JP3210398B2 - 動翼の補修方法 - Google Patents
動翼の補修方法Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
- B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
- B23P6/007—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only additive methods, e.g. build-up welding
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービン等の動翼の
一部が損傷したとき、その損傷部の修復に使われる補修
方法に関するものである。
一部が損傷したとき、その損傷部の修復に使われる補修
方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンは高温下で使用されるた
め、動翼、静翼などのガスと直接触れる部品が運転中に
損傷を受けることがあり、点検時にこうした損傷が見つ
かれば、その部分を修復する必要が生じる。とりわけ、
高速で回転する動翼は図４に示すように動翼１のチップ
に磨耗３、翼前縁１ａに衝撃打痕４あるいは翼後縁１ｂ
に高サイクルおよび低サイクル疲労、クリープなどに起
因するクラック５等の種々の損傷をこうむる。これらの
損傷を受けた動翼は損傷の著しく進んだものは交換する
こともあるが、それ以外は製造コストおよび納期的な問
題から損傷部だけを局部的に修復することになる。この
補修方法は図５に示すように、クラック５は削り取り
（切欠部６）、また打痕４は溶接あるいはろう付けによ
り形状を修復し（修復溶接部７）再使用されている。
め、動翼、静翼などのガスと直接触れる部品が運転中に
損傷を受けることがあり、点検時にこうした損傷が見つ
かれば、その部分を修復する必要が生じる。とりわけ、
高速で回転する動翼は図４に示すように動翼１のチップ
に磨耗３、翼前縁１ａに衝撃打痕４あるいは翼後縁１ｂ
に高サイクルおよび低サイクル疲労、クリープなどに起
因するクラック５等の種々の損傷をこうむる。これらの
損傷を受けた動翼は損傷の著しく進んだものは交換する
こともあるが、それ以外は製造コストおよび納期的な問
題から損傷部だけを局部的に修復することになる。この
補修方法は図５に示すように、クラック５は削り取り
（切欠部６）、また打痕４は溶接あるいはろう付けによ
り形状を修復し（修復溶接部７）再使用されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで、上記した損
傷部を溶接あるいはろう付けで修復する場合、以下に述
べるような問題がある。
傷部を溶接あるいはろう付けで修復する場合、以下に述
べるような問題がある。
【０００４】ガスタービンの動翼材料には高温のガスに
長時間さらされても強度の低下をきたさないクリープ強
度（耐熱強度）の高いγ´析出硬化型のＮｉ基合金が使
用されている。この材料はＡｌ、Ｔｉなどの添加により
Ｎｉ３（Ａｌ、Ｔｉ）などのγ´相を析出させ、耐熱強
度を高めているものでＩＮ７３８（Ｎｉ基耐熱合金）や
さらにγ´量の多いＭＡＲ−Ｍ２４７（Ｎｉ基耐熱合
金）などが知られている。しかしながら、これらのγ´
相形成元素を含んだ材料の溶接は溶接割れ感受性が高
く、溶接時の熱影響部に割れを生じやすい。また、溶接
時の溶加材には同様に溶接金属に割れが発生するため、
動翼母材と同一化学成分の析出硬化Ｎｉ基合金を使用す
ることができない。このため、このような動翼材料を溶
接する場合には、γ´相を形成しない固溶強化型の溶加
材を用いるのが一般的であるが、γ´相の析出強化が得
られないため溶接金属のクリープ強度は動翼母材に比べ
大幅に低くなり、こうした部分への溶接による補修方法
の適用は困難である。また、γ´量の多いＭＡＲ−Ｍ２
４７から成る動翼では溶接割れ感受性が高いため、こう
した補修方法の適用は全く考えられない。
長時間さらされても強度の低下をきたさないクリープ強
度（耐熱強度）の高いγ´析出硬化型のＮｉ基合金が使
用されている。この材料はＡｌ、Ｔｉなどの添加により
Ｎｉ３（Ａｌ、Ｔｉ）などのγ´相を析出させ、耐熱強
