JP2011214541A - タービン翼の補修方法および補修されたタービン翼 - Google Patents

Abstract

【課題】 亀裂などの損傷部位を高精度かつ高品質に補修されたタービン翼を提供する。
【解決手段】タービン翼（１４３）は、エネルギ機関に用いられ、先端から根元へ伸びるエアフォイル（２８）と、エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォーム（３０）と、該プラットフォームを中心としてエアフォイルと反対側に形成されるダブテール（３４）とを有する。そのタービン翼は、エアフォイルからダブテールへ一方向凝固されたニッケル基合金またはコバルト基合金（３０）と、発生した亀裂が溶接によって補修され多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金（５３）とを有する。
【選択図】図９

Description

本発明は、ガスタービン、スチームタービン、ジェットエンジン等のエネルギ機関のタービン翼、特にタービン動翼に生じた損傷や欠陥を補修するタービン翼の補修方法及び補修されたタービン翼に関する。

ニッケル基超合金およびコバルト基超合金は、高温環境下におかれるタービン機関のタービン動翼、タービン静翼等などのタービン翼に用いられている。これらのタービン翼は高温ガスと直接接触して過酷な熱サイクルとエロージョン腐食とを受けて著しい損傷を生じる。このため部品が劣化してしまい、タービン翼に亀裂などの損傷が発生したりするため、交換又は補修がなされている。

近年では、ガスタービンの高温化に伴い、ニッケル基超合金またはコバルト基超合金で構成される一方向凝固のタービン翼が使用されている。これらのタービン翼は高価な材料であるので、受けた損傷が致命的である場合を除いて部品を交換しないで補修して再度使用に供することが望まれている。特許文献１は、タービン翼の損傷を受けた部位のみをレーザー溶接もしくは電子ビーム溶接して補修している。具体的には、タービン翼の亀裂部分を表面が結晶の優先成長方位に削り取り、そこにタービン翼と同じ合金の粉体を加えてトーチ等の熱源で溶かして亀裂部分を補修する。

特開２００１−２６９７８４号公報

しかしながら、特許文献１は、出力の異なる複数のトーチを用意しなければならず、またそれらの温度調整が困難である。このため補修されたタービン翼を非破壊検査で検査してみると、一部のタービン翼が完全に補修されていなかったりすることが生じていた。

本発明は上記の課題を解決するためになされたものであり、亀裂などの損傷部位を高精度かつ高品質に補修することができるタービン翼の補修方法及び補修されたタービン翼を提供することを目的とする。

第１観点のタービン翼の補修方法は、ニッケル基合金またはコバルト基合金からなるタービン翼の表面に発生した亀裂を切削し切削面を形成する第１切削工程と、第１切削工程後に、誘導コイルを使って切削面を含むタービン翼の周囲を加熱する加熱工程と、切削面の周囲が加熱された状態で、円弧状の切削面をニッケル基合金またはコバルト基合金に近似する溶接材料を使って溶接し、タービン翼の表面から出るように肉盛した肉盛部を形成する溶接工程と、誘導コイルによる加熱を止めて所定温度まで徐冷するとともに、所定温度から室温までタービン翼を冷却する冷却工程と、冷却工程後に肉盛部をタービン翼の表面と同一面になるように第２切削工程と、第２切削工程後にタービン翼をγ'（ガンマプライム）相を析出する熱処理を行う熱処理工程と、を備える。

第２観点のタービン翼の補修方法において、タービン翼は正圧面および負圧面を含み先端から根元へ伸びるエアフォイルと、エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォームとを有し、亀裂がプラットフォームの表面に発生し裏面にまで達していない場合には、第１切削工程は表面を円弧状の凹みの切削面に切削する。

第３観点のタービン翼の補修方法において、タービン翼は正圧面および負圧面を含み先端から根元へ伸びるエアフォイルと、エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォームとを有し、亀裂がプラットフォームの表面から裏面にまで達している場合には、第１切削工程は表面から裏面まで円弧状の切削面に切削する。

第４観点のタービン翼の補修方法において、誘導コイルは３０ｋＨｚから７０ｋＨｚの周波数の交番パルス電流を印加し、プラットフォームを９００℃〜９５０℃に加熱する。

第５観点のタービン翼の補修方法において、誘導コイルは正圧面の形状で且つプラットフォームの表面と裏面とをつなぐ側面を覆う形状で形成される。

第６観点のタービン翼の補修方法において、誘導コイルによる加熱工程はタービン翼が不活性ガス中に配置された状態で行われる。

第７観点のタービン翼の補修方法において、溶接材料が細く伸びたワイヤ形状になっており、溶接工程は、所定の間隔で順次にワイヤをＴＩＧ溶接器で溶かして積層させ肉盛部を形成する。
第８観点のタービン翼の補修方法において、溶接材料が粉末状になっており、溶接工程は、レーザー溶接で溶けた溶融プールに粉末を投射し肉盛部を形成する。

