WO2016147364A1 - 高温部品のひずみ測定方法及び高温部品 - Google Patents

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WO2016147364A1
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layer
recess
temperature component
recesses
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PCT/JP2015/058140
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西田　秀高
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中国電力株式会社
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B11/00—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques
    • G01B11/16—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B21/00—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant
    • G01B21/32—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant for measuring the deformation in a solid

Definitions

  • the present invention relates to a method for measuring strain of a high-temperature component used for a moving blade of a gas turbine and the like and a high-temperature component.
  • Patent Document 1 describes an invention relating to an internal stress inspection device for high-temperature parts.
  • the high-temperature component of Patent Document 1 includes a fluorescent material that generates fluorescence with a visible light laser in a metal underlayer (bonding layer), and is based on a change in the wavelength of light generated by the fluorescent material when irradiated with a visible light laser. Estimate the internal stress of high temperature parts.
  • a visible light laser passes through a ceramic heat shield layer and reaches a metal underlayer, and generates light of a fluorescent material contained in the metal underlayer. Therefore, a measurement error may occur due to a difference in thickness and material of the ceramic heat shield layer, or due to peeling or damage of the ceramic heat shield layer.
  • An object of the present invention is to solve the above-mentioned problems and to provide a high-temperature component strain measuring method and a high-temperature component capable of satisfactorily measuring local strain of a high-temperature component.
  • a strain measurement method for a high-temperature component is a strain measurement method for a high-temperature component in which a bonding layer and a heat-shielding layer are stacked in this order on a substrate, and the bonding provided on the substrate Forming a plurality of recesses on the surface of the layer and measuring the first three-dimensional coordinates of the plurality of recesses; covering the surface of the bonding layer and the plurality of recesses with the thermal barrier layer; And after the high-temperature component is used for a predetermined period, removing the heat-shielding layer and measuring the second three-dimensional coordinates of the plurality of recesses, and a local area surrounded by the plurality of recesses In the region, a relative displacement amount of each of at least two of the plurality of recesses is obtained from a difference between the first three-dimensional coordinate and the second three-dimensional coordinate, and the local displacement is determined from the relative displacement amount.
  • a step of calculating a dynamic strain is a dynamic strain .
  • the method includes a step of forming a first metal layer in the recess after forming the recess. According to this, since the first metal layer is formed in the recess, deformation of the recess can be suppressed even when stress is applied to the recess when removing the heat shield layer. The three-dimensional coordinates of the recess can be accurately measured. Moreover, it is possible to satisfactorily measure the three-dimensional coordinates of the recess from the contrast difference due to the difference in material between the first metal layer formed in the recess and the base material.
  • the first metal layer covers a side surface and a bottom surface of the recess, and a recess of the first metal layer is formed on a surface of the first metal layer.
  • the first metal layer is Ni and the second metal layer is Pt. According to this, since it diffuses between metals with high purity, it is possible to suppress fluctuations in the diffusion amount due to oxides and other metals contained in the heat shield layer, the bonding layer, etc., and to achieve a diffusion amount close to the theoretical value. Can be measured. Therefore, the accuracy of the estimated temperature of the high temperature component can be improved.
  • the plurality of recesses are formed by laser processing. According to this, the position and shape of a recessed part can be accurately formed in a joining layer, and it can prevent that the intensity
  • the high-temperature component according to one aspect of the present invention is a high-temperature component in which a bonding layer and a heat-shielding layer are stacked in this order on a substrate, and the surface on which the heat-shielding layer is formed on the front and back surfaces of the bonding layer Further, a plurality of recesses for measuring three-dimensional coordinates are formed. According to this, the heat-shielding layer is removed after use of the high-temperature component, and the three-dimensional coordinates of the plurality of recesses are measured, so that the local strain of the high-temperature component can be measured.
  • the high-temperature component since several recessed part is formed in the joining layer and the recessed part is not formed in the base material and the heat insulation layer, it suppresses that the intensity
  • a first metal layer is provided in the recess. Since the first metal layer is formed in the recess, even when stress is applied to the recess when removing the heat shield layer, the deformation of the recess can be suppressed, and the three-dimensional Coordinates can be measured accurately. Moreover, it is possible to satisfactorily measure the three-dimensional coordinates of the recess from the contrast difference due to the difference in material between the first metal layer formed in the recess and the base material.
  • the first metal layer covers a side surface and a bottom surface of the recess, and a recess of the first metal layer is formed on a surface of the first metal layer.
  • the concave portion of the first metal layer is made of a material different from that of the first metal layer. According to this structure, the temperature of the high-temperature component can be estimated from the amount of diffusion between the first metal layer and the second metal layer.
  • the first metal layer is Ni and the second metal layer is Pt. According to this structure, since it diffuses between high-purity metals, it is possible to suppress fluctuations in the amount of diffusion due to oxides and other metals contained in the heat shield layer, bonding layer, etc., and the amount of diffusion close to the theoretical value Can be measured. Therefore, the accuracy of the estimated temperature of the high temperature component can be improved.
  • the strain measurement method and the high-temperature component of the present invention it is possible to satisfactorily measure the local strain of the high-temperature component.
  • FIG. 1 is a perspective view of a gas turbine blade according to the high-temperature component of the first embodiment.
  • FIG. 2 is a partially enlarged cross-sectional view schematically showing a blade portion of the gas turbine rotor blade.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram for explaining a strain measurement method for a high-temperature component according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic diagram for explaining a laser processing apparatus.
  • FIG. 5 is a front view of the wing part after the laser processing in step ST2 shown in FIG.
  • FIG. 6 is a schematic diagram for explaining the step of measuring the first three-dimensional coordinates in step ST6 of FIG.
  • FIG. 7 is a schematic diagram for explaining the step of measuring the second three-dimensional coordinates in step ST10 of FIG.
  • FIG. 8 is a partially enlarged sectional view showing a diffusion layer formed between the first metal layer and the second metal layer.
  • FIG. 9 is a graph showing an example of the master curve of the present embodiment and schematically showing the relationship between the thickness of the diffusion layer and time.
  • FIG. 10 is a graph schematically showing the relationship between the position in the depth direction of the recess and the amounts of Ni and Pt (at%).
  • FIG. 11 is a partially enlarged cross-sectional view schematically showing a blade portion of the gas turbine rotor blade of the second embodiment.
  • FIG. 12 is a partially enlarged cross-sectional view schematically showing a blade portion of the gas turbine rotor blade of the third embodiment.
  • FIG. 1 is a perspective view of a gas turbine blade according to the high-temperature component of the first embodiment.
  • the gas turbine rotor blade 10 includes a platform 11 and a blade portion 12 formed integrally with the platform 11.
  • a plurality of gas turbine rotor blades 10 are used by being radially attached to the rotating shaft of the gas turbine.
  • the platform 11 is attached to the rotating shaft of the gas turbine, and the blade 12 can receive the high-temperature and high-pressure combustion gas to generate rotational energy.
  • the gas turbine rotor blade 10 will be described as an example of a high-temperature component, but the present invention is not limited to this, and a member such as a stationary blade of a gas turbine or a combustor used under high-temperature and high-pressure conditions may be used.
  • the gas turbine rotor blade 10 is a high-temperature component used in a high-temperature environment of 1000 ° C. or higher and is driven to rotate. For this reason, it is difficult to measure the strain or temperature of a high-temperature component during actual use, and in particular, it is difficult to measure local strain. Therefore, it is difficult to evaluate the remaining life of high temperature components or to accurately evaluate the heat shielding effect of the heat shielding layer.
  • FIG. 2 is a partially enlarged cross-sectional view schematically showing a blade portion of a gas turbine rotor blade.
  • the wing part 12 includes a base material 21, a bonding layer 22 formed on the base material 21, and a heat shield layer 23 formed on the bonding layer 22.
  • the bonding layer 22 is provided so as to cover the surface of the base material 21, and a plurality of recesses 25 are formed on the surface of the bonding layer 22 on which the heat shield layer 23 is formed with a predetermined interval.
  • a first metal layer 27 and a second metal layer 28 are formed inside the plurality of recesses 25.
  • the heat shield layer 23 is provided so as to cover the surface of the bonding layer 22 and the surfaces of the first metal layer 27 and the second metal layer 28 formed in the recess 25.
  • the first metal layer 27 covers the bottom and side surfaces of the recess 25, and the recess 26 of the first metal layer is formed on the surface of the first metal layer 27.