度を高めているものでＩＮ７３８（Ｎｉ基耐熱合金）や
さらにγ´量の多いＭＡＲ−Ｍ２４７（Ｎｉ基耐熱合
金）などが知られている。しかしながら、これらのγ´
相形成元素を含んだ材料の溶接は溶接割れ感受性が高
く、溶接時の熱影響部に割れを生じやすい。また、溶接
時の溶加材には同様に溶接金属に割れが発生するため、
動翼母材と同一化学成分の析出硬化Ｎｉ基合金を使用す
ることができない。このため、このような動翼材料を溶
接する場合には、γ´相を形成しない固溶強化型の溶加
材を用いるのが一般的であるが、γ´相の析出強化が得
られないため溶接金属のクリープ強度は動翼母材に比べ
大幅に低くなり、こうした部分への溶接による補修方法
の適用は困難である。また、γ´量の多いＭＡＲ−Ｍ２
４７から成る動翼では溶接割れ感受性が高いため、こう
した補修方法の適用は全く考えられない。
【０００５】このような溶接の困難な材料の場合、Ｎｉ
をベースとしてＣｒ、Ｓｉ等を含んだＮｉろうを用いて
真空ろう付けによる補修方法が適用される場合もある
が、ろう付け部のクリープ強度が低いこと、さらには金
属間化合物の形成による延性の低下から低サイクル疲労
強度が低くなり、溶接による補修方法と同様、適用可能
な部分が制限される。
をベースとしてＣｒ、Ｓｉ等を含んだＮｉろうを用いて
真空ろう付けによる補修方法が適用される場合もある
が、ろう付け部のクリープ強度が低いこと、さらには金
属間化合物の形成による延性の低下から低サイクル疲労
強度が低くなり、溶接による補修方法と同様、適用可能
な部分が制限される。
【０００６】一方、近年、動翼母材内部に生じたミクロ
的なクリープボイドなどの欠陥を修復する方法としてＨ
ＩＰ（熱間等方圧加圧処理）が適用されつつあるが、Ｈ
ＩＰ処理は内部欠陥には有効であるものの外部に開口し
た欠陥への適用には問題がある。すなわち、ＨＩＰ処理
を行なうには被処理物は外部と完全に気密が保たれてい
ることが必要で、外部欠陥の場合にはキャニングと称す
るカプセルにて覆い、真空封止した後、処理を行なえば
よいが、ガス圧がカプセル内全体に均一に作用するた
め、ガスタービンの動翼のように内部に冷却孔を設けて
いる場合、冷却孔を同時につぶしてしまう懸念があり、
外部欠陥への適用は行われていない。
的なクリープボイドなどの欠陥を修復する方法としてＨ
ＩＰ（熱間等方圧加圧処理）が適用されつつあるが、Ｈ
ＩＰ処理は内部欠陥には有効であるものの外部に開口し
た欠陥への適用には問題がある。すなわち、ＨＩＰ処理
を行なうには被処理物は外部と完全に気密が保たれてい
ることが必要で、外部欠陥の場合にはキャニングと称す
るカプセルにて覆い、真空封止した後、処理を行なえば
よいが、ガス圧がカプセル内全体に均一に作用するた
め、ガスタービンの動翼のように内部に冷却孔を設けて
いる場合、冷却孔を同時につぶしてしまう懸念があり、
外部欠陥への適用は行われていない。
【０００７】また、この種のＮｉ基合金に対して融点降
下元素を含んだフィラーメタルを用いて真空中で溶融
し、母材中へフィラーメタルを拡散させ、一体化する拡
散接合が近年開発されている。しかし、この処理による
継手強度はろう付けに比べて大幅に向上することができ
るものの、フィラーメタルの量が多いと、拡散が不充分
で所定の継手強度が得られない問題がある。この問題に
対してはフィラーメタルの量を最小化するか、接合時に
加圧力を与え、拡散を促進することが有効であるが、動
翼の損傷部のような局部的な修復を施す部分に均一な圧
力を及ぼすことは困難であり、拡散接合はこうした動翼
の補修方法として適用されていない。このようにガスタ
ービンの動翼の損傷部を修復する場合に動翼母材に比べ
補修部の強度が著しく低下する問題があり、新たな方法
を見出す必要がある。本発明の目的は上記のような問題
点を解消し、耐熱強度を損なわずに損傷部を修復するこ
とのできる動翼の補修方法を提供することにある。
下元素を含んだフィラーメタルを用いて真空中で溶融
し、母材中へフィラーメタルを拡散させ、一体化する拡
散接合が近年開発されている。しかし、この処理による
継手強度はろう付けに比べて大幅に向上することができ
るものの、フィラーメタルの量が多いと、拡散が不充分
で所定の継手強度が得られない問題がある。この問題に
対してはフィラーメタルの量を最小化するか、接合時に
