JP2001264227A - コーティング層の劣化評価方法 - Google Patents

コーティング層の劣化評価方法

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JP2001264227A
JP2001264227A JP2000078573A JP2000078573A JP2001264227A JP 2001264227 A JP2001264227 A JP 2001264227A JP 2000078573 A JP2000078573 A JP 2000078573A JP 2000078573 A JP2000078573 A JP 2000078573A JP 2001264227 A JP2001264227 A JP 2001264227A
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deterioration
fracture
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ductility
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Hiroki Yamamoto
浩喜 山本
Daijiro Fukuda
大二郎 福田
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Toshiba Corp
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  • Investigating And Analyzing Materials By Characteristic Methods (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】より簡便で、かつ評価精度がより的確なコーテ
ィング層の劣化評価方法を提供する。 【解決手段】本発明に係るコーティング層の劣化評価方
法は、評価部位選定工程（ステップ１）と、試験片採取
工程（ステップ２）と、破壊試験工程（ステップ３）と
破壊エネルギー・破壊延性データ収集工程（ステップ
４）と、き裂数データ収集工程（ステップ５）と、予め
コンピュータに格納しておいてデータベース情報（ステ
ップ６）に破壊エネルギー・延性およびき裂を照合させ
る劣化度評価工程（ステップ７）とを備えている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば、高温雰囲
気で使用するガスタービン高温部材に保護層を形成し
た、そのコーティング層の劣化評価方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービン高温部材、例えばタービン
静翼材あるいはタービン動翼材等は、ガスタービン燃焼
ガス（ガスタービン入口のガスタービン駆動ガス）の温
度が１３００℃以上の高温雰囲気の下で運転しているの
で、翼母材の表面に耐熱性のコーティング材を被覆して
いる。
【０００３】しかし、例えばタービン動翼材等は、コー
ティング層が経年的に高温腐食や酸化等を受けて劣化
し、その劣化がコーティング層表面から厚み方向に進行
し、遂に翼母材にまで達することがある。
【０００４】このため、翼母材に劣化が進行する以前に
コーティング層の劣化程度を的確に計測・評価すること
が翼母材を保護し、また、ガスタービンに安定運転を行
わせる上で大切である。
【０００５】コーティング層の劣化を評価する方法は、
評価部分の合金元素の濃度分布の変化やγ′相等の組織
変化を検出し、その変化率とクリープ強度などの機械的
特性との相関からコーティング層の劣化程度を評価する
ものであり、例えば特開昭５９−６０３４７号公報、特
開昭６１−１０８９６７号公報、特開平２−２２７６５
４号公報、特開平３−２０９１６２号公報、特開平４−
２５７４５、特開平５−３１２８００、特開平８−１０
５８８２号公報が公表されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】高温雰囲気で使用する
ガスタービン静翼やガスタービン動翼等のガスタービン
高温部材は、運転中、高温燃焼ガスから保護する必要
上、Ｎｉ基礎超過合金製の翼母材に耐食・耐酸化性の金
属コーティング材で被覆しているが、長年の使用の結
果、高温腐食や酸化等により劣化している。
【０００７】この劣化のメカニズムを、ガスタービン動
翼を例に採って今少し、詳しく考察してみる。まず、コ
ーティング層は、層内の金属間化合物が粗大化して脆く
なり、起動停止の熱サイクルによりき裂が発生し、高温
腐食・酸化により進展が助長されたと考えられる。次
に、翼母材は、γ′相の析出強化相が長年の使用の結
果、粗大化したと考えられる。
【０００８】また、最近、ガスタービン動静翼に適用さ
れる一方向凝固合金や単結晶合金のように高γ′相体積
率を持った合金では、応力負荷方向に垂直な方向に互い
に連なってラフト構造と称する組織を形成し、さらに、
脆化相の生成等により、靭性や熱疲労徳性が低下すると
考えられる。
【０００９】これに対し、例えばコーティング層の劣化
評価法は、上述のように、評価部分の合金元素の濃度分
布の変化やγ′相等の組織変化を検出し、その変化率と
クリープ強度等の機械的特性との相関から材料の劣化度
合を評価するものであり、機械的特性を間接的に評価す
るにすぎず、高精度から的確な劣化評価を行うには十分
とは言い難い。
【００１０】また、この評価法を用いてコーティング層
の厚み方向の評価を行うには、コーティング層の劣化の
進行の如何に拘らず、コーティング材を採取するための
翼母材を傷付ける場合が生じたり、また、劣化があまり