第９観点のタービン翼は、エネルギ機関に用いられ、先端から根元へ伸びるエアフォイルと、エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォームと、該プラットフォームを中心としてエアフォイルと反対側に形成されるダブテールとを有する。そのタービン翼は、エアフォイルからダブテールへ一方向凝固されたニッケル基合金またはコバルト基合金と、発生した亀裂が溶接によって補修され多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金とを有する。

第１０観点のタービン翼において、多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金はプラットフォームに形成される。

第１１観点のタービン翼において、多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金は、タービン翼に発生した亀裂が切削され、その切削面およびその周囲が誘導コイルを使って加熱され、ニッケル基合金またはコバルト基合金に近似する溶接材料で溶接によって肉盛部が形成され、タービン翼の表面から出た肉盛部が切削された後、熱処理された箇所である。

本発明によれば、亀裂などの損傷を確実に溶接補修することができ、保証強度の要求レベルを満たす高品質の補修部位が得られる。このため、従来は新品に交換して廃棄していたような亀裂などの損傷を有するタービン翼を補修して再度使用に供することができる。このため、メンテナンスコストを大幅に低減することができるという利点がある。

ガスタービンエンジン１０の概略図である。 ガスタービンエンジン１０の第１タービン動翼１４３の斜視図である。 第１タービン動翼１４３を補修するフローチャートである。 プラットフォーム３０の端縁部に発生した亀裂９９ａ、９９ｂを示した図である。 プラットフォーム３０の端縁部に発生した貫通亀裂９９ｃを示した図である。 第３切削面４５および第４切削面４７を示した斜視図である。 プラットフォーム３０に第１誘導コイル７０を配置した例である。 プラットフォーム３０に第２誘導コイル７２を配置した例である。 （ａ）は、第２切削面４３に肉盛部５３（図４）が形成されて補修されたプラットフォーム３０の側面図である。 （ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ断面の顕微鏡写真（約１０倍）である。

以下、添付の図面を参照して本発明の種々の好ましい実施の形態について説明する。本実施形態では発電用ガスタービン機関に用いられる第１タービン動翼を補修する場合を例にとって説明する。

＜ガスタービンエンジン１０の構成＞
図１は、例示的なガスタービンエンジン１０の概略図である。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１２、上流タービン翼列１４、下流タービン翼列１６及び燃焼器１８を含む。また、ガスタービンエンジン１０はロータディスク２１を有する第１ローターシャフト２０および下流ロータディスク２３を有する第２ローターシャフト２２を有している。圧縮機１２とロータディスク２１とは第１ローターシャフト２０で互いに連結されている。上流タービン翼列１４の第１タービン動翼１４３及びその他のタービン動翼は円盤状のロータディスク２１と連結されている。下流タービン１６のタービン動翼は、下流ロータディスク２３および第２ローターシャフト２２を介して、発電機（図示せず）又はプロペラ（図示せず）のような外部負荷に結合される。

圧縮機１２は取り込んだ空気を圧縮し、圧縮された空気が燃焼器１８に供給される。燃焼器１８は圧縮空気と燃料とを混合して点火して燃焼ガスを生成する。燃焼器１８から送られた燃焼ガスは、上流タービン翼列１４及び下流タービン翼列１６を駆動する。上流タービン翼列１４は第１ローターシャフト２０を回転駆動させ圧縮機１２に動力を供給する。下流タービン翼列１６は第２ローターシャフト２２を回転駆動して外部負荷に動力を供給する。

上流タービン翼列１４は、燃焼器１８に一番近い第１タービン静翼１４１と第１タービン動翼１４３とを有している。特に、第１タービン動翼１４３には燃焼器１８から送られた燃焼ガスによる熱と高速回転による遠心力とが加わるため、第１タービン動翼１４３には大きな負荷がかかる。また、第１タービン動翼１４３は、この大きな負荷に耐えうるように、高価な材料が使われている。たとえば第１タービン動翼１４３は、ＩＮＣＯＮＥＬ７３８などのニッケル基超合金またはコバルト基超合金からなる。

＜第１タービン動翼１４３の構成＞
図２は、例えばガスタービンエンジン１０（図１を参照）の第１タービン動翼１４３の斜視図である。例えば第１タービン動翼１４３は、第１ローターシャフト２０（図１を参照）に結合されたロータディスク２１に接続される。複数の第１タービン動翼１４３は、ロータディスクの円周の周りに間隔を置いて配置される。第１タービン動翼１４３は、円周方向に延び出すエアフォイル２８、エアフォイル２８の内周側の基部に設けられたプラットフォーム３０を含む。また、第１タービン動翼１４３は、燃焼器１８から送られた圧縮空気の通路を形成するシャンク３２及びロータディスク２１に接続するダブテール３４を含む。

