KR20220100044A - 날개의 보수 방법, 날개, 및 가스 터빈 - Google Patents

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오사무 우에다
히로시 무라이
료지 후시노
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미츠비시 파워 가부시키가이샤
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Abstract

제1 용접재를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 노치부를 구성하고, 또한 익체 측에 위치하는 제1 영역을 제1 용접재로 매립하는 제1 용접 공정과, 제1 용접 공정 후에, 제2 용접재를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 노치부를 구성하며, 또한 플랫폼의 단면 측에 위치하는 제2 영역을 제2 용접재로 매립하는 제2 용접 공정을 갖고, 제2 용접재의 고온 강도는, 제1 용접재의 고온 강도보다 높으며, 제1 용접재의 용접성은, 제2 용접재의 용접성보다 높고, 제2 영역은, 플랫폼의 단면으로부터 익체를 향하여 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위의 영역이다.

Description

날개의 보수 방법, 날개, 및 가스 터빈
본 개시는, 날개의 보수 방법, 날개, 및 가스 터빈에 관한 것이다.
본원은, 2019년 12월 23일에 출원된 일본 특허출원 2019-231773호에 대하여 우선권을 주장하며, 그 내용을 여기에 원용한다.
가스 터빈은, 고온 부품인 동익(動翼) 및 정익(靜翼)을 갖는다. 동익 및 정익은, 고온의 연소 가스 분위기에 노출되기 때문에 재질 열화가 발생한다. 이 때문에, 동익을 구성하는 플랫폼이나 정익을 구성하는 플랫폼의 외주부에 균열이 발생하는 경우가 있다.
특허문헌 1에는, 균열이 발생한 기재(基材)의 피보수부에 브레이징 보수 재료를 충전하여 확산 열처리를 실시함으로써, 브레이징 보수 재료를 피보수부에 일체로 접합하여 피보수부를 보수하는 것이 개시되어 있다.
일본 공개특허공보 2009-285664호
그러나, 브레이징 보수를 행한 경우, 브레이징재(材)의 강도가 낮기 때문에, 보수해도 강도가 부족하기 때문에, 또 균열이 발생해 버린다는 가능성이 있다.
따라서, 본 개시는, 운전 시에 있어서의 플랫폼의 단면(端面)에서의 균열의 발생을 억제 가능하고, 또한 용접 작업 시에 있어서의 균열의 발생을 억제하는 것이 가능한 날개의 보수 방법, 날개, 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 과제를 해결하기 위하여, 본 개시에 관한 날개의 보수 방법은, 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로 내에 배치되어 날개형을 이루는 익체(翼體), 및 상기 익체의 날개 높이 방향의 단(端)에 마련되고, 상기 날개 높이 방향에 대하여 수직인 방향을 포함하는 날개 폭 방향으로 확대되며, 상기 연소 가스 유로의 가장자리의 일부를 구획하는 플랫폼을 갖는 날개에 대하여, 상기 플랫폼의 상기 날개 폭 방향에 있어서의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 형성된 균열을 보수하는 날개의 보수 방법으로서, 보수 전의 상기 플랫폼 중, 상기 균열을 포함하는 균열 함유 영역을 제거함으로써, 상기 플랫폼의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 오목하게 파임과 함께, 상기 익체 측에 위치하는 제1 영역, 및 상기 제1 영역보다 상기 플랫폼의 단면 측에 위치하는 제2 영역을 포함하는 노치부를 형성하는 노치부 형성 공정과, 제1 용접재를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 상기 제1 영역을 상기 제1 용접재로 매립하는 제1 용접 공정과, 상기 제1 용접 공정 후에, 제2 용접재를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 상기 제2 영역을 상기 제2 용접재로 매립하는 제2 용접 공정을 갖고, 상기 제2 용접재의 고온 강도는, 상기 제1 용접재의 고온 강도보다 높으며, 상기 제1 용접재의 용접성은, 상기 제2 용접재의 용접성보다 높고, 상기 제2 영역은, 상기 플랫폼의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위의 영역이다.
본 개시에 의하면, 보수된 부분에 재차 균열이 발생하는 것을 억제할 수 있다.
도 1은 본 개시의 제1 실시형태에 관한 가스 터빈의 모식적인 단면도이다.
도 2는 도 1에 나타내는 보수된 터빈 동익의 사시도이다.
도 3은 도 2에 나타내는 보수된 터빈 동익을 A1-A2선으로 절단한 단면도이다.
도 4는 도 2에 나타내는 플랫폼 중, 영역 B로 둘러싸인 부분을 확대한 상면도이다.
도 5는 도 4에 나타내는 노치부로부터 제1 및 제2 용접부를 제거한 상태를 나타내는 상면도이다.
도 6은 도 4에 나타내는 구조체를 C1-C2선으로 절단한 단면도이다.
도 7은 본 개시의 제1 실시형태에 관한 날개(터빈 동익)의 보수 방법을 실시할지 아닐지를 판정하는 처리를 설명하기 위한 플로 차트이다.
도 8은 플랫폼 중, 균열이 발생한 부분을 확대한 상면도이다.
도 9는 본 개시의 제1 실시형태에 관한 날개(터빈 동익)의 보수 방법을 설명하기 위한 플로 차트이다.
도 10은 도 8에 나타내는 플랫폼을 구성하는 차열(遮熱) 코팅층이 제거된 상태를 모식적으로 나타내는 상면도이다.
도 11은 도 10에 나타내는 플랫폼에 노치부를 형성한 상태를 모식적으로 나타내는 상면도이다.
도 12는 도 11에 나타내는 노치부의 선단(先端)을 하측으로 하여, 노치부의 제1 영역에 제1 용접재를 덧댐 용접한 상태를 모식적으로 나타내는 도이다.
도 13은 도 12에 나타내는 구조체를 F1-F2선으로 절단한 단면도이다.
도 14는 도 11에 나타내는 노치부의 제2 영역에 제2 용접재를 덧댐 용접한 상태를 모식적으로 나타내는 도이다.
도 15는 도 14에 나타내는 구조체를 G1-G2선으로 절단한 단면도이다.
도 16은 마무리 처리 후의 플랫폼의 제1 영역의 단면도이다.
도 17은 마무리 처리 후의 플랫폼의 제2 영역의 단면도이다.
[제1 실시형태]
도 1을 참조하여, 제1 실시형태에 관한 가스 터빈(10)에 대하여 설명한다. 도 1에서는, 설명의 편의상, 가스 터빈(10)의 구성 요소가 아닌 발전기(15)도 도시한다.
도 1에 있어서, Ar은 로터(30)의 축선(이하, "축선(Ar)"이라고 한다), Dc는 로터(30)의 둘레 방향(이하, "둘레 방향(Dc)"이라고 한다), Dr은 로터(30)의 직경 방향(이하, "직경 방향(Dr)"), Dri는 직경 방향(Dr) 중 축선(Ar)에 가까워지는 직경 방향 내측(이하, "직경 방향 내측(Dri)"이라고 한다), Dro는 직경 방향 내측(Dri)의 반대 방향이고, 축선(Ar)으로부터 멀어지는 직경 방향 외측(이하, "직경 방향 외측(Dro)"이라고 한다)을 각각 나타내고 있다.
축선(Ar)은, 터빈 로터(31)의 축선이기도 하다. 또, 도 1에 나타내는 화살표는, 가스가 흐르는 방향을 나타내고 있다.
또한, 제1 실시형태에서는, 일례로서, 복수의 터빈 동익(37) 중에, 보수된 터빈 동익(37B)이 포함되는 경우를 예로 들어 이하의 설명을 행한다.
이 터빈 동익(37B)은, 복측(腹側)의 플랫폼(47)에 발생한 균열(69)이 보수되어 있다. 이 균열(69)의 주된 원인은, 가스 터빈(10)의 기동·운전·정지 시에 발생하는 열응력의 반복에 의한 열피로이다.
(가스 터빈의 전체 구성)
가스 터빈(10)은, 압축기(11)와, 연소기(12)와, 터빈(13)을 갖는다.
압축기(11)는, 압축기 로터(21)와, 복수의 압축기 동익단(23)과, 압축기 케이싱(24)과, 복수의 압축기 정익단(25)을 갖는다.
압축기 로터(21)는, 원통 형상으로 된 회전체이다. 압축기 로터(21)는, 외주면(21a)을 갖는다. 압축기 로터(21)는, 터빈(13)을 구성하는 터빈 로터(31)와 연결되어 있다. 압축기 로터(21)는, 터빈 로터(31)와 함께, 로터(30)를 구성하고 있다. 압축기 로터(21)는, 축선(Ar) 둘레로 회전한다.
