施工するため、劣化した金属コーティング１３をあらかじめ除去する必要がある。 In general repairs that are regularly performed on turbine parts, it is necessary to remove in advance the deteriorated metal coating 13 in order to apply a new coating.
また、基材１０にも材料劣化が生じる。この材料劣化は基材１０の結晶粒界１２に生じやすく、動翼を長時間使用することにより、結晶粒界１２から炭化物１５やガンマプライム相１４の析出が認められる。これらの析出は、特に靱性の低下をきたす。 Further, the base material 10 is also deteriorated. This material deterioration is likely to occur at the crystal grain boundaries 12 of the base material 10, and precipitation of carbides 15 and gamma prime phases 14 is observed from the crystal grain boundaries 12 when the rotor blade is used for a long time. These precipitations particularly cause a decrease in toughness.
次に、補修工程について説明する。
第３の実施形態では、Ｓ１の受入検査の後、Ｓ２として、動翼の長時間使用により劣化した金属コーティング１３（金属コーティング１３上に形成された酸化スケール８を含む）をアルミナブラストにより可能な限り除去する。
Next, the repair process will be described.
In the third embodiment, after S1 acceptance inspection, as S2, the metal coating 13 (including the oxide scale 8 formed on the metal coating 13) deteriorated by long-term use of the moving blade is possible by alumina blasting. Remove as much as possible.
その後、Ｓ１１として、基材１０に生じた材料劣化、特に結晶粒界１２に生じた炭化物１５やガンマプライム相１４を固溶させるため溶体化熱処理を施す。その結果、靱性の低下に寄与してしまう炭化物１５やガンマプライム相１４が固溶して結晶粒界１２の組織が回復する。この熱処理は、Ｓ４における表面の組織観察の前に行われれば、そのタイミングは特に限られない。 Thereafter, as S11, solution heat treatment is performed in order to dissolve the material deterioration generated in the base material 10, particularly the carbide 15 and the gamma prime phase 14 generated in the crystal grain boundary 12. As a result, the carbide 15 and the gamma prime phase 14 that contribute to the reduction in toughness are dissolved, and the structure of the crystal grain boundaries 12 is recovered. The timing of the heat treatment is not particularly limited as long as it is performed before the surface structure observation in S4.
さらに、基材１０の表面の組織を観察するため、ここでは、応力的に最も厳しい翼前縁部および後縁部を１０％過酸化水素塩酸溶液を用いてエッチングする。ここで用いる溶液は、これに限らず、例えば、塩酸とリン酸との混合酸溶液であってもよい。この処理により、後のＳ４にて基材１０の組織、特に結晶粒界１２を観察することができる。この後の手順は、第２の実施形態で説明したＳ３以降と同様である。 Further, in order to observe the structure of the surface of the substrate 10, here, the blade leading edge and the trailing edge, which are the most severe in terms of stress, are etched using a 10% hydrogen peroxide hydrochloric acid solution. The solution used here is not limited to this, and may be, for example, a mixed acid solution of hydrochloric acid and phosphoric acid. By this process, the structure of the base material 10, particularly the crystal grain boundary 12 can be observed in later S 4. The subsequent procedure is the same as that after S3 described in the second embodiment.
以上のように、第３の実施形態では、基材の結晶粒界に生じた炭化物やガンマプライム相を固溶させるための熱処理を施すことで、基材の表面の組織観察では、その後の使用に支障をきたす、製造時やこれまでの補修により不可避的に生じた再結晶、湯境やフレッケルなどの欠陥も検出できるため、信頼性が向上する。 As described above, in the third embodiment, by performing a heat treatment for dissolving the carbide and gamma prime phase generated in the crystal grain boundary of the base material, the subsequent use in the structure observation of the surface of the base material is performed. As a result, it is possible to detect defects such as recrystallization, hot water boundaries, and freckle that are unavoidably caused by manufacturing and repairs so far, and reliability is improved.