第１タービン動翼１４３は、エアフォイル２８と、プラットフォーム３０と、シャンク３２と、ダブテール３４とが一体化したニッケル基超合金またはコバルト基超合金からなる。第１タービン動翼１４３は、遠心力に耐えることができるようにエアフォイル２８の先端からダブテール３４の後端にかけて一方向凝固の精密鋳造品である。エアフォイル２８は中空構造をなし、エアフォイル２８を空冷するために、エアフォイル２８に多数の孔２８２がエアフォイル２８の長手に沿って直列に形成されている。なお、エアフォイル２８のＺ方向の長さは１５ｃｍ〜３０ｃｍであり、プラットフォーム３０のＺ方向の厚さは１〜３ｃｍであり、ダブテール３４のＺ方向の長さは１５ｃｍ〜３０ｃｍである。

エアフォイル２８は、負側壁３６と正側壁３８とを含む。負側壁３６は凸面形でエアフォイル２８の負圧面を形成し、正側壁３８は凹面形でエアフォイル２８の正圧面を形成する。隣り合うプラットフォーム３０は、燃焼ガスの通路を形成する。

第１タービン動翼１４３は高温高応力の過酷な条件で使用されると、図２に示されるように、エアフォイル２８の正圧側でプラットフォーム３０の端縁部に複数の亀裂９９を生じやすい。亀裂９９は正圧側でプラットフォーム３０のエアフォイル側面３０Ｔに生じやすく、大きな亀裂９９になるとエアフォイル側面３０Ｔからダブテール側面３０Ｂに達することもある。安全にガスタービンエンジン１０を運用するためには、これらの亀裂９９を補修する必要がある。

＜亀裂箇所の補修工程＞
使用済の第１タービン動翼１４３が修理工場内に搬入された後、第１タービン動翼１４３は真空熱処理炉に入れ、例えば１０００℃前後で固溶化処理が行われる。第１タービン動翼１４３は高温高応力の過酷な条件で使用されるため、第１タービン動翼１４３に偏った残留応力が発生したり材料特性が低下したりする。このため固溶化処理することで図３に示される説明する補修の溶接性能が低下することを防いでいる。

図３は、第１タービン動翼１４３を補修するフローチャートである。
このフローチャートは、作業者が第１タービン動翼１４３にプラットフォーム３０に亀裂を発見してから、第１タービン動翼を補修し終えるまでの工程を示している。

ステップＳ１０１では、第１タービン動翼１４３がジグに固定され、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０の亀裂９９（図２）がグラインダまたは砥石等で切削される。切削面は、円弧状の緩やかな凹みに加工される。溶接による肉盛部を容易に形成し易くするとともに、緩やかな形状とすることで溶接直後の残留応力をできるだけ緩和するためである。切削面の大きさは、亀裂９９の大きさによって変わり、プラットフォーム３０の上下を貫通する大きな亀裂は半円柱状に加工される。また補修時の欠陥発生の頻度を下げるためにできるだけ切削面積（または切削体積）はできるだけ小さくする。切削面については図４から図６を使って後述する。

ステップＳ１０３では、第１タービン動翼１４３がチャンバー（不図示）内に配置される。そして、誘導コイル７０、７２（図７、図８参照）が第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０に取り付けられる。誘導コイルは切削面およびその周辺を囲むようにして配置される。また、チャンバー内はアルゴンなどの不活性ガスで充填される。アルゴンなどの不活性ガスによりチャンバー内が非酸化性雰囲気に保持されているので溶接内外部での酸化を抑制し酸化物により誘起される溶接欠陥を防ぐことが可能となる。

ステップＳ１０５では、誘導コイルによりプラットフォーム３０の温度が９００〜９５０℃に上げられる。誘導コイルはプラットフォーム３０全体または一部を加熱する。誘導コイルの周波数が７０ｋＨｚよりも高いと、表皮効果のため、２０ｍｍ程度の厚みを有するプラットフォーム３０の内部にまで熱が到達しないおそれがあるので不適当である。一方、３０ｋＨｚより低い周波数ではプラットフォーム３０の温度の上昇に時間がかかってしまう。このため誘導コイルの周波数は３０〜７０ｋＨｚが好ましい。誘導コイルによる加熱は、赤外線を放射することで対象物の表面温度を非接触で計測できる放射温度計などの温度計により測定する。放射温度計は加熱されたプラットフォーム３０の温度を測定し、その結果を不図示の誘導コイルコントローラに送る。誘導コイルコントローラは誘導コイルに供給する高周波電力をコントロールすることにより、所望の維持を行う。たとえば放射温度計でプラットフォーム３０の温度を測定し、作業者が手動で誘導コイルに供給する高周波電力をコントロールしてもよい。誘導コイルについては図７および図８を使って後述する。