복수의 압축기 동익단(23)은, 축선(Ar) 방향으로 간격을 둔 상태에서, 압축기 로터(21)의 외주면(21a)에 배열되어 있다. 압축기 동익단(23)은, 압축기 로터(21)의 외주면(21a)의 둘레 방향(Dc)으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 동익(27)을 갖는다. 복수의 압축기 동익(27)은, 압축기 로터(21)와 함께 회전한다.
압축기 케이싱(24)은, 복수의 압축기 동익(27)의 선단부와의 사이에 간극을 개재시킨 상태에서, 압축기 로터(21) 및 복수의 압축기 동익단(23)을 수용하고 있다.
압축기 케이싱(24)은, 축선(Ar)을 중심축으로 하는 통 형상의 부재이다. 압축기 케이싱(24)은, 내주면(24a)을 갖는다.
복수의 압축기 정익단(25)은, 축선(Ar) 방향으로 간격을 둔 상태에서, 압축기 케이싱(24)의 내주면(24a)에 배열되어 있다. 복수의 압축기 정익단(25)은, 축선(Ar) 방향에서 보아, 압축기 동익단(23)과 압축기 정익단(25)이 번갈아 배치되도록 배열되어 있다.
압축기 정익단(25)은, 압축기 케이싱(24)의 내주면(24a)의 둘레 방향(Dc)으로 간격을 두고 배열된 복수의 압축기 정익(28)을 갖는다.
상기 구성으로 된 압축기(11)는, 연소용 공기를 흡입하여 압축 공기를 생성한다. 압축기(11)에 의하여 생성된 압축 공기는, 연소기(12) 내로 흘러든다.
연소기(12)는, 압축기(11)와 터빈(13)의 사이에 마련되어 있다. 연소기(12)는, 압축기(11)에서 생성된 압축 공기에 연료를 분사시킴으로써, 연소 가스를 생성한다. 연소기(12)에 의하여 생성된 고온의 연소 가스는, 터빈(13) 내에 도입되어, 터빈(13)을 구동시킨다.
터빈(13)은, 터빈 로터(31)와, 복수의 터빈 동익단(33)과, 터빈 케이싱(34)과, 복수의 터빈 정익단(35)을 갖는다.
터빈 로터(31)는, 원통 형상으로 된 회전체이다. 터빈 로터(31)는, 외주면(31a)을 갖는다. 터빈 로터(31)는, 축선(Ar) 둘레로 회전한다.
복수의 터빈 동익단(33)은, 축선(Ar) 방향으로 간격을 둔 상태에서, 터빈 로터(31)의 외주면(31a)에 배열되어 있다. 터빈 동익단(33)은, 터빈 로터(31)의 외주면(31a)의 둘레 방향(Dc)으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 동익(37)을 갖는다. 복수의 터빈 동익(37)은, 터빈 로터(31)와 함께 회전한다.
복수의 터빈 동익(37)에는, 보수되어 있지 않은 터빈 동익(37A)과, 균열(69)이 발생한 부분이 보수된 터빈 동익(37B)이 포함되어 있다.
또한, 보수된 터빈 동익(37B)의 구체적인 구성에 대해서는, 도 2~도 6을 참조하여 후술한다.
터빈 케이싱(34)은, 복수의 터빈 동익(37)의 선단부와의 사이에 간극을 개재시킨 상태에서, 터빈 로터(31) 및 복수의 터빈 동익단(33)을 수용하고 있다.
터빈 케이싱(34)은, 축선(Ar)을 중심축으로 하는 통 형상의 부재이다. 터빈 케이싱(34)은, 내주면(34a)을 갖는다.
터빈 케이싱(34)과 터빈 로터(31)의 사이이며, 축선(Ar) 방향으로 터빈 동익(37) 및 터빈 정익(38)이 배치된 환상(環狀) 공간은, 연소기(12)에 의하여 생성된 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로(41)로서 기능한다.
복수의 터빈 정익단(35)은, 축선(Ar) 방향으로 간격을 둔 상태에서, 터빈 케이싱(34)의 내주면(34a)에 배열되어 있다. 복수의 터빈 정익단(35)은, 축선(Ar) 방향에서 보아, 터빈 동익단(33)과 터빈 정익단(35)이 번갈아 배치되도록 배열되어 있다.
터빈 정익단(35)은, 터빈 케이싱(34)의 내주면(34a)의 둘레 방향(Dc)으로 간격을 두고 배열된 복수의 터빈 정익(38)을 갖는다.
(보수된 터빈 동익의 전체 구성)
도 2~도 6을 참조하여, 보수된 터빈 동익(37B)(날개)의 구성에 대하여 설명한다. 도 2에 있어서, Dwh는 익체(45)의 높이 방향(이하, "날개 높이 방향(Dwh)"이라고 한다), Dwp는 날개 높이 방향(Dwh)에 수직인 성분을 포함하는 날개 폭 방향(이하, "날개 폭 방향(Dwp)"이라고 한다)을 각각 나타내고 있다. 도 5에서는, 설명의 편의상, 노치부(63)를 형성함으로써 플랫폼 본체(62)로부터 제거한 균열(69)을 점선으로 도시한다.
도 2에 있어서, 도 1에 나타내는 구조체와 동일 구성 부분에는 동일 부호를 붙인다. 또, 도 2~도 6에 있어서, 동일 구성 부분에는, 동일 부호를 붙인다.
터빈 동익(37B)은, 익체(45)와, 보수된 플랫폼(47)과, 필렛부(48)와, 축 장착부(49)를 갖는다.
(익체의 구성)
익체(45)는, 날개형으로 되어 있고, 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로(41)(도 1 참조) 내에 배치되어 있다.
익체(45)는, 전연(前緣)(45A)과, 후연(後緣)(45B)과, 압력면 측 익벽(翼壁)(51)과, 부압면 측 익벽(52)과, 천판(天板)(54)과, 냉매 유로(도시하지 않음)를 갖는다.
압력면 측 익벽(51) 및 부압면 측 익벽(52)은, 플랫폼(47)의 가스 패스면(47a)으로부터 직경 방향(Dr)(날개 높이 방향(Dwh))으로 뻗어 나와 있다. 압력면 측 익벽(51) 및 부압면 측 익벽(52)은, 각각 만곡된 형상으로 되어 있다. 압력면 측 익벽(51) 및 부압면 측 익벽(52)은, 전연(45A) 및 후연(45B)으로 서로 접속되어 있다.
압력면 측 익벽(51)은, 압력면 측 익벽(51)의 외면이 되는 압력면(51a)을 갖는다. 부압면 측 익벽(52)은, 부압면 측 익벽(52)의 외주면이 되는 부압면(52a)을 갖는다.
천판(54)은, 판상의 부재이며, 압력면 측 익벽(51) 및 부압면 측 익벽(52)의 단부(端部)(구체적으로는, 기단부(基端部) 및 선단부) 중, 직경 방향 외측(Dro)에 배치된 선단부에 마련되어 있다.
냉매 유로(도시하지 않음)는, 익체(45)의 내측에 형성되어 있다. 냉매 유로(도시하지 않음)에는, 고온 분위기하에 배치되는 익체(45)를 냉각하기 위한 냉각 매체가 흐르고 있다.
상기 구성으로 된 익체(45)는, 익체(45)의 형상을 이루는 금속제 기재(57)와, 금속제 기재(57)의 표면에 형성된 차열 코팅층(58)(Thermal Barrier Coating층(TBC층))을 포함한 구성으로 되어 있다.
금속제 기재(57)는, 내열성이 우수한 금속 재료로 구성되어 있다. 금속제 기재(57)에 이용되는 금속 재료로서는, 예를 들면, Ni기 초합금을 이용하는 것이 가능하다.
차열 코팅층(58)은, 고온의 연소 가스로부터 금속제 기재(57)를 보호하는 기능을 갖는다.
(보수된 플랫폼의 전체 구성)
플랫폼(47)은, 익체(45)의 날개 높이 방향(Dwh)의 기단에 마련되어 있다. 플랫폼(47)은, 익체(45)의 기단이 배치되는 가스 패스면(47a)을 갖는다. 플랫폼(47)은, 도 1에 나타내는 연소 가스 유로(41)의 가장자리의 일부를 구획하고 있다.
플랫폼(47)은, 플랫폼 본체(62)와, 노치부(63)와, 제1 용접부(65)와, 제2 용접부(66)와, 차열 코팅층(58)을 갖는다.
(플랫폼 본체의 구성)
플랫폼 본체(62)는, 날개 높이 방향(Dwh)에 대하여 수직인 방향을 포함하는 날개 폭 방향(Dwp)으로 확대되어 있다. 플랫폼 본체(62)는, 날개 폭 방향(Dwp)에 있어서 압력면(51a) 측에 배치된 단면(62a)과, 익체(45) 측에 배치된 일면(62b)과, 일면(62b)의 반대 측(축 장착부(49) 측)에 배치된 타면(62c)을 갖는다.