加圧力を与え、拡散を促進することが有効であるが、動
翼の損傷部のような局部的な修復を施す部分に均一な圧
力を及ぼすことは困難であり、拡散接合はこうした動翼
の補修方法として適用されていない。このようにガスタ
ービンの動翼の損傷部を修復する場合に動翼母材に比べ
補修部の強度が著しく低下する問題があり、新たな方法
を見出す必要がある。本発明の目的は上記のような問題
点を解消し、耐熱強度を損なわずに損傷部を修復するこ
とのできる動翼の補修方法を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明はγ´相析出強化型Ｎｉ基耐熱合金から成る動
翼の前縁あるいは後縁に生じた損傷を修復するための補
修方法において、その動翼の損傷部にＮｉ基合金から成
り、動翼母材より融点の低いフィラーメタルを用いてろ
う付けを施し、この際ろう付けを真空のもとで行なって
同時に損傷部の外部との真空封止を果たし、その後該動
翼を熱間等方圧加圧処理にかけてフィラーメタルを動翼
母材に拡散接合して一体化せしめることを特徴とするも
のである。さらに、本発明の望ましい態様は上記フィラ
ーメタルにγ´相形成元素を含有させることである。
に本発明はγ´相析出強化型Ｎｉ基耐熱合金から成る動
翼の前縁あるいは後縁に生じた損傷を修復するための補
修方法において、その動翼の損傷部にＮｉ基合金から成
り、動翼母材より融点の低いフィラーメタルを用いてろ
う付けを施し、この際ろう付けを真空のもとで行なって
同時に損傷部の外部との真空封止を果たし、その後該動
翼を熱間等方圧加圧処理にかけてフィラーメタルを動翼
母材に拡散接合して一体化せしめることを特徴とするも
のである。さらに、本発明の望ましい態様は上記フィラ
ーメタルにγ´相形成元素を含有させることである。
【０００９】
【作用】本発明によれば、最初に損傷部に融点の低いフ
ィラーメタルが添加され、真空のもとで動翼母材の融点
以下の温度を保ってろう付けされる。このため、動翼母
材が溶融することはなく、溶接で補修する場合のように
割れを生ずることがなく、γ´相析出硬化材料への適用
が可能になる。
ィラーメタルが添加され、真空のもとで動翼母材の融点
以下の温度を保ってろう付けされる。このため、動翼母
材が溶融することはなく、溶接で補修する場合のように
割れを生ずることがなく、γ´相析出硬化材料への適用
が可能になる。
【００１０】さらに、溶融したフィラーメタルは毛細管
現象でクラックの奥の方まで浸透するので、クラックを
フィラーメタルで充填すると同時に、外表面は内部と遮
断され、真空中での施工であることから、内部は真空封
止された状態となる。この状態で動翼をＨＩＰ処理かけ
る。クラック内部に充填されたフィラーメタルには高温
下で圧力が作用し、局部的に拡散接合が果たされる。つ
まり、フィラーメタルの化学成分が動翼母材へ拡散し、
ＨＩＰ処理時の圧力により拡散が促進され、動翼母材と
フィラーメタルとが接合により一体化される。
現象でクラックの奥の方まで浸透するので、クラックを
フィラーメタルで充填すると同時に、外表面は内部と遮
断され、真空中での施工であることから、内部は真空封
止された状態となる。この状態で動翼をＨＩＰ処理かけ
る。クラック内部に充填されたフィラーメタルには高温
下で圧力が作用し、局部的に拡散接合が果たされる。つ
まり、フィラーメタルの化学成分が動翼母材へ拡散し、
ＨＩＰ処理時の圧力により拡散が促進され、動翼母材と
フィラーメタルとが接合により一体化される。
【００１１】このような方法によれば、クラックはＨＩ
Ｐ処理により拡散接合されるため、従来のろう付けに比
べて継手強度を向上させることができる。また、フィラ
ーメタルの化学成分としてγ´相形成元素を含有させる
ことでろう付け、ＨＩＰ処理の高温処理中にγ´相が析
出し、クラックに残留したフィラーメタルは動翼母材と
同程度のγ´量を析出させることができ、耐熱強度（ク
リープ強度）の高い補修部分を持つ動翼の提供が可能に
なる。
Ｐ処理により拡散接合されるため、従来のろう付けに比
べて継手強度を向上させることができる。また、フィラ
ーメタルの化学成分としてγ´相形成元素を含有させる
ことでろう付け、ＨＩＰ処理の高温処理中にγ´相が析
出し、クラックに残留したフィラーメタルは動翼母材と