ステップＳ１０７では、プラットフォーム３０の温度が９００〜９５０℃の状態で、ＴＩＧ溶接などによりニッケル基超合金接合ワイヤなどが溶かされ、切削面に肉盛部が形成される。切削面は溶けた接合ワイヤで覆われ、プラットフォーム３０の表面より外側にでるように肉盛部が形成される。切削面については図４から図６を使って後述する。

ステップＳ１０９では、チャンバー内で誘導コイルの出力を下げて、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０が約３０℃／分で６００〜６５０℃まで冷却される。急速に温度が下がるとプラットフォーム３０に引張応力による割れが生じるおそれがある。その後、６００〜６５０℃までプラットフォーム３０が冷却された後、誘導コイルの電源が切られる。電源を切ることなくチャンバー内で誘導コイルの出力を下げて、第一タービン動翼１４３を冷却してもよい。そしてプラットフォーム３０室温まで徐冷される。

ステップＳ１１１では、プラットフォーム３０の表面からはみ出た肉盛部がグラインダ等で切削される。肉盛部はプラットフォーム３０の表面と同一面に形成されるこれにより、補修された第１タービン動翼１４３は、補修前の形状とほぼ同等になる。

ステップＳ１１３では、第１タービン動翼１４３が真空熱処理炉に入れられ真空状態に配置される、そして例えば１０００〜１１００℃の温度で所望の時間加熱され、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０が溶体化処理される。その後、プラットフォーム３０はたとえば６５０〜８５０℃の温度で４時間から１０時間以上加熱する時効処理が施される。これにより溶接による残留応力を除去する、またプラットフォーム３０の肉盛部を含めてＩＮＣＯＮＥＬ７３８等の材料は析出強化型材料のため時効熱処理を実施してγ’（ガンマプライム）を適度に析出させて材料強度を所定の強度まで回復させる。

ステップＳ１１５では、たとえば蛍光浸透探傷検査などの非破壊検査により、第１タービン動翼１４３の切削面および肉盛部の検査が行われる。非破壊検査ではたとえば切削面と肉盛部との間もしくは溶接部自体に隙間があったり割れがあったりするかの検査が行われる。検査に合格した第１タービン動翼１４３は高温高応力の過酷な条件で使用されても、新品と同等の性能を出すことができる。

次に、図３のステップＳ１０１の切削工程およびステップＳ１０７の溶接工程について説明する。

＜亀裂箇所の切削および溶接＞
次に図４から図６を参照して、Ｎｉ基合金（たとえばＩＮＣＯＮＥＬ７３８）からなる第１タービン動翼１４３の亀裂、特にプラットフォーム３０が受けた損傷部位を補修する場合について詳しく説明する。

図４はプラットフォーム３０の端縁部に発生した亀裂９９（９９ａ、９９ｂ）を拡大した断面図である。図４の（ａ１）はプラットフォーム３０のエアフォイル側面３０Ｔの表面に小さな亀裂９９ａが発生した場合を示し、図４（ｂ１）はプラットフォーム３０のエアフォイル側面３０Ｔの表面に大きな亀裂９９ｂが発生した場合を示す。これらの亀裂９９ａ、９９ｂは、高速流体にさらされたことによるエロージョンに起因して発生したものである。これらの亀裂を含む周辺領域が補修対象領域となる。

図４（ａ２）および図４（ｂ２）は、亀裂周辺の補修対象領域を切削する工程を示している。
図４（ａ２）に示されるように、小さな亀裂９９ａに対しては小さな亀裂９９ａを含む補修対象領域がグラインダまたは砥石等によってエアフォイル側面３０Ｔから切削される。これによりプラットフォーム３０のエアフォイル側面３０Ｔに第１切削面４１が形成される。小さな亀裂９９ａを取り去った第１切削面４１は、緩やかな円弧状の凹みに形成される。図４（ｐ）は第１切削面４１を示した斜視図である。第１切削面４１は球体を４等分した円弧状の凹みであり、第１切削面４１は端点Ｐ２及び端点Ｐ３を有している。端点Ｐ２及び端点Ｐ３は、図４（ｐ）に示されているようにできるだけ丸みを持たせることが好ましい。