  • the second metal layer 28 is formed in the recess 26 of the first metal layer.
  • the base material 21 is formed using a metal material, and for example, a Ni-based alloy is used.
  • Ni-based alloys have excellent heat resistance and oxidation resistance, and are suitably used as materials for high-temperature parts such as gas turbines.
  • a Co-based alloy can be used in addition to the Ni-based alloy.
  • the bonding layer 22 is provided in order to enhance the adhesion between the base material 21 and the heat shield layer 23 and to relieve the thermal stress between the base material 21 and the heat shield layer 23.
  • the bonding layer 22 is a metal film formed of CoNiCrAlY.
  • the thermal barrier layer 23 is a thermal barrier coating (TBC) film, and is a material having thermal barrier properties provided to protect the substrate 21 from heat such as high-temperature gas.
  • the heat shield layer 23 is made of a ceramic material having low thermal conductivity. In this embodiment, for example, ZrO 2 —Y 2 O 3 can be used.
  • the first metal layer 27 is Ni, and the second metal layer 28 is Pt.
  • the material of the first metal layer 27 and the second metal layer 28 is not limited to this, and a material having a known diffusion coefficient in a high temperature state such as W, Nb, or Cr can be suitably used. .
  • the plurality of recesses 25 are formed as markers for measuring the three-dimensional coordinates of the wing 12. From the three-dimensional coordinates of the plurality of recesses 25 before and after use of the gas turbine rotor blade 10, the relative displacement amounts of the plurality of recesses 25 can be obtained, and the local strain of the gas turbine rotor blade 10 can be measured.
  • the gas turbine rotor blade 10 has a plurality of concave portions 25 formed in the bonding layer 22, and therefore has a base material compared with the case where the concave portions 25 are formed in the base material 21. It can suppress that the intensity
  • the gas turbine rotor blade 10 since the heat shield layer 23 is provided, the base metal 21 and the first metal layer 27 and the second metal layer 28 formed in the recess 25 are deteriorated. It is suppressed.
  • the information on the change in position of the plurality of recesses 25 from which the heat shield layer 23 has been removed after use of the gas turbine rotor blade 10 is correlated with the local distortion of the gas turbine rotor blade 10.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram for explaining a strain measurement method for a high-temperature component according to the first embodiment.
  • a base material 21 having a nickel-base superalloy is prepared, the base material 21 is fixed in a decompressed chamber, and an argon gas is applied so that a predetermined pressure is obtained. Etc. Then, the sprayed particles containing CoNiCrAlY are heated and melted, and sprayed onto the surface of the substrate 21 by a method such as reduced pressure plasma spraying. Thereby, the bonding layer 22 is formed on the surface of the base material 21 (step ST1).
  • the bonding layer 22 is formed with a thickness of about 50 ⁇ m to 100 ⁇ m, for example.
  • FIG. 4 is a schematic diagram for explaining a laser processing apparatus for performing the laser processing shown in step ST2 of FIG.
  • FIG. 5 is a front view of the wing part after the laser processing in step ST2 of FIG.
  • the laser processing apparatus 41 includes an arm 45 and a laser irradiation unit 46 connected to the arm 45.
  • the arm 45 is controlled by the arm drive control unit 44 and can move the laser irradiation unit 46 to an arbitrary position.
  • a laser control unit 42 is connected to the laser irradiation unit 46.
  • the laser control unit 42 includes a laser oscillator, and laser light 47 oscillated by the laser oscillator is irradiated from the laser irradiation unit 46 to the wing unit 12.
  • a YAG laser oscillator or a fiber laser oscillator can be used as the laser oscillator.
  • the laser control unit 42 and the arm drive control unit 44 are controlled by the control unit 43, and the driving of the arm 45 and the irradiation of the laser light 47 from the laser irradiation unit 46 are executed according to a program stored in the control unit 43 in advance. .
  • the position of the laser irradiation unit 46 is sequentially moved by the arm 45, and the laser beam 47 is irradiated at a predetermined position.
  • the bonding layer 22 where the laser beam 47 is irradiated is removed to form the recess 25.
  • the plurality of concave portions 25 are formed at a predetermined interval on the surface of the bonding layer 22 of the wing portion 12.
  • the laser irradiation unit 46 includes a galvanometer mirror (not shown), and can scan the laser beam 47 on the surface of the bonding layer 22 by changing the angle of the galvanometer mirror.
  • each recessed part 25 can be formed in arbitrary shapes, and in this embodiment, each recessed part 25 is formed in square shape by planar view.
  • a first metal layer 27 is formed so as to cover the surface of the bonding layer 22 and the recess 25 (step ST3).
  • the first metal layer 27 is Ni, and can be formed by spraying molten Ni onto the bonding layer 22 and the recess 25 by low pressure plasma spraying or the like, similarly to step ST1.
  • the first metal layer 27 is formed thinner than the thickness of the bonding layer 22, and is formed, for example, with a thickness of about 1 ⁇ 2 of the bonding layer 22. For this reason, the first metal layer 27 is formed so as to cover the bottom surface and the side surface of the recess 25, and the recess 26 of the first metal layer is formed on the surface of the first metal layer 27.
  • the first metal layer 27 is not limited to Ni, and a metal material such as W, Nb, or Cr can be used.
  • a second metal layer 28 is formed so as to cover the surface of the first metal layer 27 (step ST4).
  • the second metal layer 28 is Pt, and is formed by low pressure plasma spraying or the like as in steps ST1 and ST3.
  • the second metal layer 28 is formed with substantially the same thickness as the first metal layer 27, and the total thickness of the first metal layer 27 and the second metal layer 28 is approximately the same as the thickness of the bonding layer 22. Alternatively, it is formed to be thicker than the bonding layer 22.
  • first metal layer 27 and the second metal layer 28 are both formed by low-pressure plasma spraying or the like that is sprayed in a low-pressure atmosphere, so that the first metal layer 27 and the second metal layer 28 are formed on the first metal layer 27 and the second metal layer 28. Mixing of oxygen can be suppressed. Therefore, the first metal layer 27 and the second metal layer 28 are formed while maintaining the same purity as the raw material.
  • the second metal layer 28 is not limited to Pt, and a metal material different from the first metal layer 27 among W, Nb, Cr, and the like can be used.
  • the first metal layer 27 and the second metal layer 28 above the surface of the bonding layer 22 are removed, leaving the first metal layer 27 and the second metal layer 28 in the recess 25 ( Step ST5).
  • the first metal layer 27 and the second metal layer 28 can be removed using a grinder device or a blast device. Thereby, as shown in FIG. 3, the surfaces of the first metal layer 27 and the second metal layer 28 formed in the recess 25 and the surface of the bonding layer 22 are exposed.
  • the first metal layer 27 is formed so as to cover the bottom surface and the side surface of the recess 25, and the second metal layer 28 is formed in the recess 26 of the first metal layer. Further, the surfaces of the bonding layer 22, the first metal layer 27, and the second metal layer 28 are located in the same plane, and the boundary between the bonding layer 22 and the first metal layer 27 is exposed to the outside. To do.
  • the first three-dimensional coordinates (initial coordinates) of the plurality of recesses 25 are measured using the three-dimensional measuring instrument 31 (step ST6).
  • a three-dimensional measuring device 31 shown in FIG. 3 includes a 3D scanner capable of measuring a three-dimensional shape by scanning a laser beam, and an image recognition device that processes an image signal from a CCD camera or the like and performs image recognition. .
  • the three-dimensional shapes of the surfaces of the bonding layer 22, the first metal layer 27, and the second metal layer 28 can be measured.
  • the shape of the recess 25 can be recognized from the contrast difference between the bonding layer 22 and the first metal layer 27 by the image recognition device.
  • FIG. 6 is a schematic diagram for explaining the step of measuring the first three-dimensional coordinates shown in step ST6 of FIG.
  • the plurality of recesses 25 are each formed in a quadrangular shape in plan view, and the outer shape of the first metal layer 27 formed in contact with the side surface of the recess 25 is also a quadrangular shape.
  • the plurality of recesses 25 are arranged at equal intervals in the vertical direction and the horizontal direction.
  • the thermal barrier layer 23 can be formed by thermal spraying using a ceramic material such as ZrO 2 —Y 2 O 3 by a method such as low pressure plasma spraying.
  • the heat shield layer 23 can be formed with a thickness of about 100 ⁇ m to 200 ⁇ m, for example. In addition, the thickness of the heat shield layer 23 can be appropriately changed according to the type and structure (denseness, etc.) of the material.