進行していないコーティング材であっても再び新たなコ
ーティング材に交換しなければならないなど、稼動率の
向上やコストの低減化を考えると、運用上好ましくな
い。
【００１１】また、最近の発電プラントでは、稼動条件
が変化し、これに伴い起動・停止頻度が増加しており、
過去の運転データに基づいて作成したマスターカーブを
用いてコーティング材の劣化を評価しても、実運転状況
がマスターカーブ作成時よりも変化していることを考え
ると、必ずしも評価精度が高いとは言えない。
【００１２】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、より簡便で、かつ評価精度がより的確にし
て信頼性の高いコーティング層の劣化評価方法を提供す
ることを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】本発明に係るコーティン
グ層の劣化評価方法は、上述の目的を達成するために、
請求項１に記載したように、被検体に対し、評価部位を
選定する評価部位選定工程と、選定部位から試験片を採
取する試験片採取工程と、採取した試験片に破壊試験を
実施する破壊試験工程と、破壊試験後、基材から得られ
た破壊エネルギー・延性のデータを収集する破壊エネル
ギー・延性データ収集工程と、破壊試験後、コーティン
グ層から得られたき裂数のデータを収集するき裂数デー
タ収集工程と、予め作成しておいたデータベース情報に
上記破壊エネルギー・延性データ収集工程で得たデータ
および上記き裂数データ収集工程で得たデータを照合さ
せ、基材およびコーティング層の補修・交換の有無を評
価する劣化度評価工程とを備えているものである。
【００１４】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項２に
記載したように、評価部位選定工程は、運転状態量をデ
ータとして有限要素法を用いて構造解析から求めた応力
に対し、最も劣化が進んでいる部分を選定するものであ
る。
【００１５】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項３に
記載したように、試験片採取工程は、コーティング層に
対する基材の肉厚比が１０％〜８０％の試験片を採取す
るものである。
【００１６】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項４に
記載したように、破壊試験工程は、スモールベント試験
装置およびスモールパンチ試験装置のうち、少なくとも
いずれか一方を用いて試験片に荷重を加え、加えた荷重
と試験片の変位とから荷重−変位線図を作成するもので
ある。
【００１７】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項５に
記載したように、破壊エネルギー・延性データ収集工程
は、試験片の破壊試験後に得られた荷重−変位線図のう
ち、全面積を破壊エネルギー値とし、全変位を延性値と
してそれぞれ算出するものである。
【００１８】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項６に
記載したように、き裂数データ収集工程は、試験片の破
壊試験後に得られたき裂数を渦電流法、浸透探傷法およ
び超音波探傷法のうち、いずれかを選定して算出するも
のである。
【００１９】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項７に
記載したように、データベース情報は、ラーソンミラー
パラメータ・破壊エネルギー・破壊延性に対する余寿命
線図、ラーソンミラーパラメータ・き裂総数に対する余
寿命線図、運転時間・破壊エネルギー・破壊延性に対す
る使用温度マスターカーブ線図および運転時間・き裂総
数に対する使用温度マスターカーブ線図のうち、少なく
とも一つ以上が予めコンピュータに格納しているもので
ある。
【００２０】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項８に
記載したように、基材およびコーティング層に生成され
た析出物をレプリカ法を用いて実測し、実測した析出物
を予め作成しておいたマスターカーブ線図に照合し、破
壊エネルギー・破壊延性およびき裂総数を算出するもの
である。
【００２１】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項９に
記載したように、マスターカーブ線図は、析出物の平均
粒径に対する破壊エネルギー・延性の相関をコンピュー
タに格納しているものである。
【００２２】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項１０
に記載したように、マスターカーブ線図は、析出物の平
均粒径に対するき裂総数の相関をコンピュータに格納し
ているものである。
【００２３】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項１１
に記載したように、基材としてスガスタービン翼に使用
するニッケル基一方向凝固耐熱合金ＣＭ２４７ＬＣを用
い、コーティング材としてＣｏＣｒＡｌＹを用いて補修
・交換の有無を評価する方法である。
【００２４】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、上述の目的を達成するために、請求項１２
に記載したように、基材としてガスタービン翼に使用す
るニッケル基単結晶耐熱超合金ＣＭＳＸ−２を用い、コ
ーティング材としてＮｉＣｏＣｒＡｌＹを用いて補修・
交換の有無を評価する方法である。
【００２５】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るコーティング