플랫폼(47)에 발생하는 균열(69)은, 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하는 방향으로 형성된다. 또, 균열(69)은, 플랫폼 본체(62)의 단면(62a)의 특정 위치에 반복하여 발생하기 쉽다.
상기 구성으로 된 플랫폼 본체(62)는, 플랫폼(47)의 형상을 이루는 금속제 기재(57)에 의하여 구성되어 있다.
(노치부의 구성)
노치부(63)는, 플랫폼 본체(62) 중, 균열(69)이 발생한 균열 함유 영역(P)을 제거함으로써, 플랫폼 본체(62)에 형성되어 있다. 노치부(63)는, 플랫폼 본체(62)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 오목하게 파이도록 형성되어 있다.
노치부(63)는, 플랫폼 본체(62)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 오목하게 파여 있고, 제1 영역(71)과, 제2 영역(72)을 갖는다.
제1 영역(71)은, 노치부(63) 중, 익체(45) 측에 배치된 영역이다.
제1 영역(71)은, 관통부(74)와, 비관통부(75)를 갖는다. 관통부(74)는, 가스 패스면(47a)을 구성하는 플랫폼 본체(62) 중, 균열(69)이 형성된 영역을 플랫폼 본체(62)의 두께 방향(날개 높이 방향(Dwh))으로 관통시킴으로써 형성된 공간이다.
비관통부(75)는, 플랫폼 본체(62) 중, 익체(45) 측에 위치하는 부분을 절삭하고, 축 장착부(49) 측에 위치하는 부분을 남김으로써 형성된 공간이다. 비관통부(75)는, 관통부(74)와 일체로 구성되어 있다.
제2 영역(72)은, 제1 영역(71)보다 플랫폼 본체(62)의 단면(62a) 측에 배치되어 있다. 제2 영역(72)은, 제1 영역(71)과 일체로 구성되어 있다.
단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하는 방향에 있어서의 제2 영역(72)의 길이 L2는, 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하는 방향에 있어서의 제1 영역(71)의 길이 L1과 비교하여 상당히 짧아지도록 구성되어 있다.
(제1 및 제2 용접부의 구성)
제1 용접부(65)는, 제1 영역(71)을 매립하도록 배치되어 있다. 제1 용접부(65)는, 일면(65a)과, 타면(65b)을 갖는다.
일면(65a)은, 익체(45) 측에 배치되어 있으며, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b)에 대하여 단차가 없는 한 면이 되도록 구성되어 있다. 타면(65b)은, 일면(65a)의 반대 측(축 장착부(49) 측)에 배치되어 있으며, 플랫폼 본체(62)의 타면에 대하여 단차가 없는 한 면이 되도록 구성되어 있다.
제1 용접부(65)는, 제1 영역(71)을 덧댐 용접할 때에 사용하는 제1 용접재(81)로 구성되어 있다.
제2 용접부(66)는, 제2 영역(72)을 매립하도록 배치되어 있다. 제2 용접부(66)는, 제2 영역(72)을 덧댐 용접할 때에 사용하는 제2 용접재(82)로 구성되어 있다. 즉, 노치부(63)는, 제1 및 제2 용접부(65, 66)에 의하여 충전되어 있다.　제2 용접부(66)는, 일면(66a)과, 타면(66b)과, 일방의 단면(66c)과, 타방의 단면(66d)을 갖는다.
일면(66a)은, 익체(45) 측에 배치되어 있으며, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b)에 대하여 단차가 없는 한 면이 되도록 구성되어 있다. 타면(66b)은, 일면(66a)의 반대 측(축 장착부(49) 측)에 배치되어 있으며, 플랫폼 본체(62)의 타면(62c)에 대하여 단차가 없는 한 면이 되도록 구성되어 있다.
일방의 단면(66c)은, 플랫폼 본체(62)의 단면(62a) 측에 배치되어 있다. 일방의 단면(66c)은, 플랫폼 본체(62)의 단면(62a)에 대하여 단차가 없는 한 면이 되도록 구성되어 있다.
타방의 단면(66d)은, 일방의 단면(66c)의 반대 측(익체(45) 측)에 배치되어 있다. 타방의 단면(66d)은, 제1 용접부(65)와 접촉하고 있다.
상술한 일방의 단면(66c) 및 타방의 단면(66d)은, 날개 폭 방향(Dwp)으로 배치되어 있다.
플랫폼 본체(62)의 단면(62a) 측에 배치된 제2 용접부(66)의 일방의 단면(66c)을 기준으로 했을 때, 제2 용접부(66)의 일방의 단면(66c)으로부터 익체(45)를 향하는 방향에 있어서의 제2 용접부(66)의 두께 M1은, 앞서 설명한 제2 영역(72)의 길이 L2의 값과 동일하다.
제2 용접부(66)의 두께 M1은, 1.0mm 이상 3.0mm 이하로 되어 있다. 제2 용접부(66)의 두께 M1은, 1.5mm 이상 2.5mm 이하가 바람직하며, 1.5mm 이상이고 2.0mm 이하가 보다 바람직하다.
노치부(63)에 제1 및 제2 용접부(65, 66)가 배치된 부분이, 플랫폼(47)의 보수 부분(이하, 간단히 "보수 부분"이라고 한다)이다.
(제1 및 제2 용접재의 구성)
제1 용접재(81)의 재료로서는, 제2 용접재(82)의 용접성보다 높은 용접성을 갖는 재료를 이용한다.
제2 용접재(82)의 재료로서는, 제1 용접재(81)의 고온 강도보다 높은 고온 강도를 갖는 재료를 이용한다.
구체적으로는, 제1 용접재(81)의 재료로서는, 예를 들면, Ni-Cr-Fe계의 니켈 합금인 인코넬 625(조성/Ni: 61.0질량%, Cr: 22.0질량%, Mo: 9.0질량%, Fe: 5.0질량%)를 이용하는 것이 가능하다.
제1 용접재(81)의 재료로서 인코넬 625를 이용하는 경우, 제2 용접재(82)의 재료로서는, 예를 들면, 인코넬 625보다 고온 강도가 높은 재료인 MGA1400(보통 주조 합금), No. 14, MGA2400(보통 주조 합금) 등을 이용하는 것이 가능하다.
이 3종의 재료 중, MGA1400의 고온 강도가 가장 높고, MGA2400의 고온 강도가 가장 낮다. No. 14의 고온 강도는, MGA1400의 고온 강도보다 낮고, MGA2400의 고온 강도보다 높다.
MGA1400의 조성은, Cr: 12.0~14.3질량%, Co: 8.5~11.0질량%, Mo: 1.0~3.5질량%, W: 3.5~6.2질량%, Ta: 3.0~5.5질량%, Al: 3.5~4.5질량%, Ti: 2.0~3.2질량%, C: 0.04~ 0.12질량%, B: 0.005~0.05질량%, Zr: 0.001~5ppm, 잔부: Ni 및 불가피적 불순물로 되어 있다.
No. 14의 조성은, C: 0.13질량% 초과 0.30질량% 이하, Cr: 15.7질량% 이상 16.3질량% 이하, Co: 8.00질량% 이상 9.00질량% 이하, Ta: 1.50질량% 이상 2.00질량% 이하, Mo와 W 중 적어도 어느 하나: 1.5질량% 이상 5.0질량% 이하, Ti: 1.70질량% 이상 3.20질량% 미만, Al: 1.70질량% 이상 3.20질량% 미만, 잔부: Ni로 되어 있다.
MGA2400의 조성은, C: 0.05~0.25질량%, Cr: 10~20질량%, Co: 15~25질량%, W 및 Mo: W+1/2Mo의 값이 0.5~10질량%인 양의 3.5질량%까지의 Mo 및 0.5~10질량%까지의 W의 1종 또는 2종, Ti: 1.0~5.0질량%, Al: 1.0~4.0질량%, Ta: 0.5~4.5질량%, Nb: 0.2~3.0질량%, Zr: 0.005~0.10질량%, B: 0.001~0.01질량%, 잔부: Ni 및 불가피적 불순물 원소로 이루어지고, 예를 들면, (Al+Ti)양을 약 5.5질량%, (W+1/2Mo)양을 약 6.0질량%로 하는 것이 가능하다.
차열 코팅층(58)은, 보수 후의 일면(62b), 제1 용접부(65)의 일면(65a), 제2 용접부(66)의 일면(66a), 및 제2 용접부(66)의 일방의 단면(66c) 중, 익체(45) 측에 위치하는 부분을 덮도록 형성되어 있다.