図４（ｂ２）に示されるように、大きな亀裂９９ｂに対しては大きな亀裂９９ｂを含む補修対象領域がグラインダ等によってエアフォイル側面３０Ｔから切削される。これによりプラットフォーム３０に第２切削面４３が形成される。大きな亀裂９９ｂを取り去った第２切削面４３は緩やかな円弧状の凹みに形成されるとともに、第１切削面４１よりも深く切削されている。図４（ｐ）は第２切削面４３を示した斜視図である。第２切削面４３も球体を４等分したに円弧状の凹みであり、第１切削面４１は端点Ｐ２及び端点Ｐ３を有している。端点Ｐ２及び端点Ｐ３は、図４（ｐ）に示されているようにできるだけ丸みを持たせることが好ましい。

図４（ａ３）および図４（ｂ３）は、切削面に肉盛溶接を施す補修工程を示している。
図４（ａ３）は、第１切削面４１に対して肉盛溶接を行う工程を概略的に示している。この第１切削面４１内に、溶接粉末、溶接ワイヤ又は溶接棒などの溶接材が供給されるとともに不図示の加熱源でこれらの溶接材が溶かされる。そして、溶かされた溶接材は、最初に、図４（ｐ）に示されているプラットフォーム３０の表面（エアフォイル側面３０Ｔ）の溶接開始点Ｐ１から肉盛塊５１ａが形成され、次に第１切削面４１内に肉盛塊５１ｂが形成される。このように一定間隔で複数の肉盛塊が積層され溶接終了点Ｐ４で溶接が終了する。これにより、第１切削面４１に一層の肉盛部５１が形成される。肉盛部５１はプラットフォーム３０の表面から出るように形成されている。

図４（ｂ３）は、第２切削面４３に対して肉盛溶接を行う工程を概略的に示している。この第２切削面４３内に溶接材が供給されるとともに不図示の加熱源でこれらの溶接材が溶かされる。そして、溶かされた溶接材は、第２切削面４３は第１切削面４１に比べて深く切削されているため、まず第２切削面４３内に一定間隔で複数の肉盛塊５３ａ……の一層目が積層される。次に、図４（ｐ）に示されているプラットフォーム３０の表面（エアフォイル側面３０Ｔ）の溶接開始点Ｐ１から肉盛塊５３ｄ…が形成される。このように一定間隔で複数の肉盛塊が積層され溶接終了点Ｐ４で溶接が終了する。これにより、第２切削面４３に二層の肉盛部５３が形成され、肉盛部５３はプラットフォーム３０の表面から出ている。

図５はプラットフォーム３０の端縁部にエアフォイル側面３０Ｔからダブテール側面３０Ｂまで貫通した貫通亀裂９９ｃを補修する図である。図５（ａ１）から（ａ３）は貫通亀裂９９ｃを補修する第１例であり、図５（ｂ１）から（ｂ５）は貫通亀裂９９ｃを補修する第２例である。

図５の（ａ１）及び（ｂ１）はプラットフォーム３０のエアフォイル側面３０Ｔからダブテール側面３０Ｂまで貫通した貫通亀裂９９ｃを示す。亀裂９９ｃは、高速流体にさらされたことによるエロージョンや低サイクル疲労もしくは高サイクル疲労に起因して発生したものである。これらの亀裂を含む周辺領域が補修対象領域となる。

まず、第１例の補修方法を説明する。
図５（ａ２）に示されるように、貫通亀裂９９ｃに対しては貫通亀裂９９ｃを含む補修対象領域がグラインダ等によってエアフォイル側面３０Ｔから切削される。これによりプラットフォーム３０に第３切削面４５が形成される。貫通亀裂９９ｃを取り去った第３切削面４５は緩やかな円弧状（円錐を約半分に割った形状）の凹みに形成される。図６（ｑ）は第３切削面４５を示した斜視図である。第３切削面４５は円錐体を２等分した円弧状の凹みである。第３切削面４５はエアフォイル側面３０Ｔに端点Ｐ２及び端点Ｐ３を有している。

図５（ａ３）は、第３切削面４５に対して肉盛溶接を行う工程を概略的に示している。この第３切削面４５内に、溶接粉末、溶接ワイヤ又は溶接棒などの溶接材が供給されるとともに不図示の加熱源でこれらの溶接材が溶かされる。そして、溶かされた溶接材は、第３切削面４５は第２切削面４３（図４）に比べてさらに深く切削されているため、まず第３切削面４５内のダブテール側面３０Ｂに肉盛塊５５ａが積層される。肉盛塊５５ａはプラットフォーム３０の表面（ダブテール側面３０Ｂ）からはみ出るように形成する。つまり、肉盛塊５５ａは第３切削面４５を越えてダブテール側面３０Ｂまで形成される。