層の劣化評価方法の実施形態を図面および図面に付した
符号を引用して説明する。
【００２６】図１は、本発明に係るコーティング層の劣
化評価方法の実施形態を説明するために用いたブロック
図である。
【００２７】本実施形態に係るコーティング層の劣化評
価方法は、評価部位を選定する評価部位選定工程（ステ
ップ１）と、選定した部位から試験片を採取する試験片
採取工程（ステップ２）と、採取した試験片に破壊試験
を実施する破壊試験工程（ステップ３）と、採取した試
験片、例えばガスタービン動翼の基材（翼母材）の破壊
エネルギー・延性等のデータを収集する破壊エネルギー
・延性データ収集工程（ステップ４）と、コーティング
層のき裂数等のデータを収集するき裂数データ収集工程
（ステップ５）と、各ステップ４，５で収集したデータ
を予めコンピュータに格納しておいたデータベース情報
（ステップ６）に照合させて劣化度を評価し、余寿命等
を予測・評価する劣化度評価工程（ステップ７）とを備
えた構成になっている。
【００２８】評価部位選定工程（ステップ１）は、圧
力、温度等の運転状態量をデータとして有限要素法を用
いて構造解析から求めた応力等のうち、最も劣化が進ん
でいる部分の位置を選定するものである。
【００２９】試験片採取工程（ステップ２）は、評価部
位選定工程（ステップ１）で試験片採取位置が選定され
ると、例えば、図２に示すように、ガスタービン動翼１
の前縁２から基材（翼母材）３にコーティング材４を被
覆したスモールパンチ試験片５およびスモールベント試
験片６のうち、少なくともいずれか一方が採取される。
【００３０】スモールパンチ試験片５およびスモールベ
ント試験片６は、電気化学的加工法、放電加工方および
ワイヤカット等の機械的加工法のうち、いずれかを選択
して採取されるが、その際、試験片との肉厚に占めるコ
ーティング材の肉厚の比率に注意する必要がある。
【００３１】例えば、破壊エネルギー・延性は、図３に
示すように、コーティング層の肉厚の試験片の肉厚に占
める肉厚比が８０％以上になると急激に低下し、データ
とし無意味なものになる。
【００３２】また、き裂総数は、図４に示すように、コ
ーティング層の肉厚の試験片の肉厚に占める肉厚比が１
０％以下になるとき裂が発生しにくくなり、コーティン
グ層の劣化評価が難しくなる。
【００３３】したがって、試験片を採取するにあたり、
コーティング層の肉厚の試験片の肉厚に占める肉厚比
は、１０％〜８０％になっていることが重要である。
【００３４】ステップ２で試験片が採取されると、破壊
試験工程（ステップ３）は破壊試験装置を用いて試験片
のデータ収集のためのテストを実施する。
【００３５】試験片からデータを収集する際に用いられ
る破壊試験装置には、スモールベント試験装置とスモー
ルパンチ試験装置とがある。
【００３６】スモールベント試験装置は、図５に示すよ
うに、スモールベント試験片６を支持する支持部７ａ，
７ｂと、スモールベント試験片６に荷重Ｆを加えるロー
ドセル８と、ロードセル８に接続し、スモールベント試
験片６の撓みを検出するクリップゲージ９と、検出した
撓み信号を増幅する歪アンプ１０と、ロードセル８の荷
重Ｆを検出し、その信号を増幅させる荷重アンプ１１と
を備えた構成になっている。
【００３７】このような構成を備えたスモールベント試
験装置において、荷重Ｆが加えられると、スモールベン
ト試験片６は、図６に示すように、破線で示す位置に変
化し、このとき基材（翼母材）３に被覆したコーティン
グ層１２にき裂１３が生成される。
【００３８】このとき、スモールベント試験装置は、図
５に示すように、スモールベント試験片６の変位（撓
み）をクリップゲージ９で検出し、検出信号を歪アンプ
１０で増幅させるとともに、ロードセル８の荷重Ｆを荷
重アンプ１１で増幅させ、荷重−変位線図１４を作成す
る。
【００３９】この荷重−変位線図１４は、図７に示すよ
うに、斜線部分Ａの面積（積分値）がスモールベント試
験片６の破壊エネルギーを、また変位の全長Ｂがスモー
ルベント試験片６の延性をそれぞれ示している。したが
って、スモールベント試験片の破壊エネルギ値および延
性値のそれぞれは、荷重−変位線図１４から求めること
ができる。
【００４０】一方、スモールパンチ試験装置は、基本的
に上述のスモールベント試験装置と同一で、例えば図８
に示すように、円形状のスモールパンチ試験片５を支持
する支持台１５ａ，１５ｂ、支持台１５ａ，１５ｂを接
続させるネジ１６ａ，１６ｂ、スモールパンチ試験片５
に荷重Ｆを加えるパンチャー１７が異なる構成になって
おり、スモールパンチ試験片５にロードセル８から荷重
Ｆが加えられると、荷重−変位線図１４を作成するよう
になっている。
【００４１】このように、破壊試験工程（ステップ３）
で収集された破壊エネルギー・延性は、破壊エネルギー
・延性収集工程（ステップ４）で荷重−変位線図１４と
して作成され、この荷重−変位線図１４からガスタービ
ン動翼１の長時間運転に基づく実破壊エネルギー・延性
が算出される。
【００４２】き裂数データ収集工程（ステップ５）で
は、試験片に被覆したコーティング層１２に生成された
実のき裂１３を渦電流法、浸透探傷法および超音波探傷
法のうち、いずれかを用いて算出される。
【００４３】破壊エネルギー・延性収集工程（ステップ
４）で実破壊エネルギー・延性が算出され、き裂数デー
タ収集工程（ステップ５）で実のき裂１３の個数が算出
されると、劣化評価工程（ステップ７）では、予めコン
ピュータに格納しておいたデータベース情報（ステップ
６）と照合する。
【００４４】この劣化評価工程（ステップ７）は、未使
用の試験片から収集した破壊エネルギー・延性およびき
裂数に長時間運転後の実機材から採取した試験片に基づ