（第４の実施形態）
次に、第４の実施形態について説明する。図６は、第４の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の補修工程毎の断面模式図である。
第４の実施形態では、補修対象のタービン部品は、Ｎｉ基超合金のガスタービン第２段動翼で、この動翼の材料は、第１の実施形態と同じく図６に示すように一方向凝固材である。第２および第３の実施形態と同様に、第２段動翼の外面には高温の燃焼ガスから基材１０を保護するためにＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙなどの金属コーティング１３が施工される。
第４の実施形態における補修方法の手順は、補修対象のタービン部品である第２段動翼の材料が一方向凝固材である他は、第３の実施形態と同様である。
(Fourth embodiment)
Next, a fourth embodiment will be described. FIG. 6 is a schematic cross-sectional view for each repair process of the turbine high-temperature component repair method according to the fourth embodiment.
In the fourth embodiment, the turbine component to be repaired is a Ni-based superalloy gas turbine second stage moving blade, and the material of the moving blade is unidirectional as shown in FIG. 6 as in the first embodiment. It is a solidified material. Similar to the second and third embodiments, a metal coating 13 such as Ni, Co, Cr, Al, and Y is applied to the outer surface of the second stage blade to protect the base material 10 from high-temperature combustion gas. Is done.
The procedure of the repair method in the fourth embodiment is the same as that in the third embodiment, except that the material of the second stage blade that is the turbine component to be repaired is a unidirectional solidified material.
以上のように、第４の実施形態では、第３の実施形態と同様に、基材の結晶粒界に生じた炭化物やガンマプライム相を固溶させるための熱処理を施すことで、基材の表面の組織観察では、その後の使用に支障をきたす、製造時やこれまでの補修により不可避的に生じた再結晶、湯境やフレッケルなどの欠陥も検出できるため、信頼性が向上する。 As described above, in the fourth embodiment, similarly to the third embodiment, by performing a heat treatment for dissolving the carbide and gamma prime phase generated in the crystal grain boundary of the base material, The surface structure observation improves the reliability because defects such as recrystallization, hot water boundary and freckle that are unavoidably caused by the repair during the manufacturing process or the conventional repair can be detected.
（第５の実施形態）
次に、第５の実施形態について説明する。図７は第５の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の一例を示すフローチャートである。図８は、第５の実施形態におけるタービン高温部品の補修方法の補修工程毎の断面模式図である。
第５の実施形態では、補修対象のタービン部品は、Ｎｉ基超合金のガスタービン第３段動翼で、この動翼材料は、第２および第３の実施形態と同じく図８に示すように普通凝固材である。
(Fifth embodiment)
Next, a fifth embodiment will be described. FIG. 7 is a flowchart showing an example of a method for repairing a turbine high-temperature component in the fifth embodiment. FIG. 8 is a schematic cross-sectional view of each repair process of the turbine high-temperature component repair method according to the fifth embodiment.
In the fifth embodiment, the turbine component to be repaired is a Ni-base superalloy gas turbine third stage blade, and the blade material is the same as in the second and third embodiments as shown in FIG. Usually solidified material.
第５の実施形態では、第３段動翼の外面にはコーティングが施されていないため、補修における除去は、基材１０上に形成される酸化スケール８のみをアルミナブラストで除去することに留まる。また、第３および第４の実施形態で説明したように、基材１０の材料劣化は結晶粒界１２に生じやすく、長時間使用により、炭化物１５やガンマプライム相１４の析出が認められる。これらの結晶粒界の析出は特に靱性の低下をきたす。 In the fifth embodiment, since the outer surface of the third stage rotor blade is not coated, the removal in the repair is limited to removing only the oxide scale 8 formed on the base material 10 with alumina blast. . In addition, as described in the third and fourth embodiments, the material deterioration of the base material 10 is likely to occur at the crystal grain boundaries 12, and precipitation of the carbide 15 and the gamma prime phase 14 is observed after a long period of use. Precipitation of these grain boundaries particularly reduces toughness.
次に、補修工程について説明する。
第５の実施形態では、Ｓ１の受入検査の後、Ｓ２１として、動翼の長時間使用により生成した、基材１０上の酸化スケール８をアルミナブラストにより除去する。
Next, the repair process will be described.