同程度のγ´量を析出させることができ、耐熱強度（ク
リープ強度）の高い補修部分を持つ動翼の提供が可能に
なる。
【００１２】また、上記ＨＩＰ処理が真空ろう付けによ
り損傷部を局部的に真空封止した状態で施工されるた
め、キャニングのようなカプセルが不要となり動翼内部
に設けられた冷却孔をつぶすこともなく損傷部を含め均
一に加圧することができる。さらに、ＨＩＰ処理により
内部に生じていたクリープボイドなどのミクロ欠陥も同
時に修復できる利点も有する。
り損傷部を局部的に真空封止した状態で施工されるた
め、キャニングのようなカプセルが不要となり動翼内部
に設けられた冷却孔をつぶすこともなく損傷部を含め均
一に加圧することができる。さらに、ＨＩＰ処理により
内部に生じていたクリープボイドなどのミクロ欠陥も同
時に修復できる利点も有する。
【００１３】本発明による補修方法は全て動翼母材の融
点以下の固相状態でフィラーメタルと動翼母材の拡散接
合を通じて行われるため、γ´量の多いＮｉ基析出硬化
材料においても割れを生じることなく、施工することが
でき、クリープ強度の高い補修部を持つ動翼を提供でき
る。
点以下の固相状態でフィラーメタルと動翼母材の拡散接
合を通じて行われるため、γ´量の多いＮｉ基析出硬化
材料においても割れを生じることなく、施工することが
でき、クリープ強度の高い補修部を持つ動翼を提供でき
る。
【００１４】
【実施例】第１の実施例に係る補修方法は動翼の翼後縁
にあるクラックの修復の仕方を示すものである。
にあるクラックの修復の仕方を示すものである。
【００１５】図１において、（ａ）に示すように動翼１
の後縁１ｂにクラック５が口を明けている。このクラッ
ク５の大きさに見合うフィラーメタル８が用意され、こ
れをその開口部に取付ける。本実施例のフィラーメタル
８の化学成分はＮｉ−９３％、Ｃｏ−７．６％、Ｃｒ−
５．２％、Ｗ−２．７％、Ｔａ−３．６％、Ａｌ−１．
９％、Ｂでγ´相析出形成元素を含み、融点は動翼母材
よりも低い。ちなみに、補修される側の動翼１の化学成
分はＮｉ−１０％、Ｃｏ−８．５％、Ｃｒ−１０％、Ｗ
−３％、Ｔａ−５．５％、Ａｌ−１％、Ｔｉ−Ｂ耐熱鋳
造合金（ＭＡＲ−Ｍ２４７）である。
の後縁１ｂにクラック５が口を明けている。このクラッ
ク５の大きさに見合うフィラーメタル８が用意され、こ
れをその開口部に取付ける。本実施例のフィラーメタル
８の化学成分はＮｉ−９３％、Ｃｏ−７．６％、Ｃｒ−
５．２％、Ｗ−２．７％、Ｔａ−３．６％、Ａｌ−１．
９％、Ｂでγ´相析出形成元素を含み、融点は動翼母材
よりも低い。ちなみに、補修される側の動翼１の化学成
分はＮｉ−１０％、Ｃｏ−８．５％、Ｃｒ−１０％、Ｗ
−３％、Ｔａ−５．５％、Ａｌ−１％、Ｔｉ−Ｂ耐熱鋳
造合金（ＭＡＲ−Ｍ２４７）である。
【００１６】次に、（ｂ）の工程でフィラーメタル５を
ろう付けする。このろう付け工程は真空を保った容器あ
るいは炉の中に動翼１を運んでフィラーメタルを溶かす
ことで必要な処理が果たされる。本実施例の処理条件は
温度１２００℃、処理時間１０分であった。
ろう付けする。このろう付け工程は真空を保った容器あ
るいは炉の中に動翼１を運んでフィラーメタルを溶かす
ことで必要な処理が果たされる。本実施例の処理条件は
温度１２００℃、処理時間１０分であった。
【００１７】次に、（ｃ）のＨＩＰ処理でフィラーメタ
ル５を動翼母材に拡散接合する。ＨＩＰ処理は専用の処
理装置を使用して均等な圧力９を動翼１に及ぼしながら
進める。上記の工程でクラック５内にフィラーメタルが
充填されるので、ＨＩＰ処理中に高圧を使用させても動
翼１に変形等が生じない。なお、符号１０は接合補修部
を示している。本実施例の処理条件は温度１１７５℃、
不活性ガス圧力１７００kgf ／cm2 、処理時間４時間で
あった。この一連の処理を経て修復された動翼１の全体
形状を図２に示している。
ル５を動翼母材に拡散接合する。ＨＩＰ処理は専用の処
理装置を使用して均等な圧力９を動翼１に及ぼしながら
進める。上記の工程でクラック５内にフィラーメタルが
充填されるので、ＨＩＰ処理中に高圧を使用させても動
翼１に変形等が生じない。なお、符号１０は接合補修部
を示している。本実施例の処理条件は温度１１７５℃、
不活性ガス圧力１７００kgf ／cm2 、処理時間４時間で