  • the gas turbine rotor blade 10 is manufactured by the process as described above.
  • the gas turbine rotor blade 10 is incorporated in the gas turbine and is actually used, for example, for a period of one month to one year (step ST8). Since the gas turbine rotor blade 10 is a rotating body that rotates by receiving combustion gas of 1000 ° C. or higher, for example, when a strain measurement marker is formed on the surface of the gas turbine rotor blade 10, the marker itself is deformed or deteriorated. Therefore, position measurement and strain measurement cannot be performed satisfactorily.
  • the heat shield layer 23 is formed so as to cover the first metal layer 27 and the second metal layer 28 during use. The deterioration of the second metal layer 28 due to oxidation or heat can be suppressed.
  • the heat shield layer 23 is removed (step ST9).
  • the heat shield layer 23 can be mechanically removed using a grinder device or a blast device. By removing the heat shielding layer 23, the surface of the bonding layer 22, and the first metal layer 27 and the second metal layer 28 in the recess 25 are exposed.
  • step ST10 is a schematic diagram for explaining the step of measuring the second three-dimensional coordinates in step ST10 of FIG.
  • the gas turbine rotor blade 10 is a rotating body that is used in a high temperature environment of 1000 ° C. or higher and rotates by receiving combustion gas. As shown in FIG. 7, the gas turbine rotor blade 10 undergoes overall distortion and local distortion after use.
  • the same reference plane as that of step ST6 in FIG. 3 for example, a plane set by three points P 11 , P m1 , and P 1n out of the coordinate measurement points P mn ) is used as a reference. A second three-dimensional coordinate is determined.
  • each of the plurality of recesses 25 when an arbitrary coordinate is used as a reference point Relative displacement amount is obtained.
  • a local strain in a region surrounded by the plurality of recesses 25 is calculated.
  • the coordinate measurement point P 11 is set as a reference point, and P 11 is set before and after use. Assuming no fluctuation, the relative displacement amounts of the coordinate measurement points P 21 and P 12 are calculated.
  • the strain tensor ⁇ is expressed by the equation (2).
  • the local distortion of the region surrounded by the coordinate measurement points P 11 , P 21 , P 12 is calculated.
  • the coordinate measurement points P 21, P 12 of at least two recesses 25 of the plurality of recesses 25, by obtaining the relative displacement with respect to the coordinate measuring points P 11 to a reference, calculated local strain is It is done.
  • a local strain can be calculated for a region surrounded by an arbitrary point among the other plurality of coordinate measurement points Pmn .
  • the strain distribution of the gas turbine rotor blade 10 can be obtained.
  • the local stress of the wing part 12 by the finite element method (FEM) using the measured data of the first three-dimensional coordinates and the data of the second three-dimensional coordinates of each recess 25. It is.
  • FEM finite element method
  • known values such as material property values such as Young's modulus and thickness of the base material 21, the bonding layer 22, and the heat shielding layer 23 are used. Thereby, the location where the local stress concentration occurs in the wing portion 12 can be known, and the remaining life can be estimated accurately.
  • the local strain of the high-temperature component is favorably measured by obtaining the relative displacement amount of the plurality of recesses 25 formed in the bonding layer 22. can do. Further, since the plurality of recesses 25 are formed in the bonding layer 22 instead of being formed in the heat shield layer 23 or the base material 21, the strength of the base material 21 is reduced by forming the recess 25 and the heat shield layer 23 is shielded. A decrease in thermal effect can be suppressed.
  • the three-dimensional coordinates of the plurality of recesses 25 are measured before the heat shield layer 23 is formed and after the heat shield layer 23 is removed, measurement errors due to the thickness and material of the heat shield layer 23 do not occur.
  • the three-dimensional coordinates of the plurality of recesses 25 can be accurately obtained. Therefore, according to the strain measurement method for a high-temperature component of the present embodiment, it is possible to satisfactorily measure the local strain of the high-temperature component.
  • step ST2 shown in FIG. 3 the concave portion 25 is formed in a quadrangular shape in plan view, and in steps ST6 and ST10, the three-dimensional coordinates are measured with reference to the upper left corner, but the present invention is not limited to this. .
  • step ST2 since the recess 25 is formed by laser processing, a galvanometer mirror (not shown) of the laser irradiation unit 46 is driven to form the recess 25 in an arbitrary shape such as a circle or a polygon in plan view. be able to.
  • the concave portion 25 is formed in a circular shape, the circular shape can be recognized by the image recognition device, and the center of the circle can be set as the coordinate measurement point P mn .
  • step ST ⁇ b> 2 of FIG. 3 laser processing is performed through the front and back surfaces of the bonding layer 22, and the base material 21 is exposed on the bottom surface of the recess 25.
  • a recess 25 is formed. Not only this mode but also the recess 25 can be formed without penetrating the bonding layer 22 during laser processing. In this case, since the bonding layer 22 is provided so as to cover the entire surface of the base material 21, a decrease in the strength of the base material 21 is reliably prevented.
  • FIG. 8 is a partially enlarged cross-sectional view of the diffusion layer formed between the first metal layer and the second metal layer.
  • a first metal layer 27 and a second metal layer 28 made of different materials are formed in the recess 25.
  • the first metal layer 27 is formed so as to cover the bottom surface and side surfaces of the recess 25, and the recess 26 of the first metal layer is formed on the upper surface of the first metal layer 27.
  • the second metal layer 28 is formed in the recess 26 of the first metal layer.
  • pure Ni Ni content 99 at% or more, more preferably 99.9 at% or more
  • pure Pt Pt containing
  • a diffusion layer 29 is generated between the first metal layer 27 and the second metal layer 28.
  • the blade 12 is cut at the position of the recess 25 and the cross section is observed, so that the thickness of the diffusion layer 29 is as shown in FIG. Measured.
  • the thickness of the diffusion layer 29 can be observed at a magnification of about 200 to 500 times using a scanning electron microscope (SEM) or the like.
  • FIG. 9 is a graph showing an example of the master curve of the present embodiment and schematically showing the relationship between the thickness of the diffusion layer and time.
  • the diffusion layer thickness L (t) tends to increase with time t.
  • the thickness L (t) of the diffusion layer is expressed by the following formula (3).
  • D shown in Formula (3) is a diffusion coefficient.
  • t is a diffusion time, that is, a time when the gas turbine blade 10 is used.
  • the diffusion coefficient D is represented by the following formula (4).
  • D 0 is a constant called a frequency factor
  • Q is an activation energy
  • R is a gas constant
  • T is a temperature.
  • D 0 , Q, and R are known values.
  • the time t is obtained by applying the thickness of the diffusion layer 29 obtained by cross-sectional observation to the master curve shown in FIG. Then, by applying the thickness L (t) of the diffusion layer 29 obtained by cross-sectional observation and the time t obtained from the master curve to the equation (3), the diffusion coefficient D after the elapse of the time t is obtained.
  • the temperature T is obtained from the equation (4) using the diffusion coefficient D obtained from the equation (3).
  • a master curve indicating the relationship between the thickness L (t) of the diffusion layer 29 and the time t is created in advance, and the measured thickness of the diffusion layer 29 is applied to this master curve to obtain an equation.
  • pure Ni is used as the first metal layer 27, and pure Pt is used as the second metal layer 28, and the diffusion layer 29 is generated at the bonding interface between high-purity metals. Therefore, fluctuations in the diffusion amount due to the oxide contained in the heat shield layer 23 and other metals such as Al contained in the bonding layer 22 can be suppressed. Therefore, since the diffusion layer 29 generated at the interface between the first metal layer 27 and the second metal layer 28 has a value close to the theoretical value, by applying the measured thickness of the diffusion layer 29 to the master curve, The accuracy of the estimated temperature is improved.
  • the strain measurement method for high-temperature components of this embodiment in addition to local strain of the gas turbine rotor blade 10, it is possible to estimate the temperature at the time of use. Can be improved. Further, the heat shielding effect by the heat shielding layer 23 can be confirmed from the estimated temperature when the gas turbine rotor blade 10 is used, and measures for extending the life can be achieved.
  • FIG. 10 is a graph schematically showing the relationship between the position of the recess in the depth direction and the amounts of Ni and Pt (at%).
  • FIG. 10 is a graph schematically showing the result of measuring the composition distribution of the Ni content and the Pt content (at%) in the recess 25 along the line XX shown in FIG.