In 5th Embodiment, after the acceptance inspection of S1, the oxide scale 8 on the base material 10 produced | generated by using a moving blade for a long time is removed by alumina blasting as S21.
その後、上記のＳ１１と同様に、基材１０に生じた材料劣化、特に結晶粒界に生じた炭化物１５やガンマプライム相１４を固溶させるため溶体化熱処理を施す。その結果、靱性の低下に寄与してしまう、炭化物１５やガンマプライム相１４が固溶する。
さらに、基材１０の表面の組織を観察するため、ここでは、応力的に最も厳しい翼前縁部および後縁部を１０％過酸化水素塩酸溶液を用いてエッチングする。ここで用いる溶液は、これに限らず、例えば、塩酸とリン酸との混合酸溶液であってもよい。この処理により、後のＳ４で基材１０の組織、特に結晶粒界１２を観察することができる。この後は、動翼は、第２の実施形態などで説明した、表面のき裂検査（Ｓ３）、表面の組織観察（Ｓ４）、出荷前検査（Ｓ６）を経て、廃却または再利用に供される。
Thereafter, similarly to S11 described above, solution heat treatment is performed in order to solidify the material deterioration generated in the base material 10, particularly the carbide 15 and gamma prime phase 14 generated in the crystal grain boundary. As a result, the carbide 15 and the gamma prime phase 14 that contribute to a decrease in toughness are dissolved.
Further, in order to observe the structure of the surface of the substrate 10, here, the blade leading edge and the trailing edge, which are the most severe in terms of stress, are etched using a 10% hydrogen peroxide hydrochloric acid solution. The solution used here is not limited to this, and may be, for example, a mixed acid solution of hydrochloric acid and phosphoric acid. By this process, the structure of the base material 10, particularly the crystal grain boundary 12 can be observed in later S 4. Thereafter, the rotor blades are discarded or reused after undergoing surface crack inspection (S3), surface texture observation (S4), and pre-shipment inspection (S6) described in the second embodiment. Provided.
以上のように、第５の実施形態では、第３および第４の実施形態と同様に、基材の結晶粒界に生じた炭化物やガンマプライム相を固溶させるための熱処理を施すことで、基材の表面の組織観察では、その後の使用に支障をきたす、製造時やこれまでの補修により不可避的に生じた再結晶、湯境やフレッケルなどの欠陥も検出できるため、信頼性が向上する。 As described above, in the fifth embodiment, similarly to the third and fourth embodiments, by performing a heat treatment for dissolving the carbide and gamma prime phase generated in the crystal grain boundary of the base material, In the observation of the surface of the base material, it is possible to detect defects such as recrystallization, hot water boundaries, and freckle that are unavoidable during manufacturing and repairs so far, which improves the reliability. .
以上の通り、各実施形態では、ガスタービンの運転および製造時に生じたき裂などの欠陥が広い範囲で検出することが可能となり、再使用が可能となる。 As described above, in each embodiment, defects such as cracks generated during operation and manufacturing of the gas turbine can be detected in a wide range, and can be reused.
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.
７…トップコート、８…酸化スケール（酸化層）、９…ボンドコート、１０…基材、１１…き裂、１２…結晶粒界、１３…金属コーティング、１４…結晶粒界に析出したガンマプライム相、１５…結晶粒界に析出した炭化物。 DESCRIPTION OF SYMBOLS 7 ... Topcoat, 8 ... Oxide scale (oxide layer), 9 ... Bond coat, 10 ... Base material, 11 ... Crack, 12 ... Grain boundary, 13 ... Metal coating, 14 ... Gamma prime deposited on grain boundary Phase 15: Carbides precipitated at the grain boundaries.
本発明の実施形態は、タービン動翼の補修方法に関する。 Embodiments described herein relate generally to a turbine blade repair method.