あった。この一連の処理を経て修復された動翼１の全体
形状を図２に示している。
【００１８】この補修後の動翼１の接合補修部１０を電
子顕微鏡で観察したところ、γ´相が析出しており、耐
熱強度の向上が確認された。試験片を用いて同一程度の
γ´相の析出が得られるように処理したもので実際にク
リープラプチャー強度を試験した。この結果は動翼母材
に匹敵する値であることが判った。次に、第２の実施例
はチップの一部が磨耗で失われた場合の修復の仕方を示
すものである。
子顕微鏡で観察したところ、γ´相が析出しており、耐
熱強度の向上が確認された。試験片を用いて同一程度の
γ´相の析出が得られるように処理したもので実際にク
リープラプチャー強度を試験した。この結果は動翼母材
に匹敵する値であることが判った。次に、第２の実施例
はチップの一部が磨耗で失われた場合の修復の仕方を示
すものである。
【００１９】図３において、動翼１のチップの一部が磨
耗し、エアフォイルの寸法の減少が生じる。動翼材料と
同一成分から成る寸法の減少を補うのに充分な厚さの翼
素材片１２を用意し、これをチップの先にγ´相形成元
素を含むフィラーメタル１１を介して取付ける。本実施
例のフィラーメタル１１は上記実施例のものと同じ化学
成分から成る。この翼素材片１２の固定には治具を使用
する。次に、真空のもとでろう付けし、翼素材片１２を
チップに固着する。本実施例の処理条件は温度１２００
℃、処理時間１０分であった。
耗し、エアフォイルの寸法の減少が生じる。動翼材料と
同一成分から成る寸法の減少を補うのに充分な厚さの翼
素材片１２を用意し、これをチップの先にγ´相形成元
素を含むフィラーメタル１１を介して取付ける。本実施
例のフィラーメタル１１は上記実施例のものと同じ化学
成分から成る。この翼素材片１２の固定には治具を使用
する。次に、真空のもとでろう付けし、翼素材片１２を
チップに固着する。本実施例の処理条件は温度１２００
℃、処理時間１０分であった。
【００２０】次に、ＨＩＰ処理で翼素材片１２を動翼母
材に拡散接合する。本実施例の処理条件は温度１１７５
℃、不活性ガス圧力１７００kgf ／cm2 、処理時間４時
間であった。
材に拡散接合する。本実施例の処理条件は温度１１７５
℃、不活性ガス圧力１７００kgf ／cm2 、処理時間４時
間であった。
【００２１】上記した実施例の耐熱強度は動翼母材と同
等であることはいうまでもない。また、本実施例は損傷
程度がいかに大きくても寸法の修復を容易に果たすこと
ができる。
等であることはいうまでもない。また、本実施例は損傷
程度がいかに大きくても寸法の修復を容易に果たすこと
ができる。
【００２２】
【発明の効果】以上説明したように本発明においては溶
接割れ感受性の高いγ´相析出強化型Ｎｉ基耐熱合金か
らなる動翼が損傷を受けたときも耐熱強度を損なうこと
なく、損傷部を修復させることができ、高温のもとで運
転に供される高速回転体の強度を高く保てるという優れ
た効果を奏する。
接割れ感受性の高いγ´相析出強化型Ｎｉ基耐熱合金か
らなる動翼が損傷を受けたときも耐熱強度を損なうこと
なく、損傷部を修復させることができ、高温のもとで運
転に供される高速回転体の強度を高く保てるという優れ
た効果を奏する。
【図１】本発明に係る動翼の補修方法の工程図。
【図２】本発明の方法で製作された動翼の外形図。
【図３】本発明の他の実施例に係る動翼の外形図。
【図４】従来の動翼に生じる各種の損傷例を示す説明
図。
図。
【図５】従来の損傷部分の修復例を示す説明図。
１………動翼、 １ａ………前縁、 １ｂ………後縁、 ５………クラック、 ８，１１…フィラーメタル、 １２………翼素材片。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｄ (56)参考文献 特開 平１−258864（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−250727（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−82631（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−35655（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B23K 1/00 B23K 20/00 F01D 5/12 F01D 5/28 F02C 7/00