  • the composition analysis can be performed using a scanning electron microscope (SEM) and an electron probe microanalyzer (EPMA).
  • SEM scanning electron microscope
  • EPMA electron probe microanalyzer
  • the Ni amount shows a constant value in the first metal layer 27, and the Pt amount shows a constant value in the second metal layer 28.
  • both Ni and Pt are detected, and the Ni amount decreases toward the surface side of the recess 25, and the Pt amount tends to increase.
  • pure Ni is used for the first metal layer 27 and pure Pt is used for the second metal layer 28. Therefore, by measuring the composition distribution of Ni and Pt, the diffusion layer 29 can be accurately measured. Thickness can be measured
  • FIG. 11 is a partially enlarged cross-sectional view schematically showing a blade portion of the gas turbine rotor blade of the second embodiment.
  • the same or equivalent components as those in the above-described embodiment are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is simplified or omitted.
  • the second metal layer 28 is not formed in the recess 25 formed in the bonding layer 22, and only the first metal layer 27 is formed.
  • the step of forming the second metal layer 28 shown in FIG. 3 can be omitted.
  • the first metal layer 27 is formed to have the same thickness as the bonding layer 22 or thicker than the bonding layer 22.
  • the first metal layer 27 is formed above the surface of the bonding layer 22.
  • the first metal layer 27 is removed.
  • the first three-dimensional coordinates and the second three-dimensional coordinates of the concave portion 25 of the wing part 13 are measured by the same method as step ST6 to step ST10 shown in FIG. Can do.
  • the three-dimensional coordinates can be satisfactorily measured by recognizing the recess 25 from the contrast difference due to the difference in material between the first metal layer 27 and the bonding layer 22 formed in the recess 25. It is.
  • the strain measurement method for a high-temperature component of the present embodiment since the first metal layer 27 is formed in the recess 25, when the stress is applied to the recess 25 when the heat shield layer 23 is removed. Even if it exists, the deformation
  • FIG. 12 is a partially enlarged cross-sectional view schematically showing a blade portion of the gas turbine rotor blade of the third embodiment.
  • the first metal layer 27 and the second metal layer 28 are not formed in the recess 25, and the heat shield layer 23 is formed in the recess 25. Yes.
  • steps ST3 to ST5 shown in FIG. 3 can be omitted.
  • step ST6 shown in FIG. 3 the outer periphery of the concave portion 25 formed in the bonding layer 22 is recognized by the image recognition device, and the first three-dimensional coordinates are measured.
  • step ST7 a heat shield layer 23 is formed on the surface of the bonding layer 22 and in the recess 25 by low pressure plasma spraying or the like, and after the gas turbine rotor blade 10 is used, the heat shield layer 23 in the recess 25 is left and bonded. The heat shield layer 23 above the surface of the layer 22 is removed.
  • the image recognition apparatus recognizes the contrast difference between the bonding layer 22 and the heat shield layer 23 formed in the recess 25, and the second three-dimensional coordinates of the recess 25 can be measured.
  • the method for measuring high-temperature strain of the present embodiment since the strain of the high-temperature member can be measured without providing different materials other than the base material 21, the bonding layer 22, and the heat shield layer 23, the first metal layer 27 and the bonding layer 22 are not affected by the difference in thermal expansion coefficient. Therefore, it is possible to improve the accuracy of strain measurement of high temperature parts. Since the first metal layer 27 and the second metal layer 28 are not formed, the manufacturing cost of the wing part 14 can be reduced, and the measurement method is omitted by omitting steps ST3 to ST5 shown in FIG. Can be simplified.