本発明が解決しようとする課題は、タービン動翼の微細なき裂や、き裂が発生する直前の損傷を検出することが可能なタービン動翼の補修方法を提供することである。 The problem to be solved by the present invention is to provide a turbine blade repairing method capable of detecting a minute crack in a turbine blade and damage immediately before the crack is generated.
実施形態におけるタービン動翼の補修方法は、結晶粒界を有し、かつ、普通凝固材であるタービン動翼を補修する、タービン動翼の補修方法であって、前記タービン動翼の使用後に前記タービン動翼を受入れて、前記タービン動翼の損傷検査を行う受入検査工程と、前記損傷検査を終えた前記タービン動翼の基材の表面上に形成された酸化層を除去する除去工程と、前記タービン動翼の使用により前記基材の結晶粒界に生じた炭化物又はガンマプライム相の少なくともいずれか一方を固溶させるための溶体化熱処理を施す工程と、前記酸化層が除去されて前記溶体化熱処理が施された前記基材の表面のき裂を目視で検査する工程と、前記溶体化熱処理が施された前記基材のうち翼前縁部および翼後縁部をエッチング処理する工程と、前記エッチング処理を施した部分に対し、拡大鏡を用いてき裂又はき裂が発生する前の損傷の有無の確認のための組織観察を行なう工程と、前記組織観察で前記き裂又は損傷が確認された場合には前記タービン動翼の廃却を選択し、前記組織観察で前記き裂又は損傷が確認されない場合には前記タービン動翼の再利用を選択する工程と、を有する。 A turbine rotor blade repair method according to the embodiment has a crystal grain boundary, and to repair the turbine rotor blade is usually solidified material, a turbine rotor blade repair method, the after use of the turbine rotor blade accepts turbine blade, a receiving inspection step of performing damage inspection of the turbine blades, a removal step of removing an oxide layer formed on the surface of the turbine blade base material having been subjected to the damage inspection, Performing a solution heat treatment for solid solution of at least one of a carbide and a gamma prime phase generated at a crystal grain boundary of the base material by using the turbine rotor blade , and removing the oxide layer to form the solution A step of visually inspecting a crack on the surface of the base material subjected to the heat treatment, a step of etching a blade leading edge portion and a blade trailing edge portion of the base material subjected to the solution heat treatment; , To subjecting the portion of the ring processing, and performing tissue observed for the confirmation of the presence or absence of previous damage cracking or is the crack occurs have used a magnifying glass, the-out cracking or in the tissue observation injury confirmed In this case, the method includes selecting to dispose of the turbine rotor blade, and selecting reuse of the turbine rotor blade if the crack or damage is not confirmed by the structure observation .
Claims (10)
前記タービン部品の使用後に前記タービン部品を受入れて、前記タービン部品の損傷検査を行う受入検査工程と、
前記損傷検査を終えた前記タービン部品の基材の表面上に形成された遮熱コーティングを除去するコーティング除去工程と、
前記遮熱コーティングを除去した前記基材の表面のき裂を検査する検査工程と、
前記遮熱コーティングを除去した前記基材の組織観察を行なう工程と、
前記検査工程による検査および前記組織観察の結果、前記き裂が無い前記基材の表面上に新たな遮熱コーティングを施す工程と、を有するタービン部品の補修方法。 A turbine part repair method for repairing a turbine part,
An acceptance inspection step of receiving the turbine part after use of the turbine part and performing a damage inspection of the turbine part;
A coating removal step of removing a thermal barrier coating formed on the surface of the base of the turbine component after the damage inspection;
An inspection process for inspecting a crack on the surface of the substrate from which the thermal barrier coating has been removed;
Performing a structure observation of the substrate from which the thermal barrier coating has been removed;
And a step of applying a new thermal barrier coating on the surface of the base material free from cracks as a result of the inspection by the inspection step and the structure observation.
前記組織観察の前に、前記結晶粒界の組織を回復させる熱処理を施す工程をさらに有する請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載のタービン部品の補修方法。 The material of the turbine component is a material having a grain boundary,
The method for repairing a turbine component according to any one of claims 1 to 5, further comprising a step of performing a heat treatment for recovering the structure of the crystal grain boundary before the structure observation.