く破壊エネルギー・延性およびき裂数を照合させて残余
の寿命を予測するものである。
【００４５】一般に、ガスタービン動翼１は、図９に示
すように、基材８に、例えばＮｉ３Ａｌ２等の析出物Ｍ
が含まれ、基材１８の表面に拡散層１９を介して例えば
Ａｌ等の析出物Ｎが含まれるコーティング層２０からな
る未使用材２１に対し、実基材２２が長時間の運転の結
果、基材１８に粗大化した例えばＮｉ３Ａｌ２等の析出
物Ｍやラフト組織Ｏを形成し、拡散層１９に脆化相Ｐを
生成し、コーティング層２０に粗大化した例えばＡｌ等
の析出物Ｎを形成し、コーティング層２０の表面に酸化
スケール部２３を形成すると、材料が劣化していること
が知られている。
【００４６】本実施形態では、このように、粗大化した
析出物Ｍ，Ｎが基材１８やコーティング層２０の寿命に
直接悪影響を与えていることに着目したもので、データ
ベース情報（ステップ６）として、レプリカ法を用いて
析出物Ｍ，Ｎを算出し、算出した析出物Ｍ，Ｎを基に、
例えば図１０に示す析出物の平均粒径に対する破壊エネ
ルギー・破壊延性のマスターカーブ線図や図１１に示す
析出物の平均粒径に対するき裂総数のマスターカーブ線
図が予めコンピュータに格納されている。
【００４７】このように、本実施形態では、データベー
ス情報（ステップ６）として析出物の平均粒径に対する
破壊エネルギー・破壊延性のマスターカーブ線図や析出
物の平均粒径に対するき裂総数のマスターカーブ線図
を、コンピュータに格納し、格納したマスターカーブ線
図に基材１８およびコーティング層２０のそれぞれから
レプリカ法を用いて実測した析出物Ｍ，Ｎの平均粒径を
照合させることにより、ステップ１で選定されなかった
ガスタービン動翼の他の部位でも、破壊試験を実施する
ことなく破壊エネルギー・破壊延性やき裂総数を簡易に
算出することができる。
【００４８】また、本実施形態では、データベース情報
（ステップ６）として、実機材がどの程度の温度で運転
されたかを知る必要上、運転時間（熱時効時間）と破壊
エネルギー・破壊延性またはき裂総数とのデータから実
機材の使用温度が推定できる、例えば図１２に示す運転
時間・破壊エネルギー・破壊延性に対する使用温度マス
ターカーブ線図や、例えば図１３に示す運転時間・き裂
総数に対する使用温度マスターカーブ線図が予めコンピ
ュータに格納されている。
【００４９】劣化評価工程（ステップ７）では、算出し
た破壊エネルギー・破壊延性およびき裂総数のそれぞれ
を、データベース情報（ステップ６）としてコンピュー
タに格納しておいた、例えば図１４に示す、ラーソンミ
ラーパラメータ・破壊エネルギー・破壊延性に対する余
寿命線図や、例えば図１５に示す、ラーソンミラーパラ
メータ・き裂総数に対する余寿命線図のそれぞれに照合
し、基材およびコーティング材の残余の余寿命を評価し
ている。なお、図１４および図１５中、Ｘ１は実機材の
破壊エネルギー・破壊延性値を、Ｘ２は実機材のき裂総
数を、Ｙ１は実機材の限界破壊エネルギー・破壊延性値
をＹ２は実機材の限界き裂総数をそれぞれ示している。
【００５０】このように、本実施形態は、評価部位選定
工程（ステップ１）、試験片採取工程（ステップ２）、
破壊試験工程（ステップ３）、破壊エネルギー・延性デ
ータ収集工程（ステップ４）、き裂数データ収集工程
（ステップ５）、ステップ４および５で算出したデータ
をデータベース情報（ステップ６）に照合し、余寿命等
を予測・評価する劣化度評価工程（ステップ７）を備
え、算出したデータを予めデータベース化したマスター
カーブ線図に照合するので、より簡便にして、かつ評価
精度がより的確なコーティング層の劣化評価方法を実現
することができる。
【００５１】［実施例］本実施形態は、上述のステップ
１〜ステップ７のに手順に従って基材およびコーティン
グ層の劣化度評価の検証を実施した。
【００５２】実施例１ 本実施例は、約３８００時間（起動停止回数１６５回）
の運転を実施した１５ＭＷガスタービンとの第１段ガス
タービン動翼である。
【００５３】このガスタービン動翼は、γ′相体積率が
４５％のニッケル基一方向凝固耐熱超合金ＣＭ２４７Ｌ
Ｃ製で、耐食耐酸化コーティングとしてＣｏＣｒＡｌＹ
が施工されている。また、試験片は、図２で示したよう
に、ガスタービン動翼１の前縁２から採取した。
【００５４】ところで、最近のガスタービン動翼では、
メタルの温度を下げるために、翼内に空気または蒸気等
の冷却媒体を通す構造になっている。このため、翼内と
翼外表面とで温度差が生じ、さらに翼に遠心力および熱
応力が加わって、翼外表面が過酷な状態になっており、
劣化がより早く進行する部位になっている。特に、前縁
２は、翼外表面の中でも最も過酷である。
【００５５】本実施例は、このような点を考慮してガス
タービン動翼１の前縁２から試験片を採取したが（ステ
ップ１）、試験片の採取の際、他の部位の形状に影響を
与えない放電加工法を用いた（ステップ２）。
【００５６】ステップ２で採取した試験片は２ｍｍ角、
長さ１１ｍｍ、コーティング層の基材に対する肉厚比１
５％であり、スモールベント試験機で破壊試験工程（ス
テップ３）を実施した。
【００５７】破壊試験工程（ステップ３）では、図７で
示した荷重−変位線図を作成し、この荷重−変位線図か
ら破壊エネルギーおよび破壊延性を求めた。
【００５８】また、コーティング層１２（２０）は、図
９で示したように、劣化が析出相Ｎの粗大化により延
性、剛性、物性に悪影響を与えることが確認されている
ので、図６で示したように、基材３側より曲げ荷重Ｆを
加え、コーティング層１２（２０）を引張側にし、劣化
が進んでいれば、試験片６の変形によりき裂がより一層
容易に発生し易いようにした。
【００５９】一方、データベース情報（ステップ６）
は、例えば、図１６に示すように、ラーソンミラーパラ