차열 코팅층(58)은, 고온의 연소 가스로부터 플랫폼 본체(62), 및 플랫폼 본체(62)의 보수된 부분을 보호하는 기능을 갖는다.
필렛부(48)는, 익체(45)와 플랫폼(47)의 접속 부분이며, 연소 가스가 흐르는 표면(48a)을 갖는다.
표면(48a)은, 연소 가스 유로(41)(도 1 참조)의 가장자리의 일부를 구획하는 플랫폼(47)의 가스 패스면(47a)이 점차 익체(45)의 익면(翼面)(도 3의 경우, 압력면(51a))이 되는 것 같은 곡면으로 되어 있다.
필렛부(48)는, 날개 폭 방향(Dwp)으로 배치된 시단(始端)(48S) 및 종단(終端)(48E)을 갖는다.
시단(48S)은, 플랫폼(47) 측에 배치된 단이다. 종단(48E)은, 익체(45) 측에 배치된 단이다.
필렛부(48)는, 제1 용접부(65)를 형성할 때의 덧댐 용접 시에 형성된 열영향부(48A)(HAZ; Heat-Affected Zone)를 갖는다. 열영향부(48A)는, 필렛부(48)의 종단(48E)보다 플랫폼 본체(62)의 단면(62a) 측에 배치되어 있다.
날개 폭 방향(Dwp)에 있어서의 열영향부(48A)의 폭인 열영향폭 W1은, 예를 들면, 3mm로 하는 것이 가능하다.
축 장착부(49)는, 섕크(85)와, 익근(翼根)(86)을 갖는다.
섕크(85)는, 플랫폼(47)의 익체(45)가 마련된 측과는 반대 측에 마련되어 있다. 섕크(85)는, 플랫폼(47)으로부터 멀어지도록, 날개 높이 방향(Dwh)으로 뻗어 있다.
익근(86)은, 섕크(85)의 직경 방향 내측(Dri)에 위치하는 단부에 마련되어 있다. 익근(86)은, 섕크(85)로부터 멀어지도록, 날개 높이 방향(Dwh)으로 뻗어 있다. 익근(86)은, 단면 형상이 크리스마스 트리 형상으로 되어 있다. 익근(86)은, 터빈 로터(31)(도 1 참조)에 형성된 익근홈(도시하지 않음)에 끼워 맞춰진다.
(제1 실시형태의 날개(터빈 동익)의 작용 효과)
상술한 바와 같이, 노치부(63) 중, 익체(45)에 가까운 측에 위치하는 제1 영역(71)을 제2 용접재(82)보다 용접성이 높은 제1 용접재(81)로 구성함으로써, 용접 작업에 의한 균열(69)의 발생을 억제할 수 있다. 즉, 용접 작업 후에 잔류 응력에 의하여 발생하는 균열(69)의 발생을 억제할 수 있다.
플랫폼(47)에 형성되는 균열(69)은, 먼저 플랫폼(47)의 단면(62a)에 형성되고, 그 후, 플랫폼(47) 내로 확대된다.
따라서, 노치부(63) 중, 제1 영역(71)보다 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 위치하는 제2 영역(72)에, 제1 용접재(81)의 고온 강도보다 높은 고온 강도를 갖는 제2 용접재(82)로 이루어지는 제2 용접부(66)를 배치시킴으로써, 가스 터빈(10)의 운전 시에 있어서, 제2 용접부(66)에 균열(69)이 발생하는 것을 억제할 수 있다.
이로써, 보수 부분(노치부(63)에 제1 및 제2 용접부(65, 66)가 배치된 부분)에, 운전 시에 있어서 균열(69)이 발생하는 것을 억제할 수 있다.
일반적으로 용접재의 특성으로서, 재질 강도와 용접성에는 상반성이 있으며, 특히 고온 강도가 요구되는 경우 현저해진다.
즉, 크리프나 고온 LCF 강도가 높은 용접재는 용접성이 뒤떨어져 용접 후에 균열이 발생하기 쉽다.
한편, 용접성이 양호한 재료는, 이들 고온 강도가 상대적으로 약간 낮아져 용접 후에 균열이 발생하기 어렵다.
또, 제2 용접재(82)와 같은 용접성이 낮은 난용접 재료는, 용접 시의 가열량을 많게 할 필요가 있으며, 그 때문에 모재(母材)는 용접 시의 열영향을 받기 쉬워져, 열 용접 영향부(HAZ)에서의 균열이 발생하기 쉬워진다.
또, 제2 용접부(66)의 일방의 단면(66c)으로부터 익체(45)를 향하는 방향에 있어서의 제2 용접부(66)의 두께 M1을 1.0mm 미만으로 하면, 일방의 단면(66c)으로부터 익체(45)를 향하는 방향의 제2 용접부(66)의 두께 M1이 과도하게 얇아지기 때문에, 제2 용접부(66)에 있어서의 운전 시의 균열(69)의 발생을 억제하는 것이 곤란해져 버린다.
또, 제2 용접재(82)는, 제1 용접재(81)에 비하여, 열피로에 대한 강도는 높은 점에서, 구조 설계적으로는, 운전 시에 플랫폼(47) 단부에 발생하는 열응력의 반복에 대하여 충분한 강도를 확보하기 위하여, 제2 용접재(82)로 이루어지는 제2 용접부(66)의 두께 M1을 크게 하는 편이 바람직하다.
그러나, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 3.0mm보다 크게 하면, 용접 후에 보수 부분에 용접 작업에 의한 균열(69)(도시하지 않음)이 생기기 쉬워지는 부분이 그만큼 증가함과 함께, 모재에 대한 열영향부(48A)도 커지는 점에서, 보수 후에 발생하는 용접 균열에 대해서는 바람직하지 않다.
따라서, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위 내로 설정함으로써, 운전 시의 단면(62a)에서의 균열(69)이 발생하기 어려워, 용접 작업에 의한 균열(69)(도시하지 않음)이 적은 보수 부분으로 할 수 있다.
또, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 1.5mm 이상 2.5mm 이하의 범위 내로 설정함으로써, 보수 부분에 용접 작업에 의한 균열(69)(도시하지 않음)이 발생하는 것을 더 억제할 수 있다.
또, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 1.5mm 이상 2.0mm 이하의 범위 내로 설정함으로써, 보수 부분에 용접 작업에 의한 균열(69)(도시하지 않음)이 발생하는 것을 더 억제할 수 있다.
또한, 제1 영역(71)이 플랫폼 본체(62)를 관통하지 않는 비관통부(75)를 가짐으로써, 제1 용접재(81)를 이용하여 제1 영역(71)을 덧댐 용접할 때, 비관통부(75)를 용융한 제1 용접재(81)를 지지하는 지지부로서 기능시키는 것이 가능해진다. 이로써, 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접을 용이하게 행할 수 있다.
또, 필렛부(48)의 종단(48E)보다 플랫폼(47)의 일방의 단면(66c) 측에 열영향부(48A)를 배치시킴으로써, 열영향부(48A)가 익체(45)에 형성되는 것을 억제할 수 있다. 이로써, 열영향부(48A)에 기인하는 익체(45)의 성능 저하를 억제할 수 있다.
또한, 제1 실시형태에서는, 일례로서, 날개의 하나인 터빈 동익(37B)을 구성하는 플랫폼(47)을 보수한 경우를 예로 들어 설명했지만, 예를 들면, 터빈 정익(38)을 구성하는 슈라우드(동익의 플랫폼(47)에 상당하는 도시하고 있지 않은 구성)에 균열(69)이 발생했을 때에, 슈라우드에 노치부(63)를 형성하고, 노치부(63)에 제1 및 제2 용접부(65, 66)를 배치시켜도 된다.
다음으로, 도 3, 도 7, 및 도 8을 참조하여, 균열(69)이 발생한 터빈 동익(37B)의 보수를 실시할지 아닐지의 판정에 대하여 설명한다. 도 8에 있어서, 도 2 및 도 3에 나타내는 구조체와 동일 구성 부분에는 동일 부호를 붙인다.
도 7에 나타내는 처리가 개시되면, S1에서는, 도 8에 나타내는 바와 같이, 익체(45)에 가장 가까운 균열(69)의 선단(69A)부터 필렛부(48)의 종단(48E)까지의 거리 N1을 계측한다.
이어서, S2에서는, 거리 N1이 열영향부(48A)의 열영향폭 W1보다 큰지 아닌지의 판정이 행해진다.
S2에 있어서, 거리 N1이 열영향부(48A)의 열영향폭 W1보다 크다(익체(45)에 열영향부(48A)가 형성되지 않는다)고 판정(Yes로 판정)되면, 처리는 S3으로 진행되어 보수 처리가 행해진다.