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Abstract

基材（２１）の上に、接合層（２２）、遮熱層（２３）の順に重ねられた高温部品のひずみ測定方法であって、基材（２１）に設けられた接合層（２２）の表面に複数の凹部（２５）を形成して、複数の凹部（２５）の第１の３次元座標を計測するステップと、接合層（２２）の表面及び複数の凹部（２５）を遮熱層（２３）で覆って高温部品を形成し、高温部品を所定の期間使用した後に、遮熱層（２３）を除去して複数の凹部（２５）の第２の３次元座標を計測するステップと、複数の凹部（２５）で囲まれる局所的な領域において、第１の３次元座標と、第２の３次元座標との差分により複数の凹部（２５）のそれぞれの相対変位量を求め、相対変位量から局所的なひずみを算出するステップとを有する。

Description

高温部品のひずみ測定方法及び高温部品
　本発明は、ガスタービンの動翼等に用いられる高温部品のひずみ測定方法及び高温部品に関する。
　下記特許文献１には、高温部品の内部応力検査装置に関する発明が記載されている。特許文献１の高温部品は、金属下地層（接合層）に可視光レーザにより蛍光を発生させる蛍光物質を含み、可視光レーザを照射したときに蛍光物質が発生する光の波長の変化に基づいて、高温部品の内部応力を推定する。
特開２００７－２９７９４７号公報
　特許文献１に記載されている高温部品の内部応力検査装置は、可視光レーザがセラミック遮熱層を透過して金属下地層に達し、金属下地層に含まれる蛍光物質の光を発生させる。そのため、セラミック遮熱層の厚さや材質の違いにより、または、セラミック遮熱層の剥離や損傷の発生により測定誤差が生じる可能性がある。
　本発明は、上記課題を解決して、高温部品の局所的なひずみを良好に計測することが可能な高温部品のひずみ測定方法及び高温部品を提供することを目的とする。
　本発明の一態様による高温部品のひずみ測定方法は、基材の上に、接合層、遮熱層の順に重ねられた高温部品のひずみ測定方法であって、前記基材に設けられた前記接合層の表面に複数の凹部を形成して、複数の前記凹部の第１の３次元座標を計測するステップと、前記接合層の表面及び複数の前記凹部を前記遮熱層で覆って前記高温部品を形成し、前記高温部品を所定の期間使用した後に、前記遮熱層を除去して複数の前記凹部の第２の３次元座標を計測するステップと、複数の前記凹部で囲まれる局所的な領域において、前記第１の３次元座標と、前記第２の３次元座標との差分により、複数の前記凹部のうち少なくとも２つの前記凹部のそれぞれの相対変位量を求め、前記相対変位量から局所的なひずみを算出するステップとを有する。
　これによれば、接合層に形成された複数の凹部の相対変位量を求めることにより、高温部品の局所的なひずみを良好に測定することができる。また、複数の凹部が、遮熱層や基材に形成されず接合層に形成されているため、凹部を形成することによる基材の強度低下及び遮熱層の遮熱効果の低下を抑制することができる。さらに、複数の凹部の３次元座標は、遮熱層を形成する前と、遮熱層を除去した後に計測されるため、遮熱層の厚さや材質による測定誤差が生じず、複数の凹部の３次元座標を正確に求めることができる。したがって、本発明の一態様による高温部品のひずみ測定方法によれば、高温部品の局所的なひずみを良好に計測することが可能である。
　本発明の望ましい態様として、前記凹部を形成した後、前記凹部内に第１の金属層を形成するステップを有する。これによれば、凹部内に第１の金属層が形成されているため、遮熱層を除去する際に凹部に応力が加えられた場合であっても、凹部の変形を抑制することができ、凹部の３次元座標を正確に測定することができる。また、凹部に形成された第１の金属層と基材との材料の違いによるコントラスト差から、凹部の３次元座標を良好に計測することが可能である。
　本発明の望ましい態様として、前記第１の金属層は前記凹部の側面及び底面を覆うとともに、前記第１の金属層の表面に、前記第１の金属層の凹部が形成されており、前記第１の金属層の凹部に、前記第１の金属層と異なる材料である第２の金属層を形成するステップを有する。これによれば、第１の金属層と第２の金属層との拡散量から、高温部品の温度を推定することができる。
　本発明の望ましい態様として、前記第１の金属層はＮｉであり、前記第２の金属層はＰｔである。これによれば、純度の高い金属同士で拡散するため、遮熱層や接合層等に含まれる酸化物や他の金属による拡散量の変動を抑制することができ、理論値に近い拡散量を測定することができる。したがって、高温部品の推定温度の精度を向上させることができる。
　本発明の望ましい態様として、複数の前記凹部は、レーザ加工により形成される。これによれば、接合層に凹部の位置及び形状を精度良く形成することができ、基材の強度が低下することを防止することができる。
　本発明の一態様による高温部品は、基材の上に、接合層、遮熱層の順に重ねられた高温部品であって、前記接合層の表裏面のうち前記遮熱層が形成される面に、３次元座標測定用の複数の凹部が形成されていることを特徴とする。これによれば、高温部品の使用後に遮熱層を除去して、複数の凹部の３次元座標を計測して、高温部品の局所的なひずみを測定することができる。また、複数の凹部が接合層に形成されており、基材及び遮熱層には凹部が形成されていないため、基材の強度、及び遮熱層の遮熱性能が低下することを抑制することができる。したがって、本発明の一態様による高温部品によれば、高温部品の局所的なひずみを良好に計測することが可能である。
　本発明の望ましい態様として、前記凹部内に第１の金属層を有する。凹部内に第１の金属層が形成されているため、遮熱層を除去する際に凹部に応力が加えられた場合であっても、凹部の変形を抑制することができ、凹部の３次元座標を正確に測定することができる。また、凹部に形成された第１の金属層と基材との材料の違いによるコントラスト差から、凹部の３次元座標を良好に計測することが可能である。
　本発明の望ましい態様として、前記第１の金属層は、前記凹部の側面及び底面を覆うとともに、前記第１の金属層の表面に、前記第１の金属層の凹部が形成されており、前記第１の金属層の凹部に、前記第１の金属層と異なる材料である。この構造によれば、第１の金属層と第２の金属層との拡散量から、高温部品の温度を推定することができる。
　本発明の望ましい態様として、前記第１の金属層はＮｉであり、前記第２の金属層はＰｔである。この構造によれば、純度の高い金属同士で拡散するため、遮熱層や接合層等に含まれる酸化物や他の金属による拡散量の変動を抑制することができ、理論値に近い拡散量を測定することができる。したがって、高温部品の推定温度の精度を向上させることができる。
　本発明の高温部品のひずみ測定方法及び高温部品によれば、高温部品の局所的なひずみを良好に計測することが可能である。
図１は、第１の実施形態の高温部品に係るガスタービン動翼の斜視図である。 図２は、ガスタービン動翼の翼部を模式的に示す部分拡大断面図である。 図３は、第１の実施形態の高温部品のひずみ測定方法を説明するための説明図である。 図４は、レーザ加工装置を説明する模式図である。 図５は、図３に示すステップＳＴ２のレーザ加工後における翼部の正面図である。 図６は、図３のステップＳＴ６における、第１の３次元座標を計測するステップを説明する模式図である。 図７は、図３のステップＳＴ１０における、第２の３次元座標を計測するステップを説明する模式図である。 図８は、第１の金属層と第２の金属層との間に形成される拡散層を示す部分拡大断面図である。 図９は、本実施形態のマスターカーブの一例を示し、拡散層の厚さと時間との関係を模式的に示すグラフである。 図１０は、凹部の深さ方向位置と、Ｎｉ、Ｐｔ量（ａｔ％）との関係を模式的に示すグラフである。 図１１は、第２の実施形態のガスタービン動翼の翼部を模式的に示す部分拡大断面図である。 図１２は、第３の実施形態のガスタービン動翼の翼部を模式的に示す部分拡大断面図である。
　以下、本発明に係る高温部品のひずみ測定方法及び高温部品の実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。なお、以下の実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、この実施形態の構成要素には、発明の同一性を維持しつつ置換可能かつ置換自明なものが含まれる。また、この実施形態に記載された方法、装置及び変形例は、当業者自明の範囲内にて任意に組み合わせが可能である。
　＜第１の実施形態＞
　図１は、第１の実施形態の高温部品に係るガスタービン動翼の斜視図である。図１に示すように、ガスタービン動翼１０は、プラットフォーム１１と、プラットフォーム１１と一体に形成された翼部１２とを有する。ガスタービン動翼１０は、ガスタービンの回転軸に放射状に複数取り付けられて使用される。プラットフォーム１１がガスタービンの回転軸に取り付けられて、翼部１２が高温高圧の燃焼ガスを受けて回転エネルギーを発生させることができる。