メータ・破壊エネルギー低下率に対する余寿命線図をコ
ンピュータに格納するとともに、例えば、図１７に示す
ように、ラーソンミラーパラメータ・き裂総数増加率に
対する余寿命線図をコンピュータに格納した。なお、き
裂総数は、渦電流探傷法を用いて算出した。
【００６０】また、実機材の使用温度は、例えば図１８
に示した運転時間・破壊エネルギーに対する使用温度マ
スターカーブ線図および例えば図１９に示した運転時間
・き裂総数に対する使用温度マスターカーブ線図から求
めた。
【００６１】実機材から試験片として採取した調査翼
は、劣化度評価工程（ステップ７）で図１６のラーソン
ミラーパラメータに対する破壊エネルギー低下率マスタ
ーカーブ線図および図１７のラーソンミラーパラメータ
に対するき裂総数増加率マスターカーブ線図のそれぞれ
に照合させたところ、基材の劣化度が約２０％、コーテ
ィング層の劣化度が約２５％、基材の余寿命が約６４０
０時間、コーティング層の余寿命が約９５００時間であ
ることがわかった。
【００６２】実施例２ 本実施例は、実施例１と同様に、約３８００時間（起動
停止回数１６５回）の運転を実施した１５ＭＷガスター
ビンとの第１段ガスタービン動翼である。
【００６３】このガスタービン動翼は、γ′相体積率が
５５％のニッケル基単結晶耐熱超合金ＣＭＳＸ−２製
で、耐食耐酸化コーティングとしてＮｉＣｏＣｒＡｌＹ
が施工されている。また、実施例１と同様に、試験片
は、図２で示したガスタービン動翼１の前縁２から採取
した（ステップ２）。
【００６４】ステップ２で採取した試験片は、直径８ｍ
ｍ、厚さ０．５ｍｍ、コーティング層の基材に対する肉
厚比５０％であり、スモールパンチ試験機で破壊試験工
程（ステップ３）を実施した。
【００６５】破壊試験工程（ステップ３）では、実施例
１と同様に、図７で示した荷重−変位線図を作成し、こ
の荷重−変位線図から破壊エネルギーおよび破壊延性を
求めた。
【００６６】一方、データベース情報（ステップ６）
は、例えば図２０に示すように、ラーソンミラーパラメ
ータ・破壊エネルギー低下率に対する余寿命線図をコン
ピュータに格納するとともに、例えば、図２１に示すよ
うに、ラーソンミラーパラメータ・き裂総数増加率に対
する余寿命線図をコンピュータに格納した。なお、き裂
総数は、光学顕微鏡による断面組織観察を用いて算出し
た。
【００６７】また、実機材の使用温度は、例えば図２２
に示した運転時間・破壊エネルギーに対する使用温度マ
スターカーブ線図および例えば図２３に示した運転時間
・き裂総数に対する使用温度マスターカーブ線図から求
めた。
【００６８】実機材から試験片として採取した調査翼
は、劣化度評価工程（ステップ７）で図２０のラーソン
ミラーパラメータに対する破壊エネルギー低下率マスタ
ーカーブ線図および図２１のラーソンミラーパラメータ
に対するき裂総数増加率マスターカーブ線図のそれぞれ
に照合させたところ、基材の劣化度が約１０％、コーテ
ィング層の劣化度が約７％、基材の余計寿命が約１３７
０００時間、コーティング層の余寿命が約１９０００時
間であることがわかった。
【００６９】実施例３ 本実施例は、実施例１と異なり、試験片の破壊試験を実
施せずに、ミクロ組織変化により基材およびコーティン
グ層の劣化度を評価した。
【００７０】なお、試験片は、測定部位、運転時間、ニ
ッケル基一方向凝固耐熱超合金の材質、および耐食耐酸
化コーティングの材質が実施例１と同様である。
【００７１】また、ミクロ組織変化は、レプリカ法を用
いて観察した。このレプリカ法は、観察する部位にグラ
インダ等で鏡面研磨し、材料に合った腐食液でエッチン
グし、その個所に溶剤で溶かしたレプリカ膜を張り付け
て、乾燥後、剥がすことにより金属組織を転写するもの
である。
【００７２】観察する部位から採取したレプリカ膜を透
過電子顕微鏡を用い、基材の平均γ′相粒径とコーティ
ング層の平均ＣｏＡｌ粒径を測定した。
【００７３】その結果を、例えば図２４に示すγ′相平
均粒径に対する破壊エネルギーマスターカーブ線頭およ
び例えば図２５に示すＣｏＡｌ相平均粒径に対するき裂
総数マスターカーブ線図をそれぞれプロットすると、破
壊エネルギー値は２．５Ｊであり、き裂総数個は１９個
であった。
【００７４】２．５Ｊの破壊エネルギー値および１９個
のき裂総数個は、実測値である破壊エネルギー値２．３
Ｊ、き裂総数個１８個とほぼ一致する値が得られた。
【００７５】このように、本実施例では、実機材から試
験片を採取し、破壊試験を実施しなくとも、レプリカ法
で求めた析出物の平均粒径の変化から劣化度の評価パラ
メータを推定できる。
【００７６】実施例４ 本実施例は、実施例２で示したものと同一条件のニッケ
ル基単結晶耐熱超合金ＣＭＳＸ−２製、コーティング材
ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ施工のガスタービン動翼をコーティ
ングおよび再生熱処理を実施したものである。
【００７７】リコーティングは、耐食耐酸化コーティン
グのストリッピングと再コーティング施工から構成され
ている。
【００７８】ガスタービン動翼は、耐食耐酸化コーティ
ングを除去するために、濃塩酸中に１０時間浸漬し、ス
トリッピングを実施した。
【００７９】除去溶液は、耐食耐酸化コーティングのみ
化学反応により取り除くことができるものを選定するこ
とが重要で、本実施例に適用する濃塩酸のほか、インヒ
ビタを加えた混合酸性溶液が適している。浸漬時間は、
コーティングの種類により異なるが１サイクル当り５〜
２０時間が望ましい。なお、ストリッピングを施工する
個所以外の例えばシャンク部、植込み部等は濃塩酸によ
る腐食から守るためにマスキングが施工される。また、
ストリッピング施工後、ガスタービン動翼は、付着した
濃塩酸を取り除く水洗、あるいは湯洗を実施する。この