肉盛塊５５ａの上に肉盛塊５５ｂ……の層が形成され、プラットフォーム３０の表面（エアフォイル側面３０Ｔ）の溶接開始点Ｐ１から肉盛塊５５ｋ…が形成される。このように一定間隔で複数の肉盛塊が積層され溶接終了点Ｐ４で溶接が終了する。これにより、第３切削面４５に複数層の肉盛部５５が形成され、肉盛部５５はプラットフォーム３０の表面（エアフォイル側面３０Ｔおよびダブテール側面３０Ｂ）から出ている。

次に、第２例の補修方法を説明する。
図５（ｂ２）に示されるように、貫通亀裂９９ｃに対しては貫通亀裂９９ｃを含む補修対象領域がグラインダ等によってエアフォイル側面３０Ｔから切削される。これによりプラットフォーム３０に第４切削面４７が形成される。この第４切削面４７はプラットフォーム３０の厚みの半分程度まで形成され、ダブテール側面３０Ｂまで貫通しない。

貫通亀裂９９ｃを取り去った第４切削面４７は緩やかな円弧状の凹みに形成される。図６（ｒ）は第４切削面４７を示した斜視図である。第４切削面４７は球体を４等分した円弧状の凹みである。第４切削面４７はエアフォイル側面３０Ｔに端点Ｐ２及び端点Ｐ３を有している。

図５（ｂ３）は、第４切削面４７に対して肉盛溶接を行う工程を概略的に示している。この第４切削面４７内に、溶接粉末、溶接ワイヤ又は溶接棒などの溶接材が供給されるとともに不図示の加熱源でこれらの溶接材が溶かされる。まず第４切削面４７内に一定間隔で複数の肉盛塊５５ａ……の一層目が積層され、引き続き２層目、３層目が形成される。次に、プラットフォーム３０の表面（エアフォイル側面３０Ｔ）の溶接開始点Ｐ１から肉盛塊５５ｈ…が形成される。このように一定間隔で複数の肉盛塊が積層され溶接終了点Ｐ４で溶接が終了する。これにより、第４切削面４７に肉盛部５５が形成される。

次に、図５（ｂ４）に示されるように、残った貫通亀裂９９ｃに対しては貫通亀裂９９ｃを含む補修対象領域がグラインダ等によってダブテール側面３０Ｂから切削される。これによりプラットフォーム３０に第５切削面４９が形成される。この第５切削面４９はプラットフォーム３０だけでなく肉盛部５５の一部が切削されて形成される。

そして第５切削面４９内に肉盛塊５５ｋが積層される。肉盛塊５５ｋは先に溶接された肉盛塊５５ａに積層される。肉盛塊５５ｋの上に肉盛塊５５ｍ……の層が形成され、プラットフォーム３０の表面（エアフォイル側面３０Ｔ）の溶接開始点Ｐ１から肉盛塊５５ｔ…が形成される。このように一定間隔で複数の肉盛塊が積層され溶接終了点Ｐ４で溶接が終了する。これにより、第４切削面４７および第５切削面４９に複数層の肉盛部５５が形成される。

以上、図４から図６を参照して、Ｎｉ基合金（たとえばＩＮＣＯＮＥＬ７３８）からなる第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０が受けた損傷部位を補修する場合について説明した。本実施形態による溶接では、加熱源としてＴＩＧ（Ｔｕｎｇｓｔｅｎ Ｉｎｓｅｒｔ Ｇａｓ）溶接によりニッケル基合金の溶接ワイヤを溶かすことが好ましい。別の加熱源としては、レーザビーム、電子ビーム、プラズマビームなどでニッケル基合金の粉末を溶かすようにしてもよい。

＜亀裂箇所の加熱＞
次に、図３のステップＳ１０５の誘導コイルによる亀裂箇所の加熱工程について説明する。プラットフォーム３０は、第１切削面４１〜第５切削面４９が形成された後に、第１誘導コイル７０、第２誘導コイル７２によって加熱される。

図７は、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０に第１誘導コイル７０が取り付けられた図である。図７では、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０に２つの第１切削面４１が形成されている。

第１誘導コイル７０の一部７０ａは、プラットフォーム３０の正圧面側の正側壁３８側で且つエアフォイル２８のエアフォイル側面３０Ｔに載るように配置される。また、第１誘導コイル７０の一部７０ｂは、プラットフォーム３０の側面（図中の左右）を回ってプラットフォーム３０のダブテール側面３０Ｂに配置される。そしてまとめられた第１誘導コイル７０ｃは、不図示の誘導コイルコントローラにつながっている。第１誘導コイル７０は、プラットフォーム３０の２つの第１切削面４１を含む範囲を囲み、特にプラットフォーム３０の正圧面側の範囲が特に加熱される。

図８は、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０に第２誘導コイル７２が取り付けられた図である。図８では、第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０に２つの第１切削面４１が形成されている。