　本実施形態において、高温部品の一例としてガスタービン動翼１０について説明するが、これに限定されず、高温高圧の条件下で使用されるガスタービンの静翼や、燃焼器等の部材でもよい。ガスタービン動翼１０は１０００℃以上の高温環境で使用される高温部品であり、回転駆動する。そのため、実際の使用時における高温部品のひずみ又は温度を計測することが困難であり、特に、局所的なひずみを測定することが困難である。したがって、高温部品の余寿命の評価をすること又は遮熱層の遮熱効果を正確に評価することが困難である。
　図２は、ガスタービン動翼の翼部を模式的に示す部分拡大断面図である。図２に示すように、翼部１２は、基材２１と、基材２１の上に形成された接合層２２と、接合層２２の上に形成された遮熱層２３とを有する。接合層２２は基材２１の表面を覆って設けられており、接合層２２の遮熱層２３が形成される面に、所定の間隔を有して複数の凹部２５が形成されている。複数の凹部２５の内部には、第１の金属層２７と第２の金属層２８が形成されている。そして、遮熱層２３は、接合層２２の表面、及び凹部２５内に形成された第１の金属層２７と第２の金属層２８の表面を覆って設けられている。
　第１の金属層２７は、凹部２５の底面と側面を覆っており、第１の金属層２７の表面に第１の金属層の凹部２６が形成される。また、第２の金属層２８は、第１の金属層の凹部２６内に形成される。このように、凹部２５を第１凹部とし、第１の金属層の凹部２６を第２凹部とした場合、凹部２５（第１凹部）は、第１の金属層の凹部２６（第２凹部）よりも大きい。
　本実施形態において、基材２１は金属材料を用いて形成されており、例えばＮｉ基合金が用いられる。Ｎｉ基合金は、優れた耐熱性、耐酸化性を備えており、ガスタービン等の高温部品の材料として好適に使用される。基材２１は、Ｎｉ基合金以外に、例えばＣｏ基合金を用いることができる。
　接合層２２は、基材２１と遮熱層２３との密着性を高め、また、基材２１と遮熱層２３との間の熱応力を緩和するために設けられている。本実施形態において、接合層２２は、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹで形成される金属膜である。
　遮熱層２３は、遮熱コーティング（ＴＢＣ：Thermal　Barrier　Coating）膜であり、高温ガス等の熱から基材２１を保護するために設けられた遮熱性を有する材料である。遮熱層２３は低熱伝導性のセラミックス材料が用いられる。本実施形態において、例えば、ＺｒＯ２－Ｙ２Ｏ３等を用いることができる。
　また、第１の金属層２７はＮｉであり、第２の金属層２８はＰｔである。なお、第１の金属層２７、第２の金属層２８の材料は、これに限定されず、Ｗ、Ｎｂ、Ｃｒ等、高温状態での拡散係数が既知であるものを好適に用いることができる。
　本実施形態において、複数の凹部２５は、翼部１２の３次元座標測定用のマーカーとして形成されたものである。ガスタービン動翼１０の使用前後における複数の凹部２５の３次元座標から、複数の凹部２５の相対変位量を求め、ガスタービン動翼１０の局所的なひずみを測定することができる。
　本実施形態のガスタービン動翼１０は、図２に示すように、複数の凹部２５が接合層２２に形成されているため、凹部２５を基材２１に形成した場合と比較して、基材２１の強度が低下することを抑制できる。また、凹部２５を遮熱層２３に形成した場合と比較して、遮熱層２３の遮熱性能が低下することを抑制することができる。ガスタービン動翼１０を使用する際には、遮熱層２３が設けられているため、基材２１、及び凹部２５に形成された第１の金属層２７、第２の金属層２８の劣化が抑制される。そして、ガスタービン動翼１０の使用後に遮熱層２３を除去された、複数の凹部２５の位置の変化の情報は、ガスタービン動翼１０の局所的なひずみと相関がある。
　次にガスタービン動翼１０のひずみ測定方法について説明する。図３は、第１の実施形態の高温部品のひずみ測定方法を説明するための説明図である。
　本実施形態の高温部品のひずみ測定方法は、まず、ニッケル基超合金を有する基材２１を用意して、基材２１を減圧されたチャンバー内に固定し、所定の圧力になるようにアルゴンガス等を導入する。そして、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹを含む溶射粒子を加熱・溶融し、基材２１の表面に減圧プラズマ溶射等の方法で溶射する。これにより、基材２１の表面に接合層２２が形成される（ステップＳＴ１）。接合層２２は、例えば５０μｍ～１００μｍ程度の厚さで形成される。
　次に、接合層２２の表面にレーザ加工により複数の凹部２５を形成する（ステップＳＴ２）。図４は、図３のステップＳＴ２に示すレーザ加工を行うためのレーザ加工装置を説明する模式図である。また、図５は、図３のステップＳＴ２のレーザ加工後における翼部の正面図である。図４に示すように、レーザ加工装置４１は、アーム４５と、アーム４５に接続されたレーザ照射部４６を有する。アーム４５は、アーム駆動制御部４４により制御され、レーザ照射部４６を任意の位置に移動させることが可能である。また、レーザ照射部４６にはレーザ制御部４２が接続されている。レーザ制御部４２にはレーザ発振器が含まれており、レーザ発振器で発振されたレーザ光４７がレーザ照射部４６から翼部１２に照射される。本実施形態において、レーザ発振器としてＹＡＧレーザ発振器、ファイバレーザ発振器を用いることができる。レーザ制御部４２とアーム駆動制御部４４とは制御部４３により制御され、アーム４５の駆動とレーザ照射部４６からのレーザ光４７の照射が、あらかじめ制御部４３に格納されたプログラムに従って実行される。
　図４に示すように、ステージ４０の上にガスタービン動翼１０を固定した状態で、アーム４５によりレーザ照射部４６の位置を順次移動させて、所定の位置でレーザ光４７を照射する。これにより、図３のステップＳＴ２に示すように、レーザ光４７を照射した箇所の接合層２２が除去されて凹部２５が形成される。図５に示すように、複数の凹部２５は、翼部１２の接合層２２の表面において所定の間隔を有して形成される。また、レーザ照射部４６は、ガルバノミラー（図示しない）を有しており、ガルバノミラーの角度を変化させてレーザ光４７を接合層２２の面上に走査させることができる。これにより、各凹部２５を任意の形状で形成することができ、本実施形態では、各凹部２５は、平面視で四角形状に形成される。
　次に、接合層２２の表面及び凹部２５を覆って第１の金属層２７を形成する（ステップＳＴ３）。本実施形態において、第１の金属層２７はＮｉであり、ステップＳＴ１と同様に、溶融したＮｉを減圧プラズマ溶射等により接合層２２及び凹部２５に溶射して形成することができる。なお、第１の金属層２７は、接合層２２の厚さよりも薄く形成され、例えば接合層２２の１／２程度の厚さで形成される。このため、第１の金属層２７は、凹部２５の底面及び側面を覆って形成され、第１の金属層２７の表面には、第１の金属層の凹部２６が形成される。なお、第１の金属層２７は、Ｎｉに限定されず、Ｗ、Ｎｂ、Ｃｒ等の金属材料を用いることができる。
　さらに、第１の金属層２７の表面を覆って第２の金属層２８を形成する（ステップＳＴ４）。本実施形態において、第２の金属層２８はＰｔであり、ステップＳＴ１、ＳＴ３と同様に、減圧プラズマ溶射等により形成される。第２の金属層２８は、第１の金属層２７とほぼ等しい厚さで形成され、第１の金属層２７と第２の金属層２８との合計厚さが接合層２２の厚さと同程度、若しくは接合層２２よりも厚くなるように形成される。なお、第１の金属層２７及び第２の金属層２８は、いずれも減圧雰囲気中で溶射される減圧プラズマ溶射等により形成されるため、第１の金属層２７及び第２の金属層２８に酸素が混入することを抑制できる。よって、投入原料の純度と同等の純度を維持して第１の金属層２７及び第２の金属層２８が形成される。なお、第２の金属層２８は、Ｐｔに限定されず、Ｗ、Ｎｂ、Ｃｒ等のうち、第１の金属層２７と異なる金属材料を用いることができる。
　次に、凹部２５内の第１の金属層２７及び第２の金属層２８を残して、接合層２２の表面よりも上部の第１の金属層２７及び第２の金属層２８を除去する（ステップＳＴ５）。第１の金属層２７及び第２の金属層２８は、グラインダー装置やブラスト装置を用いて除去することができる。これにより、図３に示すように、凹部２５内に形成された第１の金属層２７及び第２の金属層２８の表面と、接合層２２の表面とが露出する。第１の金属層２７は、凹部２５の底面及び側面を覆って形成され、第２の金属層２８は、第１の金属層の凹部２６内に形成される。また、接合層２２、第１の金属層２７、及び第２の金属層２８の表面は、同一面内に位置することとなり、接合層２２と第１の金属層２７との境界が外部に露出する。
　図３に示すように、３次元計測器３１を用いて、複数の凹部２５の第１の３次元座標（初期座標）を計測する（ステップＳＴ６）。図３に示す、３次元計測器３１は、レーザ光を走査して３次元形状を測定可能な３Ｄスキャナと、ＣＣＤカメラ等からの画像信号を処理して画像認識を行う画像認識装置とを含む。３次元計測器３１を用いることにより、接合層２２、第１の金属層２７及び第２の金属層２８の表面の３次元形状を計測することができる。また、画像認識装置により、接合層２２と第１の金属層２７とのコントラスト差から、凹部２５の形状を認識することができる。