とき、アルカリ溶液等の中和剤を併用してもよい。
【００８０】コーティング除去の良否は、ヒーティング
処理により確認した。ヒーティング処理は、大気炉中で
５００〜７００℃に１５〜３０分加熱し、未除去コーテ
ィングと基材との変色の差から除去の良否を判定するも
のである。本実施例では、６００℃で２０分加熱した。
コーティングが除去されたことを確認した後、マスキン
グを外し、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹを減圧プラズマ溶射で再
コーティングを施工した。
【００８１】リコーティングに続いて、再生熱処理を実
施した。再生熱処理は溶体化処理と２段階の熱時効処理
から成るものである。溶体化処理は１３１５℃で１２時
間実施した。この温度は基材のγ′相のγ相中への固溶
温度（１２７０〜１３１０℃）以上で、かつ合金の初期
溶融温度（１３２０℃）以下とし、所定時間保持後の冷
却速度はできる限り速い方が望ましい。また保持時間は
２０時間で実施したが、４時間以上であれば十分であ
る。この溶体化処理はγ′相をγ相中へ固溶させるため
の処理で、この処理より再生熱処理の目的はほぼ達成さ
れる。なお、この溶体化処理をＨＩＰ熱処理中で行うこ
とは、γ′相のγ相への固溶を促進させる働きがあるの
で有効である。続いて行う第１段熱時効処理はγ′相形
状を強度面から適正化するためのもので、９８０〜１２
００℃の範囲が好ましいので、本実施例では１０８０℃
で４時間施工した。
【００８２】また、第１段熱時効処理はリコーティング
したコーティング材と基材とを拡散接合させるための処
理としても不可欠である。第２段熱時効処理はγ′相を
安定化させる目的で施すものであり、８００〜１０００
℃の範囲が好ましく、本実施例では８７１℃で２０時間
で実施した。
【００８３】リコーティングおよび再生熱処理後、ガス
タービン動翼から採取した試験片によるスモールベント
試験結果を表１に示す。破壊エネルギー・破壊延性・コ
ーティング層のき裂総数とともに未使用のガスタービン
動翼とほぼ同等の値を示しており、劣化後のガスタービ
ン動翼に、適切なリコーティングと再生熱処理を施すこ
とにより、劣化損傷が回復し寿命が延びることがわかっ
た。
【００８４】
【表１】
【００８５】
【発明の効果】以上の説明のとおり、本発明に係るコー
ティング層の劣化評価方法は、対象物の評価部位を選定
し、選定した評価部位から試験片を採取し、採取した試
験片に破壊試験を実施し、破壊試験から基材の破壊エネ
ルギー・延性等のデータと、コーティング層のき裂数等
のデータとを収集し、収集したデータを予め作成してお
いてデータベース情報に照合し、コーティング層等の余
寿命等を予測・評価するので、簡易にして適確な基材お
よびコーティング層の補修・交換の管理を実施すること
ができる。
【００８６】また、本発明に係るコーティング層の劣化
評価方法は、基材およびコーティング層に生成される析
出物を基にして作成した破壊エネルギー・破壊延性と、
き裂総数とのそれぞれのマスターカーブ線図に実測デー
タを照合するので、基材およびコーティング層の補修・
交換の管理を簡易にして容易に実施することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法の
実施形態を説明するために用いたブロック図。
【図２】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
おいて、ガスタービン動翼から試験片を採取する位置を
説明するために用いた概念図。
【図３】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
おいて、コーティング層の基材に対する肉厚比が８０％
以上を超えると破壊エネルギー等値が低下し、精度が下
がることを説明するために用いたグラフ。
【図４】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
おいて、コーティング層の基材に対する肉厚比が１０％
以下になるとき裂総数が低下し、精度が下がることを説
明するために用いたグラフ。
【図５】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
適用するスモールベント試験装置を説明するために用い
た概略図。
【図６】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
おいて、試験片にスモールベント試験を実施することを
説明するために用いた概念図。
【図７】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
おいて、試験片に破壊試験を実施した結果、得られた破
壊エネルギーおよび破壊延性を示すグラフ。
【図８】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法に
適用するスモールパンチ試験装置を説明するために用い
た概略図。
【図９】基材およびコーティング層に含まれる析出物が
成長して粗大化することを、ガスタービン動翼の使用前
と長時間使用後とを対比させた概念図。
【図１０】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
に適用する析出物の平均粒径に対する破壊エネルギー・
破壊延性のマスターカーブ線図。
【図１１】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
に適用する析出物の平均粒径に対するき裂総数のマスタ
ーカーブ線図。
【図１２】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
