WO2021132012A1 - 翼の補修方法、翼、及びガスタービン - Google Patents

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WO2021132012A1
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blade
platform
welding
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welded
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PCT/JP2020/047134
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上田 修
浩志 村井
亮史 伏野
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三菱パワー株式会社
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Definitions

  • the present disclosure relates to blade repair methods, blades, and gas turbines.
  • the present application claims priority to Japanese Patent Application No. 2019-231773 filed on December 23, 2019, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • the gas turbine has moving blades and stationary blades, which are high-temperature parts. Since the moving blades and stationary blades are exposed to a high-temperature combustion gas atmosphere, material deterioration occurs. For this reason, cracks may occur in the outer peripheral portion of the platform constituting the moving blade or the platform constituting the stationary blade.
  • Patent Document 1 a brazed repair material is filled in a cracked base material to be repaired and diffusion heat treatment is performed to integrally join the brazed repair material to the repaired part to be repaired. Is disclosed to be repaired.
  • the present disclosure provides a blade repair method, a blade, and a gas turbine capable of suppressing the generation of cracks at the end face of the platform during operation and suppressing the generation of cracks during welding work.
  • the purpose is.
  • the wing repair method includes a wing body arranged in a combustion gas flow path through which combustion gas flows to form a wing shape, and an end of the wing body in the blade height direction.
  • the wing of the platform is provided, with respect to a wing having a platform that extends in the wing width direction including a direction perpendicular to the wing height direction and partitions a part of the edge of the combustion gas flow path. It is a method of repairing a wing that repairs a crack formed from an end face in the width direction toward the wing body.
  • the platform It By removing a crack-containing region including the crack in the platform before repair, the platform It is recessed from the end face toward the wing body, and forms a notch including a first region located on the wing body side and a second region located on the end face side of the platform with respect to the first region.
  • the first welding step of embedding the first region with the first welding material by overlay welding using the first welding material
  • the first welding step has a second welding step of embedding the second region with the second welding material by overlay welding using the second welding material, and the high temperature strength of the second welding material is the first.
  • the weldability of the first weld material is higher than the high temperature strength of the weld material of 1, the weldability of the first weld material is higher than the weldability of the second weld material, and the second region is from the end face of the platform to the blade body. It is a region in the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less toward.
  • FIG. 4 It is a schematic cross-sectional view of the gas turbine which concerns on 1st Embodiment of this disclosure. It is a perspective view of the repaired turbine blade shown in FIG.
  • the repaired turbine blades shown in FIG. 2 is a sectional view taken along the A 1 -A 2 line. It is an enlarged top view of the portion of the platform shown in FIG. 2 surrounded by the area B. It is a top view which shows the state which the 1st and 2nd welded parts were removed from the cutout part shown in FIG.
  • the structure shown in FIG. 4 is a sectional view taken along a C 1 -C 2 wire.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view taken along F 1 -F 2 line. It is a figure which shows typically the state which the 2nd welding material was built-up welded to the 2nd region of the cutout part shown in FIG.
  • the structure shown in FIG. 14 is a sectional view taken along the G 1 -G 2 wire. It is sectional drawing of the 1st region of the platform after finishing process.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of a second region of the platform after finishing.
  • FIG. 1 The gas turbine 10 according to the first embodiment will be described with reference to FIG.
  • a generator 15 which is not a component of the gas turbine 10 is also shown.
  • Ar is the axis of the rotor 30 (hereinafter referred to as “axis Ar”)
  • Dc is the circumferential direction of the rotor 30 (hereinafter referred to as “circumferential Dc”)
  • Dr is the radial direction of the rotor 30 (hereinafter referred to as “diameter”).
  • Dri is the radial inner side of the radial Dr that approaches the axis Ar (hereinafter referred to as" radial inner Dri "), and Dro is the opposite direction of the radial inner Dri, and the radial outer side that moves away from the axis Ar. (Hereinafter, referred to as "diameter outer Dro") are shown respectively.
  • the axis Ar is also the axis of the turbine rotor 31. Further, the arrow shown in FIG. 1 indicates the direction in which the gas flows.