第２誘導コイル７２の一部７２ａは、プラットフォーム３０の２つの第１切削面４１を含む範囲を囲み、エアフォイル２８のエアフォイル側面３０Ｔに載るように配置される。また、第２誘導コイル７２の一部７２ｂは、プラットフォーム３０の側面（図中の左右）を回ってプラットフォーム３０のダブテール側面３０Ｂに配置される。第２誘導コイル７２は、特に一つの第１切削面４１の範囲が特に加熱される。

誘導コイルコントローラが第１誘導コイル７０又は第２誘導コイル７２に供給する高周波電力の周波数は、７０ｋＨｚ以下とする。７０ｋＨｚより高い周波数は表皮効果のため、肉厚のプラットフォーム３０の加熱には不適当である。一方、３０ｋＨｚより低い周波数では温度の上昇に長時間かかるため、誘導コイルコントローラは第１誘導コイル７０又は第２誘導コイル７２に３０ｋＨｚ以上の交番パルス電流を供給する。第１誘導コイル７０又は第２誘導コイル７２に３０ｋＨｚ〜７０ｋＨｚの交番パルス電流を供給し、プラットフォーム３０を９００〜９５０℃に加熱する。誘導コイルコントローラは不図示の放射温度計によりプラットフォーム３０の温度を測定し、第１誘導コイル７０又は第２誘導コイル７２に供給する電力を調整する。

＜誘導コイルに与える周波数の比較例＞
実際に、１００ｋＨｚの高周波の第１誘導コイル７０でプラットフォーム３０を加熱した場合と、５０ｋＨｚの高周波の第１誘導コイル７０でプラットフォーム３０を加熱した場合とで、溶接の不良率を測定した。それぞれ１００個の亀裂９９を有する第１タービン動翼１４３を用意し、第１誘導コイル７０に供給する周波数だけ異ならせ、図３に示したフローチャートの作業を行った。

この結果、第１誘導コイル７０が５０ｋＨｚの高周波数で加熱した場合には、不良率が５％であったのに対し、１００ｋＨｚの高周波で加熱した場合には８６％であった。第１誘導コイル７０の高周波をいろいろ検討した結果、３０ｋＨｚ〜７０ｋＨｚの高周波電力が最適であった。ここで、不良品とは、蛍光浸透探傷検査によって、不良品には肉盛部５１とプラットフォーム３０（図４を参照）との境界に割れが生じていたり、肉盛塊５１ａと肉盛塊５１ｂ（図４を参照）との境界に割れが生じていたり製品である。

＜補修された肉盛部の状態＞
図９は、図３で示されたフローチャートに従って補修された第１タービン動翼１４３のプラットフォーム３０を示す。
図９（ａ）は、第２切削面４３に肉盛部５３（図４）が形成されて補修されたプラットフォーム３０の側面図である。図９（ｂ）は図９（ａ）のｂ−ｂ断面の顕微鏡写真（約１０倍）である。つまり、プラットフォーム３０のエアフォイル側面３０Ｔからダブテール側面３０Ｂまでの断面図である。

図９（ｂ）に示されるプラットフォーム３０の被溶接部は一方向凝固の構造である。一方、肉盛部５３はさまざまな大きさの結晶粒により構成された多結晶構造となっている。この一方向凝固の構造と多結晶構造との境界では、酸化物や溶接不良、結合不良による内在欠陥がなく互いに良く溶け合い結合している様子が分かる。

以上、本発明の最適な実施例について詳細に説明したが、当業者に明らかなように、本発明はその技術的範囲内において実施例に様々な変更・変形を加えて実施することができる。

例えば、亀裂はコーティング施工翼であってもコーティング未施工翼とほぼ同様な形状である。タービン動翼表面にＭＣｒＡｌＹ（ここでＭはＮｉ，Ｃｏ，Ｆｅあるいはそれらの合金を示す），アルミナイジング、クロマイジング、シリコナイジングあるいはそれらの複合処理を施した耐食コーティング施工翼および耐食コーティング上層にＹ_２Ｏ_３−ＺｒＯ_２、ＭｇＯ−ＺｒＯ_２等の遮熱コーティングを施した翼についても、コーティングを剥がした後はコーティング未施工翼と同様な手法により補修が可能である。

また、本実施形態では、ガスタービンのプラットフォームの補修について説明したが、スチームタービン、ジェットエンジン等のエネルギ機関のタービン翼についても同様に適用することが可能である。