　図６は、図３のステップＳＴ６に示す第１の３次元座標を計測するステップを説明する模式図である。図６に示すように、複数の凹部２５は、それぞれ平面視で四角形状に形成されており、凹部２５の側面に接して形成される第１の金属層２７の外形形状も四角形状となる。初期状態において、複数の凹部２５は、上下方向及び左右方向に互いに等間隔で配置される。これにより、凹部２５に形成した第１の金属層２７と接合層２２との熱膨張係数の差に起因する応力が、翼部１２全体で均一化され、ひずみの発生を抑制することができる。
　３次元計測器３１に含まれる画像認識装置により、複数の凹部２５を順次認識し、認識された各凹部２５の四角形状のうち、それぞれ左上の角部を座標測定点（Ｐｍｎ、ｍ＝１～ｍ、ｎ＝１～ｎ）として設定する。画像認識装置で認識された凹部２５の座標測定点（Ｐｍｎ）の位置と、３Ｄスキャナにより計測された翼部１２の３次元形状とから、初期座標として複数の凹部２５の第１の３次元座標が求められる。第１の３次元座標は、任意の平面を基準として求められる。例えば座標測定点Ｐｍｎのうち３点Ｐ１１、Ｐｍ１、Ｐ１ｎを選択して、この３点で設定される平面を基準平面とすることができる。
　次に、接合層２２の表面、及び凹部２５内に形成された第１の金属層２７、第２の金属層２８を覆って遮熱層２３が形成される（ステップＳＴ７）。遮熱層２３は、ＺｒＯ２－Ｙ２Ｏ３等のセラミックス材料を用いて、減圧プラズマ溶射等の方法で溶射して形成することができる。遮熱層２３は、例えば１００μｍ～２００μｍ程度の厚さで形成することができる。なお、遮熱層２３の厚さは、材料の種類、構造（緻密性等）に応じて適宜変更することができる。
　以上のような工程でガスタービン動翼１０が製造される。このガスタービン動翼１０がガスタービン内に組み込まれ、例えば１カ月～１年の期間、実際に使用される（ステップＳＴ８）。ガスタービン動翼１０は、１０００℃以上の燃焼ガスを受けて回転する回転体であるため、例えば、ひずみ測定用のマーカーをガスタービン動翼１０の表面に形成した場合、マーカー自体が変形、劣化するため位置計測、ひずみ計測を良好に行うことができない。本実施形態の高温部品の測定方法によれば、使用時には遮熱層２３が第１の金属層２７及び第２の金属層２８を覆って形成されているため、第１の金属層２７、第２の金属層２８が酸化や熱によって劣化することを抑制することができる。
　ガスタービン動翼１０を所定の期間（１カ月～１年）使用した後、遮熱層２３を除去する（ステップＳＴ９）。遮熱層２３は、グラインダー装置やブラスト装置を用いて機械的に除去することができる。遮熱層２３を除去することで、接合層２２の表面と、凹部２５内の第１の金属層２７及び第２の金属層２８が露出する。
　そして、ステップＳＴ６と同様に、３次元計測器３１を用いて、ガスタービン動翼１０の使用後における凹部２５の第２の３次元座標を計測する（ステップＳＴ１０）。図７は、図３のステップＳＴ１０における第２の３次元座標を計測するステップを説明する模式図である。ガスタービン動翼１０は１０００℃以上の高温環境下で使用され、燃焼ガスを受けて回転する回転体である。このガスタービン動翼１０は、使用後において、図７に示すように、全体的なひずみが発生するとともに局所的なひずみが生じる。ガスタービン動翼１０の使用後における凹部２５の座標測定点（Ｐｍｎ、ｍ＝１～ｍ、ｎ＝１～ｎ）が画像認識装置で認識され、凹部２５の位置が計測される。また、３Ｄスキャナにより使用後の翼部１２の３次元形状が計測される。これらのデータに基づいて、高温部品の使用後における複数の凹部２５の第２の３次元座標が求められる。第２の３次元座標を計測する際には、図３のステップＳＴ６と同じ基準平面（例えば座標測定点Ｐｍｎのうち３点Ｐ１１、Ｐｍ１、Ｐ１ｎで設定される平面）を基準として第２の３次元座標が求められる。
　複数の凹部２５の初期座標である第１の３次元座標と、使用後の座標である第２の３次元座標の計測結果から、任意の座標を基準点としたときの複数の凹部２５のそれぞれの相対変位量が求められる。この相対変位量を用いて、複数の凹部２５で囲まれる領域における局所的なひずみが算出される。
　図６及び図７に示す、座標測定点Ｐ１１、Ｐ２１、Ｐ１２で囲まれる領域のひずみを算出する場合、例えば、座標測定点Ｐ１１を基準点として設定し、Ｐ１１が使用前後で変動しないと仮定して、座標測定点Ｐ２１、Ｐ１２の相対変位量が算出される。座標測定点Ｐ１１を基準点としたときの座標測定点Ｐ２１の第１の３次元座標を（ｘ２１、ｙ２１、ｚ２１）、第２の３次元座標を（ｘ２１´、ｙ２１´、ｚ２１´）とした場合、座標測定点Ｐ２１の相対変位量（Δｘ２１、Δｙ２１、Δｚ２１）は、（Δｘ２１、Δｙ２１、Δｚ２１）＝（ｘ２１´－ｘ２１、ｙ２１´－ｙ２１、ｚ２１´－ｚ２１）と求められる。座標測定点Ｐ１２の相対変位量についても同様に、（Δｘ１２、Δｙ１２、Δｚ１２）＝（ｘ１２´－ｘ１２、ｙ１２´－ｙ１２、ｚ１２´－ｚ１２）と求められる。
　このとき、ｘｙ面内におけるひずみγｘｙは、γｘｙ＝Δｘ１２／ｙ１２＋Δｙ２１／ｘ２１と表される。同様にｙｚ面内のひずみγｙｚは、γｙｚ＝Δｙ１２／ｚ１２＋Δｚ２１／ｙ２１と求められ、ｘｚ面内のひずみγｘｚは、γｘｚ＝Δｘ１２／ｚ１２＋Δｚ２１／ｘ２１と求められる。なお、γｘｙ＝γｙｘ、γｙｚ＝γｚｙ、γｘｚ＝γｚｘである。このようにして求められたγｉｊ（ｉ＝ｘ～ｚ、ｊ＝ｘ～ｚ）を、変位ベクトルｕを用いて表現したひずみテンソル成分εｉｊ（ｉ＝ｘ～ｚ、ｊ＝ｘ～ｚ）が次の式（１）で表される。そして、ひずみテンソルεは、式（２）で表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　式（２）に基づいて、座標測定点Ｐ１１、Ｐ２１、Ｐ１２で囲まれる領域の局所的ひずみが算出される。以上のように、複数の凹部２５のうち少なくとも２つの凹部２５の座標測定点Ｐ２１、Ｐ１２について、基準とする座標測定点Ｐ１１に対する相対変位量を求めることにより、局所的なひずみが求められる。同様にして、他の複数の座標測定点Ｐｍｎのうち任意の点で囲まれた領域について局所的なひずみを算出することができる。このように、翼部１２の局所的なひずみを求めることにより、ガスタービン動翼１０のひずみの分布が得られる。
　また、計測した各凹部２５の第１の３次元座標のデータ及び第２の３次元座標のデータを用いて、有限要素法（ＦＥＭ）により、翼部１２の局所的な応力を求めることが可能である。この場合、３次元座標データの他に基材２１、接合層２２、遮熱層２３のヤング率等の材料物性値や厚さ等の既知の値が用いられる。これにより、翼部１２において局所的な応力の集中が発生する箇所を知ることができ、余寿命の推定を正確に行うことができる。
　以上のように、本実施形態の高温部品のひずみ測定方法によれば、接合層２２に形成された複数の凹部２５の相対変位量を求めることにより、高温部品の局所的なひずみを良好に測定することができる。また、複数の凹部２５が、遮熱層２３や基材２１に形成されず接合層２２に形成されているため、凹部２５を形成することによる基材２１の強度低下及び遮熱層２３の遮熱効果の低下を抑制することができる。さらに、複数の凹部２５の３次元座標は、遮熱層２３を形成する前と、遮熱層２３を除去した後に計測されるため、遮熱層２３の厚さや材質による測定誤差が生じず、複数の凹部２５の３次元座標を正確に求めることができる。したがって、本実施形態の高温部品のひずみ測定方法によれば、高温部品の局所的なひずみを良好に計測することが可能である。
　なお、図３に示すステップＳＴ２において、凹部２５は平面視で四角形状に形成され、ステップＳＴ６及びステップＳＴ１０において、左上の角部を基準として３次元座標を計測しているが、これに限定されない。ステップＳＴ２において、凹部２５はレーザ加工により形成されるため、レーザ照射部４６のガルバノミラー（図示しない）を駆動させて、凹部２５を、平面視で円形、多角形等の任意の形状で形成することができる。例えば、凹部２５を円形に形成した場合には、画像認識装置で円形状を認識して、円の中心を座標測定点Ｐｍｎとすることができる。
　また、図３のステップＳＴ２に示すように、接合層２２の表裏面を貫通してレーザ加工が施され、凹部２５の底面に基材２１が露出して、接合層２２と基材２１とで凹部２５が形成されている。この態様に限らず、レーザ加工の際に接合層２２を貫通させずに凹部２５を形成することもできる。この場合、基材２１の表面全体を覆って接合層２２が設けられるため、基材２１の強度の低下が確実に防止される。
　図８は、第１の金属層と第２の金属層との間に形成される拡散層の部分拡大断面図である。本実施形態において、凹部２５内に、異なる材料からなる第１の金属層２７と第２の金属層２８とが形成されている。第１の金属層２７は、凹部２５の底面及び側面を覆って形成され、第１の金属層２７の上面には第１の金属層の凹部２６が形成される。第２の金属層２８は、第１の金属層の凹部２６内に形成されている。本実施形態において、第１の金属層２７として、純Ｎｉ（Ｎｉ含有量９９ａｔ％以上、より好ましくは９９．９ａｔ％以上）を用いており、第２の金属層２８として、純Ｐｔ（Ｐｔ含有量９９ａｔ％以上、より好ましくは９９．９ａｔ％以上）を用いている。
　ガスタービン動翼１０が高温環境下で使用された場合、第１の金属層２７と第２の金属層２８との間に拡散層２９が生成する。図３に示すステップＳＴ１０において第２の３次元座標を計測した後に、凹部２５の位置で翼部１２を切断して断面を観察することにより、図８に示すように拡散層２９の厚さが測定される。拡散層２９の厚さの観察は、走査型電子顕微鏡（ＳＥＭ）等を用いて、２００倍～５００倍程度の倍率で観察することができる。