に適用する運転時間・破壊エネルギー・破壊延性に対す
る使用温度マスターカーブ線図。
【図１３】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
に適用する運転時間・き裂総数に対する使用温度マスタ
ーカーブ線図。
【図１４】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
に適用するラーソンミラーパラメータ・破壊エネルギー
・破壊延性に対する余寿命線図。
【図１５】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
に適用するラーソンミラーパラメータ・き裂総数に対す
る余寿命線図。
【図１６】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例１で適用するラーソンミラーパラメー
タ・破壊エネルギー低下率に対する余寿命線図。
【図１７】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例１で適用するラーソンミラーパラメー
タ・き裂総数増加率に対する余寿命線図。
【図１８】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例１で適用する運転時間・破壊エネルギ
ーに対する使用温度マスターカーブ線図。
【図１９】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例１で適用する運転時間・き裂総数に対
する使用温度マスターカーブ線図。
【図２０】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例２で適用するラーソンミラーパラメー
タ・破壊エネルギー低下率に対する余寿命線図。
【図２１】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例２で適用するラーソンミラーパラメー
タ・き裂総数増加率に対する余寿命線図。
【図２２】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例２で適用する運転時間・破壊エネルギ
ーに対する使用温度マスターカーブ線図。
【図２３】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例２で適用する運転時間・き裂総数に対
する使用温度マスターカーブ線図。
【図２４】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例３で適用するγ′相平均粒径に対する
破壊エネルギーマスターカーブ線図。
【図２５】本発明に係るコーティング層の劣化評価方法
において、実施例３で適用するＣｏＡｌ相平均粒径に対
するき裂総数マスターカーブ線図。
【符号の説明】
１ ガスタービン動翼 ２ 前縁 ３ 基材 ４ コーティング材 ５ スモールパンチ試験片 ６ スモールベント試験片 ７ａ，７ｂ 支持部 ８ ロードセル ９ クリップゲージ １０ 歪アンプ １１ 荷重アンプ １２ コーティング層 １３ き裂 １４ 荷重−変位線図 １５ａ，１５ｂ 支持台 １６ａ，１６ｂ ネジ １７ パンチャー １８ 基材 １９ 拡散層 ２０ コーティング層 ２１ 未使用材 ２２ 実機材 ２３ 酸化スケール部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｇ０１Ｎ 29/10 ５０１ Ｇ０１Ｎ 29/10 ５０１ ３Ｇ００２ 33/20 33/20 Ｎ Ｆターム(参考） 2G047 AA07 AB07 AC06 BC11 GA20 GG19 2G050 AA01 AA04 BA10 BA20 CA10 DA02 2G053 AA14 AB21 AB22 BA02 BA15 BA24 2G055 AA07 BA11 CA01 CA02 CA04 CA05 CA11 DA08 FA01 FA08 FA10 2G061 BA03 BA15 CA02 CA04 CB13 CB18 DA12 EA01 EA02 EA08 EA10 EC02 EC04 3G002 EA05 EA06

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 被検体に対し、評価部位を選定する評価
    部位選定工程と、選定部位から試験片を採取する試験片
    採取工程と、採取した試験片に破壊試験を実施する破壊
    試験工程と、破壊試験後、基材から得られた破壊エネル
    ギー・延性のデータを収集する破壊エネルギー・延性デ
    ータ収集工程と、破壊試験後、コーティング層から得ら
    れたき裂数のデータを収集するき裂数データ収集工程
    と、予め作成しておいたデータベース情報に上記破壊エ
    ネルギー・延性データ収集工程で得たデータおよび上記
    き裂数データ収集工程で得たデータを照合させ、基材お
    よびコーティング層の補修・交換の有無を評価する劣化
    度評価工程とを備えていることを特徴とするコーティン
    グ層の劣化評価方法。
  2. 【請求項２】 評価部位選定工程は、運転状態量をデー
    タとして有限要素法を用いて構造解析から求めた応力に
    対し、最も劣化が進んでいる部分を選定することを特徴
    とする請求項１記載のコーティング層の劣化評価方法。
  3. 【請求項３】 試験片採取工程は、コーティング層に対
    する基材の肉厚比が１０％〜８０％の試験片を採取する
    ことを特徴とする請求項１記載のコーティング層の劣化
    評価方法。
  4. 【請求項４】 破壊試験工程は、スモールベント試験装