한편, 거리 N1이 열영향부(48A)의 열영향폭 W1보다 작다(익체(45)에 열영향부(48A)가 형성되어 버린다)고 판정(No로 판정)되면, 처리는 S4로 진행된다.
S4에서는, 균열(69)이 발생한 터빈 동익(37B)(날개)을 폐기 처리한다.
(플랫폼을 보수할지 아닐지의 판정을 행하는 효과)
이와 같이, 익체(45)에 가장 가까운 균열(69)의 선단(69A)부터 필렛부(48)의 종단(48E)까지의 거리 N1이 열영향폭 W1보다 클 때에, 보수 처리(후술하는 제1 및 제2 용접 공정을 포함하는 처리)를 행함으로써, 익체(45)에 열영향부(48A)가 형성되는 것이 억제 가능해지기 때문에, 보수 후의 터빈 동익(37B)(날개)을 재이용할 수 있다.
다음으로, 도 9~도 18을 참조하면서, 제1 실시형태의 날개의 보수 방법(도 7에 나타내는 S3의 보수 처리)에 대하여 설명한다. 도 9~도 18에 있어서, 도 1~도 6과 동일 구성 부분에는 동일 부호를 붙인다.
도 9에 나타내는 처리가 개시되면, S5에서는, 도 10에 나타내는 바와 같이, 도 8에 나타내는 차열 코팅층(58)을 제거한다. 이로써, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b)이 노출된다.
(노치부 형성 공정)
이어서, S6에서는, 도 10에 나타내는 보수 전의 플랫폼 본체(62) 중, 균열(69)을 포함하는 균열 함유 영역(P)을 제거한다. 이로써, 도 11에 나타내는 바와 같이, 플랫폼 본체(62)의 단면(62a)으로부터 익체(45)(도 3 참조)를 향하여 오목하게 파임과 함께, 익체(45) 측에 위치하는 제1 영역(71), 및 제1 영역(71)보다 플랫폼 본체(62)의 단면(62a) 측에 위치하는 제2 영역(72)을 포함하는 노치부(63)를 형성한다. S6에서는, 예를 들면, 절삭 가공에 의하여 노치부(63)를 형성한다.
S6에서는, 제2 영역(72)의 길이 L2가 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위 내가 되도록, 제2 영역(72)을 형성한다.
제2 영역(72)의 길이 L2를 1.0mm 미만으로 하면, 제2 영역(72)을 매립하는 제2 용접재(82)의 두께가 1.0mm 미만이 되어, 제2 용접재(82)(도 14 참조)의 두께가 과도하게 얇아지기 때문에, 제2 용접재(82)에 의한 운전 시의 균열(69)의 발생을 억제하는 것이 곤란해져 버린다.
또, 제2 용접재(82)는, 제1 용접재(81)(도 14 참조)에 비하여, 열피로에 대한 강도는 높은 점에서, 구조 설계적으로는, 운전 시에 플랫폼(47) 단부에 발생하는 열응력의 반복에 대하여 충분한 강도를 확보하기 위하여, 제2 용접재(82)의 두께를 크게 하는 것이 바람직하다.
여기에서, 제2 영역(72)의 길이 L2를 3.0mm보다 크게 하면, 제2 용접재(82)의 두께가 3.0mm보다 커지기 때문에, 용접 후에 보수 부분에 용접 작업에 의한 균열(69)이 생기기 쉬워지는 부분이 증가함과 함께, 모재에 대한 열영향부(48A)도 커지는 점에서, 보수 후에 발생하는 용접 균열에 대하여 바람직하지 않다.
따라서, 제2 영역(72)의 길이 L2가 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위 내가 되도록 제2 영역(72)을 형성함으로써, 운전 시에 있어서의 플랫폼(47)의 단면(62a)에서의 균열(69)의 발생을 억제할 수 있음과 함께, 용접 작업 시에 있어서의 균열(69)의 발생을 억제할 수 있다.
또한, 제2 영역(72)의 길이 L2는, 1.5mm 이상 2.5mm 이하의 범위 내로 설정하는 것이 바람직하고, 1.5mm 이상 2.0mm 이하의 범위 내로 설정하는 것이 더 바람직하다.
S6에서는, 제1 영역(71)에, 플랫폼 본체(62)의 두께 방향으로 플랫폼 본체(62)를 관통하는 관통부(74)와, 플랫폼 본체(62)를 관통하지 않는 비관통부(75)를 형성한다.
(비관통부를 형성하는 효과)
이와 같이, 제1 영역(71)에, 플랫폼 본체(62)를 관통하지 않는 비관통부(75)를 형성함으로써, 제1 용접재(81)를 이용하여 제1 영역(71)을 덧댐 용접할 때, 비관통부(75)를 용융한 제1 용접재(81)를 지지하는 지지부로서 기능시키는 것이 가능해진다. 이로써, 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접을 용이하게 행할 수 있다.
(제1 용접 공정)
이어서, S7에서는, 도 12 및 도 13에 나타내는 바와 같이, 제2 용접재(82)보다 용접성이 높은 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 제1 영역(71)을, 제1 용접재(81)로 매립한다(제1 용접 공정).
이 단계에서는, 도 13에 나타내는 바와 같이, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b) 및 타면(62c)으로부터 제1 용접재(81)가 돌출되어 있다.
제1 용접재(81)로서는, 예를 들면, 앞서 설명한 인코넬 625를 이용하는 것이 가능하다.
이때, 도 12에 나타내는 바와 같이, 익체(45) 측에 위치하는 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접을 행하면 된다.
(노치부의 선단을 하측으로 하여 제1 용접 공정을 행하는 효과)
이와 같이, 익체(45) 측에 위치하는 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 제1 용접재(81)의 덧댐 용접을 행함으로써, 노치부(63)의 선단(63A)을 제1 용접재(81)를 지지하는 지지면으로서 기능시키는 것이 가능해지므로, 제1 용접 공정을 용이하게 행할 수 있다.
(제2 용접 공정)
이어서, S8에서는, 도 14 및 도 15에 나타내는 바와 같이, 제1 용접재(81)보다 고온 강도가 높은 제2 용접재(82)를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 제2 영역(72)을, 제2 용접재(82)로 매립한다(제2 용접 공정).
이 단계에서는, 도 15에 나타내는 바와 같이, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b) 및 타면(62c)으로부터 제2 용접재(82)가 돌출되어 있다.
제1 용접재(81)로서 인코넬 625를 이용하는 경우, 제2 용접재(82)로서는, 예를 들면, 앞서 설명한 MGA1400(보통 주조 합금), No. 14, MGA2400(보통 주조 합금) 등을 이용하는 것이 가능하다.
이때, 도 14에 나타내는 바와 같이, 익체(45) 측에 위치하는 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 제2 용접재(82)를 이용한 덧댐 용접을 행하면 된다.
(노치부의 선단을 하측으로 하여 제2 용접 공정을 행하는 효과)
이와 같이, 익체(45) 측에 위치하는 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 제2 용접재(82)의 덧댐 용접을 행함으로써, 제1 용접재(81)의 단면을 제2 용접재(82)를 지지하는 지지부로서 기능시키는 것이 가능해지므로, 제2 용접 공정을 용이하게 행할 수 있다.
(마무리 가공 공정)
이어서, S9에서는, 도 16 및 도 17에 나타내는 바와 같이, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b) 및 타면(62c)으로부터 돌출된 제1 및 제2 용접재(81, 82)를 제거함으로써, 제1 영역(71)에 제1 용접재(81)로 이루어지는 제1 용접부(65)를 형성함과 함께, 제2 영역(72)에 제2 용접재(82)로 이루어지는 제2 용접부(66)를 형성한다.
제1 용접부(65)에는, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b)에 대하여 단차가 없이 한 면으로 된 일면(65a)과, 타면(62c)에 대하여 단차가 없이 한 면으로 된 타면(65b)이 형성된다.
제2 용접부(66)에는, 플랫폼 본체(62)의 일면(62b)에 대하여 단차가 없이 한 면으로 된 일면(66a)과, 타면(62c)에 대하여 단차가 없이 한 면으로 된 타면(66b)이 형성된다.
마무리 가공에서는, 예를 들면, 그라인더를 이용하는 것이 가능하다.
(차열 코팅층 형성 공정)
이어서, S10에서는, S5에서 차열 코팅층(58)이 제거된 부분에, 차열 코팅층(58)을 형성함으로써, 터빈 동익(37B)의 보수가 완료되고, 도 2 및 도 3에 나타내는 보수된 터빈 동익(37B)이 완성된다. 그리고, 도 9에 나타내는 처리는 종료된다.