　図９は、本実施形態のマスターカーブの一例を示し、拡散層の厚さと時間との関係を模式的に示すグラフである。拡散層の厚さＬ（ｔ）は、時間ｔとともに増加する傾向を示す。ここで、拡散層の厚さＬ（ｔ）は、下記の式（３）で表される。式（３）に示すＤは拡散係数である。また、ｔは拡散時間、すなわちガスタービン動翼１０が使用された時間である。拡散係数Ｄは、下記の式（４）で表される。式（４）のＤ０は振動数因子と呼ばれる定数、Ｑは活性化エネルギー、Ｒはガス定数、Ｔは温度である。ここで、Ｄ０、Ｑ、Ｒは、既知の値である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
　断面観察により求められた拡散層２９の厚さを、図９に示すマスターカーブに当てはめることにより、時間ｔが得られる。そして、式（３）に、断面観察により求められた拡散層２９の厚さＬ（ｔ）及びマスターカーブから得られた時間ｔをあてはめることにより、時間ｔ経過後の拡散係数Ｄが求められる。式（３）から求められた拡散係数Ｄを用いて式（４）から温度Ｔが求められる。以上のように、あらかじめ拡散層２９の厚さＬ（ｔ）と、時間ｔとの関係を示すマスターカーブを作成しておき、測定した拡散層２９の厚さをこのマスターカーブにあてはめて、式（３）及び式（４）を用いることにより、ガスタービン動翼１０の使用時における温度Ｔを推定することができる。
　本実施形態において、第１の金属層２７として純Ｎｉを用い、第２の金属層２８として純Ｐｔを用いており、拡散層２９は、純度の高い金属同士の接合界面で生成する。そのため、遮熱層２３に含まれる酸化物や接合層２２に含まれるＡｌ等の他の金属による拡散量の変動を抑制することができる。したがって、第１の金属層２７と第２の金属層２８との界面で生成する拡散層２９は理論値に近い値となるため、実測した拡散層２９の厚さをマスターカーブに当てはめることにより、推定温度の精度が向上する。
　本実施形態の高温部品のひずみ測定方法によれば、ガスタービン動翼１０の局所的なひずみに加えて、使用時の温度を推定することが可能であるため、推定された余寿命の精度を向上させることができる。また、ガスタービン動翼１０の使用時の推定温度から、遮熱層２３による遮熱効果を確認して、長寿命化の対策を図ることができる。
　図１０は、凹部の深さ方向位置と、Ｎｉ、Ｐｔ量（ａｔ％）との関係を模式的に示すグラフである。図１０は、図８に示すＸ－Ｘ線に沿って凹部２５内のＮｉ量及びＰｔ量（ａｔ％）の組成分布を測定した結果を模式的に示したグラフである。組成分析は、走査型電子顕微鏡（ＳＥＭ）及び電子線プローブマイクロアナライザ（ＥＰＭＡ）を用いて行うことができる。図１０に示すように、第１の金属層２７においてＮｉ量が一定の値を示し、第２の金属層２８においてＰｔ量が一定の値を示す。拡散層２９ではＮｉとＰｔの両方が検出され、凹部２５の表面側に向かうにしたがってＮｉ量が減少し、Ｐｔ量が増大する傾向を示す。本実施形態において、第１の金属層２７に純Ｎｉを用い、第２の金属層２８に純Ｐｔを用いているため、Ｎｉ及びＰｔの組成分布を測定することにより、精度良く拡散層２９の厚さを計測することができる。
　＜第２の実施形態＞
　図１１は、第２の実施形態のガスタービン動翼の翼部を模式的に示す部分拡大断面図である。以下の説明において、上述の実施形態と同一又は同等の構成部分については同一の符号を付し、その説明を簡略又は省略する。
　第２の実施形態の翼部１３は、接合層２２に形成された凹部２５内に第２の金属層２８が形成されておらず、第１の金属層２７のみが形成されている。本実施形態のひずみ測定方法は、図３に示す第２の金属層２８を形成するステップを省略することができる。そして、図３に示すステップＳＴ３において、第１の金属層２７を、接合層２２と同じ厚さ又は接合層２２よりも厚く形成し、ステップＳＴ５で、接合層２２の表面よりも上方に形成された第１の金属層２７を除去する。その後、図３に示すステップＳＴ６～ステップＳＴ１０と同様の方法により、翼部１３の凹部２５の第１の３次元座標及び第２の３次元座標を測定して、局所的なひずみを算出することができる。本実施形態においても、凹部２５に形成された第１の金属層２７と接合層２２との材料の違いによるコントラスト差から、凹部２５を画像認識して３次元座標を良好に計測することが可能である。
　本実施形態の高温部品のひずみ測定方法によれば、凹部２５内に第１の金属層２７が形成されているため、遮熱層２３を除去する際に凹部２５に応力が加えられた場合であっても、凹部２５の変形を抑制することができ、凹部２５の３次元座標を正確に測定することができる。また、第２の金属層２８を形成する必要がなく翼部１３の製造コストが低減される。図３に示すステップＳＴ４を省略することができるため、ひずみ測定方法を簡略化することができる。
　＜第３の実施形態＞
　図１２は、第３の実施形態のガスタービン動翼の翼部を模式的に示す部分拡大断面図である。図１２に示すように、本実施形態の翼部１４は、凹部２５に第１の金属層２７及び第２の金属層２８が形成されておらず、凹部２５に遮熱層２３が形成されている。
　本実施形態の高温部品のひずみ測定方法は、図３に示すステップＳＴ３からステップＳＴ５を省略することができる。図３に示すステップＳＴ６では、接合層２２に形成された凹部２５の外周を画像認識装置で認識して第１の３次元座標を計測する。また、ステップＳＴ７で、減圧プラズマ溶射等により接合層２２の表面及び凹部２５内に遮熱層２３が形成され、ガスタービン動翼１０の使用後に、凹部２５内の遮熱層２３を残して接合層２２の表面よりも上方の遮熱層２３が除去される。ステップＳＴ１０では、接合層２２と、凹部２５内に形成された遮熱層２３とのコントラスト差を画像認識装置が認識して、凹部２５の第２の３次元座標を計測することができる。
　本実施形態の高温ひずみの測定方法によれば、基材２１、接合層２２、遮熱層２３以外の異なる材料を設けることなく高温部材のひずみを測定することができるため、第１の金属層２７等と接合層２２との熱膨張係数差の影響が生じない。よって、高温部品のひずみ測定の精度を向上させることができる。第１の金属層２７及び第２の金属層２８を形成していないため、翼部１４の製造コストを低減することができ、また、図３に示すステップＳＴ３～ステップＳＴ５を省略して測定方法を簡略化することができる。
　１０　ガスタービン動翼
　１１　プラットフォーム
　１２、１３、１４　翼部
　２１　基材
　２２　接合層
　２３　遮熱層
　２５　凹部
　２６　第１の金属層の凹部
　２７　第１の金属層
　２８　第２の金属層
　２９　拡散層
　３１　３次元計測器
　４０　ステージ
　４１　レーザ加工装置
　４２　レーザ制御部
　４３　制御部
　４４　アーム駆動制御部
　４５　アーム
　４６　レーザ照射部
　４７　レーザ光

Claims (9)

  1. 　基材の上に、接合層、遮熱層の順に重ねられた高温部品のひずみ測定方法であって、
    　前記基材に設けられた前記接合層の表面に複数の凹部を形成して、複数の前記凹部の第１の３次元座標を計測するステップと、
    　前記接合層の表面及び複数の前記凹部を前記遮熱層で覆って前記高温部品を形成し、前記高温部品を所定の期間使用した後に、前記遮熱層を除去して複数の前記凹部の第２の３次元座標を計測するステップと、
    　複数の前記凹部で囲まれる局所的な領域において、前記第１の３次元座標と、前記第２の３次元座標との差分により、複数の前記凹部のうち少なくとも２つの前記凹部のそれぞれの相対変位量を求め、前記相対変位量から局所的なひずみを算出するステップと、を有する高温部品のひずみ測定方法。
  2. 　前記凹部を形成した後、前記凹部内に第１の金属層を形成するステップを有する請求項１に記載の高温部品のひずみ測定方法。
  3. 　前記第１の金属層は、前記凹部の側面及び底面を覆うとともに、前記第１の金属層の表面に、前記第１の金属層の凹部が形成されており、
    　前記第１の金属層の凹部に、前記第１の金属層と異なる材料である第２の金属層を形成するステップを有する請求項２に記載の高温部品のひずみ測定方法。
  4. 　前記第１の金属層はＮｉであり、前記第２の金属層はＰｔである請求項３に記載の高温部品のひずみ測定方法。
  5. 　複数の前記凹部は、レーザ加工により形成される請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の高温部品のひずみ測定方法。
  6. 　基材の上に、接合層、遮熱層の順に重ねられた高温部品であって、
    　前記接合層の表裏面のうち、前記遮熱層が形成される面に、３次元座標測定用の複数の凹部が形成されている高温部品。
  7. 　前記凹部内に第１の金属層を有する請求項６に記載の高温部品。
  8. 　前記第１の金属層は、前記凹部の側面及び底面を覆うとともに、前記第１の金属層の表面に、前記第１の金属層の凹部が形成されており、
    　前記第１の金属層の凹部に、前記第１の金属層と異なる材料である第２の金属層を有する請求項７に記載の高温部品。
  9. 　前記第１の金属層はＮｉであり、前記第２の金属層はＰｔである請求項８に記載の高温部品。
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