前記組織観察の前に、前記結晶粒界の組織を回復させる熱処理を施す工程をさらに有する請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載のタービン部品の補修方法。 The material blade of the turbine component has a grain boundary and is usually a solidified material,
The method for repairing a turbine component according to any one of claims 1 to 6, further comprising a step of performing a heat treatment for recovering a structure of the crystal grain boundary before the structure observation.
前記組織観察の前に、前記結晶粒界の組織を回復させる熱処理を施す工程をさらに有する請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載のタービン部品の補修方法。 The material of the turbine component is a material that has a grain boundary and is unidirectionally solidified,
The method for repairing a turbine component according to any one of claims 1 to 6, further comprising a step of performing a heat treatment for recovering a structure of the crystal grain boundary before the structure observation.
前記タービン部品の使用後に前記タービン部品を受入れて、前記タービン部品の損傷検査を行う受入検査工程と、
前記損傷検査を終えた前記タービン部品の基材の表面上に形成された酸化層を除去する除去工程と、
前記酸化層を除去した前記基材の表面のき裂を検査する工程と、
前記酸化層を除去した前記基材の結晶粒界の組織を回復させる熱処理を施す工程と、
前記熱処理を施した前記基材の組織観察を行なう工程と、を有する請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載のタービン部品の補修方法。 A turbine part repair method for repairing a turbine part having a grain boundary,
An acceptance inspection step of receiving the turbine part after use of the turbine part and performing a damage inspection of the turbine part;
A removal step of removing an oxide layer formed on the surface of the base material of the turbine component after the damage inspection;
Inspecting the surface of the base material from which the oxide layer has been removed; and
Applying a heat treatment for recovering the structure of the grain boundary of the substrate from which the oxide layer has been removed;
The method of repairing a turbine component according to any one of claims 1 to 8, further comprising a step of observing the structure of the base material subjected to the heat treatment.
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001055928A (en) * | 1999-08-12 | 2001-02-27 | Toshiba Corp | Repair and regeneration treatment method for gas turbine high-temperature component |
| JP2003155935A (en) * | 2001-08-23 | 2003-05-30 | United Technol Corp <Utc> | Method for repairing apertured gas turbine component |
| US20080028605A1 (en) * | 2006-07-28 | 2008-02-07 | Lutz Andrew J | Weld repair of metallic components |
| JP2011256795A (en) * | 2010-06-09 | 2011-12-22 | Toshiba Corp | Method for repairing of gas turbine blade, and gas turbine blade |
| JP2013007342A (en) * | 2011-06-24 | 2013-01-10 | Toshiba Corp | Method for repairing and restoring gas turbine combustion linear, and gas turbine combustion linear |
| JP2016516580A (en) * | 2013-01-31 | 2016-06-09 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Method of remelting and repairing superalloy by laser using flux |
-
2018
- 2018-10-09 JP JP2018191075A patent/JP6609017B2/en active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001055928A (en) * | 1999-08-12 | 2001-02-27 | Toshiba Corp | Repair and regeneration treatment method for gas turbine high-temperature component |
| JP2003155935A (en) * | 2001-08-23 | 2003-05-30 | United Technol Corp <Utc> | Method for repairing apertured gas turbine component |
| US20080028605A1 (en) * | 2006-07-28 | 2008-02-07 | Lutz Andrew J | Weld repair of metallic components |
| JP2008031999A (en) * | 2006-07-28 | 2008-02-14 | United Technol Corp <Utc> | Method of repairing metallic components |
| JP2011256795A (en) * | 2010-06-09 | 2011-12-22 | Toshiba Corp | Method for repairing of gas turbine blade, and gas turbine blade |
| JP2013007342A (en) * | 2011-06-24 | 2013-01-10 | Toshiba Corp | Method for repairing and restoring gas turbine combustion linear, and gas turbine combustion linear |
| JP2016516580A (en) * | 2013-01-31 | 2016-06-09 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Method of remelting and repairing superalloy by laser using flux |
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