(제1 실시형태의 날개의 보수 방법의 작용 효과)
상술한 바와 같이, 노치부(63) 중, 익체(45)에 가까운 측에 위치하는 제1 영역(71)을 매립하도록, 제1 영역(71)을 제2 용접재(82)보다 용접성이 높은 제1 용접재(81)로 덧댐 용접함으로써, 제1 영역(71)에서의 용접 작업에 의한 균열(69)의 발생을 억제할 수 있다.
플랫폼(47)에 형성되는 균열(69)은, 먼저 플랫폼(47)의 단면(62a)에 형성되고, 그 후, 플랫폼(47) 내로 확대된다.
따라서, 노치부(63) 중, 제1 영역(71)보다 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 위치하는 제2 영역(72)을 매립하도록, 제2 영역(72)을 제1 용접재(81)의 고온 강도보다 높은 고온 강도를 갖는 제2 용접재(82)로 덧댐 용접함으로써, 제2 용접부(66)에 운전 시에 있어서의 균열(69)이 발생하는 것을 억제할 수 있다. 이로써, 보수 부분에, 운전 시에 있어서의 균열(69)이 발생하는 것을 억제할 수 있다.
또, 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 1.0mm 미만의 범위를 제2 영역(72)으로 하면, 제2 영역(72)에 형성되는 제2 용접부(66)(제2 용접재(82))의 두께 M1이 과도하게 얇아지기 때문에, 제2 용접재(82)에 의하여 운전 시의 균열(69)의 발생을 억제하는 것이 곤란해져 버린다.
또, 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 3.0mm를 초과하는 범위를 제2 영역(72)으로 하면, 제2 용접재(82)로 구성되는 비율이 높아지기 때문에, 그만큼, 용접 작업에 의한 균열(69)의 발생이 많아진다.　따라서, 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위의 영역을 제2 영역(72)으로 함으로써, 용접 작업에 의한 균열(69)(도시하지 않음)이 발생하는 것을 억제할 수 있음과 함께, 운전 시의 균열(69)의 발생도 억제할 수 있다.
또, 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 1.5mm 이상 2.5mm 이하의 범위를 제2 영역(72)으로 함으로써, 용접 작업에 의한 균열(69)의 발생을 더 억제할 수 있다.
또한, 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 1.5mm 이상 2.0mm 이하의 범위를 제2 영역(72)으로 함으로써, 용접 작업에 의한 균열(69)의 발생을 더 억제할 수 있다.
또한, 제1 실시형태에서는, 일례로서, 날개의 하나인 터빈 동익(37B)을 구성하는 플랫폼(47)을 보수하는 경우를 예로 들어 설명했지만, 예를 들면, 상술한 수법에 의하여, 슈라우드에 균열(69)이 발생한 터빈 정익(38)을 보수해도 된다.
이상, 본 개시의 바람직한 실시형태에 대하여 상세히 설명했지만, 본 개시는 이러한 특정 실시형태에 한정되는 것은 아니고, 특허청구의 범위 내에 기재된 본 개시의 요지의 범위 내에 있어서, 다양한 변형·변경이 가능하다.
[부기(付記)]
각 실시형태에 기재된 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법, 날개(터빈 동익(37B)), 및 가스 터빈(10)은, 예를 들면, 이하와 같이 파악된다.
(1) 제1 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법은, 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로(41) 내에 배치되어 날개형을 이루는 익체(45), 및 상기 익체(45)의 날개 높이 방향(Dwh)의 단에 마련되고, 상기 날개 높이 방향(Dwh)에 대하여 수직인 방향을 포함하는 날개 폭 방향(Dwp)으로 확대되며, 상기 연소 가스 유로(41)의 가장자리의 일부를 구획하는 플랫폼(47)을 갖는 날개(터빈 동익(37B))에 대하여, 상기 플랫폼(47)의 상기 날개 폭 방향(Dwp)에 있어서의 단면(62a)으로부터 상기 익체(45)를 향하여 형성된 균열(69)을 보수하는 날개의 보수 방법으로서, 보수 전의 상기 플랫폼(47) 중, 상기 균열(69)을 포함하는 균열 함유 영역(P)을 제거함으로써, 상기 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 상기 익체(45)를 향하여 오목하게 파임과 함께, 상기 익체(45) 측에 위치하는 제1 영역(71), 및 상기 제1 영역(71)보다 상기 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 위치하는 제2 영역(72)을 포함하는 노치부(63)를 형성하는 노치부 형성 공정과, 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 상기 제1 영역(71)을 상기 제1 용접재(81)로 매립하는 제1 용접 공정과, 상기 제1 용접 공정 후에, 제2 용접재(82)를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 상기 제2 영역(72)을 상기 제2 용접재(82)로 매립하는 제2 용접 공정을 갖고, 상기 제2 용접재(82)의 고온 강도는, 상기 제1 용접재(81)의 고온 강도보다 높으며, 상기 제1 용접재(81)의 용접성은, 상기 제2 용접재(82)의 용접성보다 높고, 상기 제2 영역(72)은, 상기 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 상기 익체(45)를 향하여 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위의 영역이다.
일반적으로 용접재의 특성으로서, 재질 강도와 용접성에는 상반성이 있으며, 특히 고온 강도가 요구되는 경우 현저해진다.
즉, 크리프나 고온 LCF 강도가 높은 용접재는 용접성이 뒤떨어져 용접 후에 균열이 발생하기 쉽다.
한편, 용접성이 양호한 재료는, 이들 고온 강도가 상대적으로 약간 낮아져 용접 후에 균열이 발생하기 어렵다.
또, 제2 용접재(82)와 같은 용접성이 낮은 난용접 재료는, 용접 시의 가열량을 많게 할 필요가 있으며, 그 때문에 모재(母材)는 용접 시의 열영향을 받기 쉬워져, 열 용접 영향부(HAZ)에서의 균열이 발생하기 쉬워진다.
제2 영역(72)의 범위를 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 1.0mm 미만으로 하면, 제2 영역(72)을 매립하는 제2 용접재(82)의 두께가 1.0mm 미만이 되어, 제2 용접재(82)의 두께가 과도하게 얇아지기 때문에, 제2 용접재(82)에 의한 운전 시의 균열(69)의 발생을 억제하는 것이 곤란해져 버린다.
또, 제2 용접재(82)는, 제1 용접재(81)에 비하여, 열피로에 대한 강도는 높은 점에서, 구조 설계적으로는, 운전 시에 플랫폼(47) 단부에 발생하는 열응력의 반복에 대하여 충분한 강도를 확보하기 위하여, 제2 용접재(82)의 두께를 크게 하는 것이 바람직하다.
여기에서, 제2 영역(72)의 범위를 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 3.0mm보다 크게 하면, 제2 용접재(82)의 두께가 3.0mm보다 커지기 때문에, 용접 후에 보수 부분에 용접 작업에 의한 균열(69)이 생기기 쉬워지는 부분이 증가함과 함께, 모재에 대한 열영향부(48A)도 커지는 점에서, 보수 후에 발생하는 용접 균열에 대하여 바람직하지 않다.
따라서, 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 익체(45)를 향하여 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위의 영역을 제2 영역(72)으로 함으로써, 운전 시에 있어서의 플랫폼(47)의 단면(62a)에서의 균열(69)의 발생을 억제할 수 있음과 함께, 용접 작업 시에 있어서의 균열(69)의 발생을 억제할 수 있다.
(2) 제2 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법은, (1)의 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법으로서, 상기 익체(45)와 상기 플랫폼(47)의 접속 부분은, 상기 연소 가스가 흐르는 필렛부(48)를 구성하고 있고, 상기 필렛부(48)의 표면(48a)은, 상기 연소 가스 유로(41)의 가장자리의 일부를 구획하는 상기 플랫폼(47)의 가스 패스면(47a)이 점차 상기 익체(45)의 익면이 되는 곡면으로 되어 있으며, 상기 날개 폭 방향(Dwp)에 있어서의 상기 필렛부(48)의 양단(兩端) 중, 상기 익체(45) 측에 배치된 단이 상기 필렛부(48)의 종단(48E)이고, 상기 제1 용접재(81)의 덧댐 용접 시의 열영향을 받은 열영향부(48A)의 폭을 열영향폭 W1로 했을 때, 상기 익체(45)에 가장 가까운 상기 균열(69)의 선단(69A)부터 상기 필렛부(48)의 종단(48E)까지의 거리 N1이 상기 열영향폭 W1보다 클 때에 상기 제1 및 제2 용접 공정을 실시해도 된다.