Claims (2)
- 【請求項１】 γ´相析出強化型Ｎｉ基耐熱合金から成
る動翼の前縁あるいは後縁に生じた損傷を修復するため
の補修方法において、その動翼の損傷部にＮｉ基合金か
ら成り、動翼母材より融点の低いフィラーメタルを用い
てろう付けを施し、この際該ろう付けを真空のもとで行
なって同時に該損傷部の外部との真空封止を果たし、そ
の後該動翼を熱間等方圧加圧処理にかけて前記フィラー
メタルを該動翼母材に拡散接合して一体化せしめること
を特徴とする動翼の補修方法。 - 【請求項２】 フィラーメタルはγ´相形成元素として
Ａｌ、Ｔｉ、Ｔａ、Ｗの少なくとも１種を含むと共に、
融点降下元素としてＢを含むＮｉ基合金から成ることを
特徴とする請求項１記載の動翼の補修方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP09139792A JP3210398B2 (ja) | 1992-04-13 | 1992-04-13 | 動翼の補修方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP09139792A JP3210398B2 (ja) | 1992-04-13 | 1992-04-13 | 動翼の補修方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05285675A JPH05285675A (ja) | 1993-11-02 |
| JP3210398B2 true JP3210398B2 (ja) | 2001-09-17 |
Family
ID=14025252
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP09139792A Expired - Fee Related JP3210398B2 (ja) | 1992-04-13 | 1992-04-13 | 動翼の補修方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3210398B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101306449B1 (ko) | 2012-06-25 | 2013-09-09 | 조규송 | 폐비닐 고형연료 제조장치 보수방법 |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6302318B1 (en) * | 1999-06-29 | 2001-10-16 | General Electric Company | Method of providing wear-resistant coatings, and related articles |
| JP4622051B2 (ja) * | 2000-06-20 | 2011-02-02 | 株式会社Ｉｈｉ | 翼修復用治具 |
| JP5341457B2 (ja) * | 2008-01-15 | 2013-11-13 | 株式会社東芝 | 高温部品の欠陥補修方法及び高温部品 |
| JP5439196B2 (ja) * | 2010-01-13 | 2014-03-12 | 株式会社東芝 | ガスタービンの高温部品の損傷補修方法 |
-
1992
- 1992-04-13 JP JP09139792A patent/JP3210398B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101306449B1 (ko) | 2012-06-25 | 2013-09-09 | 조규송 | 폐비닐 고형연료 제조장치 보수방법 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH05285675A (ja) | 1993-11-02 |
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