１０ …… ガスタービンエンジン
１２ …… 圧縮機
１４ …… 上流タービン翼列（１４１…第１タービン静翼、１４３…第１タービン動翼）
１６ …… 下流タービン翼列
１８ …… 燃焼器
２０ …… 第１ローターシャフト
２１ …… ロータディスク
２２ …… 第２ローターシャフト
２３ …… 下流ロータディスク
２８ …… エアフォイル、
３０ …… プラットフォーム、（３０Ｔ…エアフォイル側面、３０Ｂ…ダブテール側面）
３２ …… シャンク
３４ …… ダブテール
４１ …… 第１切削面、
４３ …… 第２切削面
４５ …… 第３切削面、
４７ …… 第４切削面
４９ …… 第５切削面
５１ …… 肉盛部（肉盛塊５１ａ〜５３ｂ）
５３ …… 肉盛部（肉盛塊５３ａ〜５３ｄ）
５５ …… 肉盛部（肉盛塊５５ａ〜５５ｔ）
３６ …… 負側壁
３８ …… 正側壁
７０ …… 第１誘導コイル
７２ …… 第２誘導コイル
９９（９９ａ、９９ｂ、９９ｃ） …… 亀裂、貫通亀裂

Claims (11)

1. エネルギ機関に用いられるタービン翼を補修するための方法であって、
   ニッケル基合金またはコバルト基合金からなるタービン翼の表面に発生した亀裂を切削し切削面を形成する第１切削工程と、
   前記第１切削工程後に、誘導コイルを使って前記切削面を含む前記タービン翼の周囲を加熱する加熱工程と、
   前記切削面の周囲が加熱された状態で、前記円弧状の切削面を前記ニッケル基合金またはコバルト基合金に近似する溶接材料を使って溶接し、前記タービン翼の前記表面から出るように肉盛した肉盛部を形成する溶接工程と、
   前記誘導コイルによる加熱を止めて所定温度まで徐冷するとともに、前記所定温度から室温まで前記タービン翼を冷却する冷却工程と、
   前記冷却工程後に、前記肉盛部を前記タービン翼の表面と同一面になるように第２切削工程と、
   前記第２切削工程後に、前記タービン翼をγ'（ガンマプライム）相を析出する熱処理を行う熱処理工程と、
   を備えるタービン翼の補修方法。
2. 前記タービン翼は、正圧面および負圧面を含み先端から根元へ伸びるエアフォイルと、前記エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォームとを有し、
   前記亀裂が前記プラットフォームの表面に発生し前記裏面にまで達していない場合には、前記第１切削工程は、前記表面を円弧状の凹みの切削面に切削する請求項１に記載のタービン翼の補修方法。
3. 前記タービン翼は、正圧面および負圧面を含み先端から根元へ伸びるエアフォイルと、前記エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォームとを有し、
   前記亀裂が前記プラットフォームの表面から前記裏面にまで達している場合には、前記第１切削工程は、前記表面から前記裏面まで円弧状の切削面に切削する請求項１に記載のタービン翼の補修方法。
4. 前記誘導コイルは３０ｋＨｚから７０ｋＨｚの周波数の交番パルス電流を印加し、前記プラットフォームを９００℃〜９５０℃に加熱する請求項２又は請求項３に記載のタービン翼の補修方法。
5. 前記誘導コイルは前記正圧面の形状で且つ前記プラットフォームの表面と裏面とをつなぐ側面を覆う形状で形成される請求項２から請求項４のいずれか一項に記載のタービン翼の補修方法。
6. 前記誘導コイルによる加熱工程は前記タービン翼が不活性ガス中に配置された状態で行われる請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のタービン翼の補修方法。
7. 前記溶接材料は細く伸びたワイヤ形状になっており、
   前記溶接工程は、所定の間隔で順次に前記ワイヤをＴＩＧ溶接器で溶かして積層させ前記肉盛部を形成する請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のタービン翼の補修方法。
8. 前記溶接材料は粉末状になっており、
   前記溶接工程は、レーザー溶接で溶けた溶融プールに前記粉末を投射し、前記肉盛部を形成する請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のタービン翼の補修方法。
9. エネルギ機関に用いられ、先端から根元へ伸びるエアフォイルと、前記エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォームと、該プラットフォームを中心として前記エアフォイルと反対側に形成されるダブテールとを有するタービン翼であって、
   前記タービン翼は、前記エアフォイルから前記ダブテールへ一方向凝固されたニッケル基合金またはコバルト基合金と、発生した亀裂が溶接によって補修され多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金とを有する補修されたタービン翼。
10. 前記多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金は、前記プラットフォームに形成される請求項９に記載の補修されたタービン翼。
11. 前記多結晶化されたニッケル基合金またはコバルト基合金は、前記タービン翼に発生した亀裂が切削され、その切削面およびその周囲が誘導コイルを使って加熱され、前記ニッケル基合金またはコバルト基合金に近似する溶接材料で溶接によって肉盛部が形成され、前記タービン翼の表面から出た前記肉盛部が切削された後、熱処理された箇所である請求項９に記載の補修されたタービン翼。