이와 같이, 익체(45)에 가장 가까운 균열(69)의 선단(69A)부터 필렛부(48)의 종단(48E)까지의 거리 N1이 열영향폭 W1보다 클 때에, 보수 처리(제1 및 제2 용접 공정을 포함하는 처리)를 행함으로써, 익체(45)에 열영향부(48A)가 형성되는 것이 억제 가능해지기 때문에, 보수 후의 날개(터빈 동익(37B))를 재이용할 수 있다.
(3) 제3 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법은, (2)의 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법으로서, 상기 열영향폭 W1은, 3mm여도 된다.
이와 같이, 열영향폭 W1은, 3mm로 할 수 있다.
(4) 제4 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법은, (1) 내지 (3) 중, 어느 한 항에 기재된 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법으로서, 상기 노치부 형성 공정에서는, 상기 제1 영역(71)에, 상기 플랫폼(47)의 두께 방향으로 상기 플랫폼(47)을 관통함으로써 상기 균열(69)을 제거하는 관통부(74)와, 상기 플랫폼(47)을 관통하지 않는 비관통부(75)를 형성해도 된다.
이와 같이, 제1 영역(71)에, 플랫폼(47)을 관통하지 않는 비관통부(75)를 형성함으로써, 제1 용접재(81)를 이용하여 제1 영역(71)을 덧댐 용접할 때, 비관통부(75)를 용융한 제1 용접재(81)를 지지하는 지지부로서 기능시키는 것이 가능해진다. 이로써, 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접을 용이하게 행할 수 있다.
(5) 제5 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법은, (1) 내지 (4) 중, 어느 한 항에 기재된 날개(터빈 동익(37B))의 보수 방법으로서, 상기 제1 용접 공정에서는, 상기 익체(45) 측에 위치하는 상기 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 상기 제1 용접재(81)의 덧댐 용접을 행하고, 상기 제2 용접 공정에서는, 상기 익체(45) 측에 위치하는 상기 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 상기 제2 용접재(82)의 덧댐 용접을 행해도 된다.
이와 같이, 익체(45) 측에 위치하는 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 제1 용접재(81)의 덧댐 용접을 행함으로써, 노치부(63)의 선단(63A)을 제1 용접재(81)를 지지하는 지지면으로서 기능시키는 것이 가능해진다. 이로써, 제1 용접 공정을 용이하게 행할 수 있다.
또, 익체(45) 측에 위치하는 노치부(63)의 선단(63A)을 하측으로 하여, 제2 용접재(82)의 덧댐 용접을 행함으로써, 제1 용접재(81)의 단면을 제2 용접재(82)를 지지하는 지지부로서 기능시키는 것이 가능해진다. 이로써, 제2 용접 공정을 용이하게 행할 수 있다.
(6) 제6 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))는, 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로(41) 내에 배치되어 날개형을 이루는 익체(45)와, 상기 익체(45)의 날개 높이 방향(Dwh)의 단에 마련되고, 상기 날개 높이 방향(Dwh)에 대하여 수직인 방향을 포함하는 날개 폭 방향(Dwp)으로 확대되며, 상기 연소 가스 유로(41)의 가장자리의 일부를 구획하는 플랫폼(47)을 구비하는 날개(터빈 동익(37B))에 있어서, 상기 플랫폼(47)은, 균열(69)이 발생한 균열 함유 영역(P)을 제거함으로써, 상기 플랫폼(47)의 단면(62a)으로부터 상기 익체(45)를 향하여 오목하게 파임과 함께, 상기 익체(45) 측에 위치하는 제1 영역(71), 및 상기 제1 영역(71)보다 상기 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 위치하는 제2 영역(72)을 포함하는 노치부(63)와, 상기 제1 영역(71)을 매립하도록 배치되고, 제1 용접재(81)로 구성된 제1 용접부(65)와, 상기 제2 영역(72)을 매립하도록 배치되며, 제2 용접재(82)로 구성된 제2 용접부(66)를 갖고, 상기 제2 용접재(82)의 고온 강도는, 상기 제1 용접재(81)의 고온 강도보다 높으며, 상기 제1 용접재(81)의 용접성은, 상기 제2 용접재(82)의 용접성보다 높고, 상기 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 배치된 상기 제2 용접부(66)의 단면(일방의 단면(66c))을 기준으로 했을 때, 그 제2 용접부(66)의 단면(일방의 단면(66c))으로부터 상기 익체(45)를 향하는 방향에 있어서의 상기 제2 용접부(66)의 두께 M1은, 1.0mm 이상 3.0mm 이하이다.
일반적으로 용접재의 특성으로서, 재질 강도와 용접성에는 상반성이 있으며, 특히 고온 강도가 요구되는 경우 현저해진다.
즉, 크리프나 고온 LCF 강도가 높은 용접재는 용접성이 뒤떨어져 용접 후에 균열이 발생하기 쉽다.
한편, 용접성이 양호한 재료는, 이들 고온 강도가 상대적으로 약간 낮아져 용접 후에 균열이 발생하기 어렵다.
또, 제2 용접재(82)와 같은 용접성이 낮은 난용접 재료는, 용접 시의 가열량을 많게 할 필요가 있으며, 그 때문에 모재(母材)는 용접 시의 열영향을 받기 쉬워져, 열 용접 영향부(HAZ)에서의 균열이 발생하기 쉬워진다.
제2 용접재(82)로 구성된 제2 용접부(66)의 두께 M1을 1.0mm 미만으로 하면, 제2 용접부(66)의 두께 M1이 과도하게 얇아지기 때문에, 제2 용접부(66)에 의한 운전 시의 균열(69)의 발생을 억제하는 것이 곤란해져 버린다.
또, 제2 용접재(82)는, 제1 용접재(81)에 비하여, 열피로에 대한 강도는 높은 점에서, 구조 설계적으로는, 운전 시에 플랫폼(47) 단부에 발생하는 열응력의 반복에 대하여 충분한 강도를 확보하기 위하여, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 크게 하는 것이 바람직하다.
여기에서, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 3.0mm보다 크게 하면, 용접 후에 보수 부분에 용접 작업에 의한 균열(69)이 생기기 쉬워지는 부분이 증가함과 함께, 모재에 대한 열영향부(48A)도 커지는 점에서, 보수 후에 발생하는 용접 균열에 대하여 바람직하지 않다.
따라서, 제2 용접부(66)의 두께 M1을 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위로 함으로써, 운전 시에 있어서의 플랫폼(47)의 단면(62a)에서의 균열(69)의 발생을 억제할 수 있음과 함께, 용접 작업 시에 있어서의 균열(69)의 발생을 억제할 수 있다.
(7) 제7 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))는, (6)의 날개(터빈 동익(37B))로서, 상기 제1 영역(71)은, 상기 플랫폼(47)의 두께 방향으로 상기 플랫폼(47)을 관통하는 관통부(74)와, 상기 플랫폼(47)을 관통하지 않는 비관통부(75)를 갖고, 상기 관통부(74)는, 상기 균열(69)이 형성된 위치를 제거하도록 형성되어 있어도 된다.
이와 같이, 제1 영역(71)이 플랫폼(47)을 관통하지 않는 비관통부(75)를 가짐으로써, 제1 용접재(81)를 이용하여 제1 영역(71)을 덧댐 용접할 때, 비관통부(75)를 용융한 제1 용접재(81)를 지지하는 지지부로서 기능시키는 것이 가능해진다. 이로써, 제1 용접재(81)를 이용한 덧댐 용접을 용이하게 행할 수 있다.
(8) 제8 양태에 관한 날개(터빈 동익(37B))는, (6) 또는 (7)의 날개(터빈 동익(37B))로서, 상기 익체(45)와 상기 플랫폼(47)의 접속 부분은, 상기 연소 가스가 흐르는 필렛부(48)를 구성하고 있고, 상기 필렛부(48)의 표면은, 상기 연소 가스 유로(41)의 가장자리의 일부를 구획하는 상기 플랫폼(47)의 가스 패스면(47a)이 점차 상기 익체(45)의 익면이 되는 곡면으로 되어 있으며, 상기 날개 폭 방향(Dwp)에 있어서의 상기 필렛부(48)의 양단 중, 상기 익체(45) 측에 배치된 단이 상기 필렛부(48)의 종단(48E)이고, 상기 필렛부(48)에는, 상기 제1 용접재(81)의 덧댐 용접 시의 열영향에 의하여 형성된 열영향부(48A)를 가지며, 상기 열영향부(48A)는, 상기 필렛부(48)의 종단(48E)보다 상기 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 배치되어 있어도 된다.
이와 같이, 필렛부(48)의 종단(48E)보다 플랫폼(47)의 단면(62a) 측에 열영향부(48A)를 배치시킴으로써, 열영향부(48A)가 익체(45)에 형성되는 것을 억제할 수 있다. 이로써, 열영향부(48A)에 기인하는 익체(45)의 성능 저하를 억제할 수 있다.