    置およびスモールパンチ試験装置のうち、少なくともい
    ずれか一方を用いて試験片に荷重を加え、加えた荷重と
    試験片の変位とから荷重−変位線図を作成することを特
    徴とする請求項１記載のコーティング層の劣化評価方
    法。
  5. 【請求項５】 破壊エネルギー・延性データ収集工程
    は、試験片の破壊試験後に得られた荷重−変位線図のう
    ち、全面積を破壊エネルギー値とし、全変位を延性値と
    してそれぞれ算出することを特徴とする請求項１記載の
    コーティング層の劣化評価方法。
  6. 【請求項６】 き裂数データ収集工程は、試験片の破壊
    試験後に得られたき裂数を渦電流法、浸透探傷法および
    超音波探傷法のうち、いずれかを選定して算出すること
    を特徴とする請求項１記載のコーティング層の劣化評価
    方法。
  7. 【請求項７】 データベース情報は、ラーソンミラーパ
    ラメータ・破壊エネルギー・破壊延性に対する余寿命線
    図、ラーソンミラーパラメータ・き裂総数に対する余寿
    命線図、運転時間・破壊エネルギー・破壊延性に対する
    使用温度マスターカーブ線図および運転時間・き裂総数
    に対する使用温度マスターカーブ線図のうち、少なくと
    も一つ以上が予めコンピュータに格納していることを特
    徴とする請求項１記載のコーティング層の劣化評価方
    法。
  8. 【請求項８】 基材およびコーティング層に生成された
    析出物をレプリカ法を用いて実測し、実測した析出物を
    予め作成しておいたマスターカーブ線図に照合し、破壊
    エネルギー・破壊延性およびき裂総数を算出することを
    特徴とするコーティング層の劣化評価方法。
  9. 【請求項９】 マスターカーブ線図は、析出物の平均粒
    径に対する破壊エネルギー・延性の相関をコンピュータ
    に格納していることを特徴とする請求項８記載のコーテ
    ィング層の劣化評価方法。
  10. 【請求項１０】 マスターカーブ線図は、析出物の平均
    粒径に対するき裂総数の相関をコンピュータに格納して
    いることを特徴とする請求項８記載のコーティング層の
    劣化評価方法。
  11. 【請求項１１】 基材としてスガスタービン翼に使用す
    るニッケル基一方向凝固耐熱合金ＣＭ２４７ＬＣを用
    い、コーティング材としてＣｏＣｒＡｌＹを用いて補修
    ・交換の有無を評価することを特徴とする請求項１記載
    のコーティング層の劣化評価方法。
  12. 【請求項１２】 基材としてガスタービン翼に使用する
    ニッケル基単結晶耐熱超合金ＣＭＳＸ−２を用い、コー
    ティング材としてＮｉＣｏＣｒＡｌＹを用いて補修・交
    換の有無を評価することを特徴とする請求項１記載のコ
    ーティング層の劣化評価方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1818505A1 (de) * 2006-02-08 2007-08-15 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen einer Beschichtungsprobe
JP2010007663A (ja) * 2008-06-25 2010-01-14 General Electric Co <Ge> ターボ機械においてホイールスペース温度アラームを設定するための方法、システム及び制御装置
CN101813664A (zh) * 2010-03-26 2010-08-25 安徽工业大学 一种在模拟成形试验中试样失稳的检测方法
JP2011027602A (ja) * 2009-07-27 2011-02-10 Central Res Inst Of Electric Power Ind コーティング部品の温度推定式の作成方法
JP2013217250A (ja) * 2012-04-06 2013-10-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用部材のコーティング剥離方法
JP2014137065A (ja) * 2013-01-18 2014-07-28 General Electric Co <Ge> 冷却穴清浄方法および装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1818505A1 (de) * 2006-02-08 2007-08-15 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen einer Beschichtungsprobe
JP2010007663A (ja) * 2008-06-25 2010-01-14 General Electric Co <Ge> ターボ機械においてホイールスペース温度アラームを設定するための方法、システム及び制御装置
JP2011027602A (ja) * 2009-07-27 2011-02-10 Central Res Inst Of Electric Power Ind コーティング部品の温度推定式の作成方法
CN101813664A (zh) * 2010-03-26 2010-08-25 安徽工业大学 一种在模拟成形试验中试样失稳的检测方法
JP2013217250A (ja) * 2012-04-06 2013-10-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用部材のコーティング剥離方法
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