(9) 제9 양태에 관한 가스 터빈(10)은, (6) 내지 (8) 중, 어느 한 항에 기재된 날개(터빈 동익(37B))로서, 터빈 동익(37B) 및/또는 터빈 정익(38)을 구비한다.
이와 같이, 가스 터빈(10)은, 날개로서, 터빈 동익(37B) 및/또는 터빈 정익(38)을 구비해도 된다.
본 발명은, 날개의 보수 방법, 날개, 및 가스 터빈에 관한 것이다.
본 발명에 의하면, 운전 시에 있어서의 날개의 플랫폼의 단면에서의 균열의 발생, 및 용접 작업 시에 있어서의 균열의 발생을 억제할 수 있다.
10…가스 터빈
11…압축기
12…연소기
13…터빈
15…발전기
21…압축기 로터
21a, 31a…외주면
23…압축기 동익단
24…압축기 케이싱
24a, 34a…내주면
25…압축기 정익단
27…압축기 동익
28…압축기 정익
30…로터
31…터빈 로터
33…터빈 동익단
34…터빈 케이싱
35…터빈 정익단
37, 37A, 37B…터빈 동익
38…터빈 정익
41…연소 가스 유로
45…익체
45A…전연
45B…후연
47…플랫폼
47a…가스 패스면
48…필렛부
48A…열영향부
48E…종단
48S…시단
49…축 장착부
51…압력면 측 익벽
51a…압력면
52…부압면 측 익벽
52a…부압면
54…천판
57…금속제 기재
58…차열 코팅층
62…플랫폼 본체
62a…단면
62b, 65a, 66a…일면
62c, 65b, 66b…타면
63…노치부
63A, 69A…선단
65…제1 용접부
66…제2 용접부
66c…일방의 단면
66d…타방의 단면
69…균열
71…제1 영역
72…제2 영역
74…관통부
75…비관통부
81…제1 용접재
82…제2 용접재
85…섕크
86…익근
Ar…축선
Dc…둘레 방향
Dr…직경 방향
Dri…직경 방향 내측
Dro…직경 방향 외측
Dwp…날개 폭 방향
Dwh…날개 높이 방향
L1, L2…길이
M1…두께
N1…거리
P…균열 함유 영역
W1…열영향폭

Claims (9)

  1. 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로 내에 배치되어 날개형을 이루는 익체, 및 상기 익체의 날개 높이 방향의 단에 마련되고, 상기 날개 높이 방향에 대하여 수직인 방향을 포함하는 날개 폭 방향으로 확대되며, 상기 연소 가스 유로의 가장자리의 일부를 구획하는 플랫폼을 갖는 날개에 대하여, 상기 플랫폼의 상기 날개 폭 방향에 있어서의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 형성된 균열을 보수하는 날개의 보수 방법으로서,
    보수 전의 상기 플랫폼 중, 상기 균열을 포함하는 균열 함유 영역을 제거함으로써, 상기 플랫폼의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 오목하게 파임과 함께, 상기 익체 측에 위치하는 제1 영역, 및 상기 제1 영역보다 상기 플랫폼의 단면 측에 위치하는 제2 영역을 포함하는 노치부를 형성하는 노치부 형성 공정과,
    제1 용접재를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 상기 제1 영역을 상기 제1 용접재로 매립하는 제1 용접 공정과,
    상기 제1 용접 공정 후에, 제2 용접재를 이용한 덧댐 용접에 의하여, 상기 제2 영역을 상기 제2 용접재로 매립하는 제2 용접 공정을 갖고,
    상기 제2 용접재의 고온 강도는, 상기 제1 용접재의 고온 강도보다 높으며,
    상기 제1 용접재의 용접성은, 상기 제2 용접재의 용접성보다 높고,
    상기 제2 영역은, 상기 플랫폼의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 1.0mm 이상 3.0mm 이하의 범위의 영역인 날개의 보수 방법.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 익체와 상기 플랫폼의 접속 부분은, 상기 연소 가스가 흐르는 필렛부를 구성하고 있고,
    상기 필렛부의 표면은, 상기 연소 가스 유로의 가장자리의 일부를 구획하는 상기 플랫폼의 가스 패스면이 점차 상기 익체의 익면이 되는 곡면으로 되어 있으며,
    상기 날개 폭 방향에 있어서의 상기 필렛부의 양단 중, 상기 익체 측에 배치된 단이 상기 필렛부의 종단이고,
    상기 제1 용접재의 덧댐 용접 시의 열영향을 받은 열영향부의 폭을 열영향폭으로 했을 때, 상기 익체에 가장 가까운 상기 균열의 선단으로부터 상기 필렛부의 종단까지의 거리가 상기 열영향폭보다 클 때에 상기 제1 및 제2 용접 공정을 실시하는 날개의 보수 방법.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 열영향폭은, 3mm인 날개의 보수 방법.
  4. 청구항 1 내지 청구항 3 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 노치부 형성 공정에서는, 상기 제1 영역에, 상기 플랫폼의 두께 방향으로 상기 플랫폼을 관통함으로써 상기 균열을 제거하는 관통부와, 상기 플랫폼을 관통하지 않는 비관통부를 형성하는 날개의 보수 방법.
  5. 청구항 1 내지 청구항 4 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 용접 공정에서는, 상기 익체 측에 위치하는 상기 노치부의 선단을 하측으로 하여, 상기 제1 용접재의 덧댐 용접을 행하고,
    상기 제2 용접 공정에서는, 상기 익체 측에 위치하는 상기 노치부의 선단을 하측으로 하여, 상기 제2 용접재의 덧댐 용접을 행하는 날개의 보수 방법.
  6. 연소 가스가 흐르는 연소 가스 유로 내에 배치되어 날개형을 이루는 익체와,
    상기 익체의 날개 높이 방향의 단에 마련되고, 상기 날개 높이 방향에 대하여 수직인 방향을 포함하는 날개 폭 방향으로 확대되며, 상기 연소 가스 유로의 가장자리의 일부를 구획하는 플랫폼을 구비하는 날개에 있어서,
    상기 플랫폼은, 균열이 발생한 균열 함유 영역을 제거함으로써, 상기 플랫폼의 단면으로부터 상기 익체를 향하여 오목하게 파임과 함께, 상기 익체 측에 위치하는 제1 영역, 및 상기 제1 영역보다 상기 플랫폼의 단면 측에 위치하는 제2 영역을 포함하는 노치부와,
    상기 제1 영역을 매립하도록 배치되고, 제1 용접재로 구성된 제1 용접부와,
    상기 제2 영역을 매립하도록 배치되며, 제2 용접재로 구성된 제2 용접부를 갖고,
    상기 제2 용접재의 고온 강도는, 상기 제1 용접재의 고온 강도보다 높으며,
    상기 제1 용접재의 용접성은, 상기 제2 용접재의 용접성보다 높고,
    상기 플랫폼의 단면 측에 배치된 상기 제2 용접부의 단면을 기준으로 했을 때, 상기 제 2 용접부의 단면으로부터 상기 익체를 향하는 방향에 있어서의 상기 제2 용접부의 두께는, 1.0mm 이상 3.0mm 이하인 날개.
  7. 청구항 6에 있어서,
    상기 제1 영역은, 상기 플랫폼의 두께 방향으로 상기 플랫폼을 관통하는 관통부와, 상기 플랫폼을 관통하지 않는 비관통부를 갖고,
    상기 관통부는, 상기 균열이 형성된 위치를 제거하도록 형성되어 있는 날개.
  8. 청구항 6 또는 청구항 7에 있어서,
    상기 익체와 상기 플랫폼의 접속 부분은, 상기 연소 가스가 흐르는 필렛부를 구성하고 있고,
    상기 필렛부의 표면은, 상기 연소 가스 유로의 가장자리의 일부를 구획하는 상기 플랫폼의 가스 패스면이 점차 상기 익체의 익면이 되는 곡면으로 되어 있으며,
    상기 날개 폭 방향에 있어서의 상기 필렛부의 양단 중, 상기 익체 측에 배치된 단이 상기 필렛부의 종단이고,
    상기 필렛부에는, 상기 제1 용접재의 덧댐 용접 시의 열영향에 의하여 형성된 열영향부를 가지며,
    상기 열영향부는, 상기 필렛부의 종단보다 상기 플랫폼의 단면 측에 배치되어 있는 날개.
  9. 청구항 6 내지 청구항 8 중 어느 한 항에 기재된 날개로서, 터빈 동익 및/또는 터빈 정익을 구비하는 가스 터빈.
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