  • the following description will be given by taking as an example a case where the repaired turbine blades 37B are included in the plurality of turbine blades 37.
  • the turbine blade 37B has a crack 69 formed in the ventral platform 47 repaired.
  • the main cause of the crack 69 is thermal fatigue due to repeated thermal stress generated when the gas turbine 10 is started, operated, and stopped.
  • the gas turbine 10 includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13.
  • the compressor 11 includes a compressor rotor 21, a plurality of compressor moving blade stages 23, a compressor casing 24, and a plurality of compressor stationary blade stages 25.
  • the compressor rotor 21 is a rotating body having a cylindrical shape.
  • the compressor rotor 21 has an outer peripheral surface 21a.
  • the compressor rotor 21 is connected to the turbine rotor 31 that constitutes the turbine 13.
  • the compressor rotor 21 constitutes the rotor 30 together with the turbine rotor 31.
  • the compressor rotor 21 rotates around the axis Ar.
  • the plurality of compressor moving blade stages 23 are arranged on the outer peripheral surface 21a of the compressor rotor 21 in a state of being spaced apart in the axial direction Ar.
  • the compressor moving blade stage 23 has a plurality of compressor moving blades 27 arranged at intervals in the circumferential direction Dc of the outer peripheral surface 21a of the compressor rotor 21.
  • the plurality of compressor blades 27 rotate together with the compressor rotor 21.
  • the compressor casing 24 accommodates the compressor rotor 21 and the plurality of compressor blade stages 23 with a gap interposed between the tip portions of the plurality of compressor blades 27.
  • the compressor casing 24 is a tubular member having an axis Ar as a central axis.
  • the compressor casing 24 has an inner peripheral surface 24a.
  • the plurality of compressor stationary blade stages 25 are arranged on the inner peripheral surface 24a of the compressor casing 24 in a state of being spaced apart in the axial direction Ar direction.
  • the plurality of compressor stationary blade stages 25 are arranged so that the compressor moving blade stages 23 and the compressor stationary blade stages 25 are alternately arranged when viewed from the axial direction Ar.
  • the compressor stationary blade stage 25 has a plurality of compressor stationary blades 28 arranged at intervals in the circumferential direction Dc of the inner peripheral surface 24a of the compressor casing 24.
  • the compressor 11 having the above configuration sucks combustion air to generate compressed air.
  • the compressed air generated by the compressor 11 flows into the combustor 12.
  • the combustor 12 is provided between the compressor 11 and the turbine 13.
  • the combustor 12 generates combustion gas by injecting fuel into the compressed air generated by the compressor 11.
  • the high-temperature combustion gas generated by the combustor 12 is introduced into the turbine 13 to drive the turbine 13.
  • the turbine 13 includes a turbine rotor 31, a plurality of turbine blade stages 33, a turbine casing 34, and a plurality of turbine blade stages 35.
  • the turbine rotor 31 is a rotating body having a cylindrical shape.
  • the turbine rotor 31 has an outer peripheral surface 31a.
  • the turbine rotor 31 rotates around the axis Ar.
  • the plurality of turbine blade stages 33 are arranged on the outer peripheral surface 31a of the turbine rotor 31 in a state of being spaced apart in the axial direction Ar direction.
  • the turbine blade stage 33 has a plurality of turbine blades 37 arranged at intervals in the circumferential direction Dc of the outer peripheral surface 31a of the turbine rotor 31.
  • the plurality of turbine blades 37 rotate together with the turbine rotor 31.
  • the plurality of turbine blades 37 include an unrepaired turbine blade 37A and a turbine blade 37B in which the crack 69 is repaired. The specific configuration of the repaired turbine blade 37B will be described later with reference to FIGS. 2 to 6.
  • the turbine casing 34 accommodates the turbine rotor 31 and the plurality of turbine blade stages 33 with a gap interposed between the tips of the plurality of turbine blades 37.
  • the turbine casing 34 is a tubular member having an axis Ar as a central axis.
  • the turbine casing 34 has an inner peripheral surface 34a.
  • the annular space between the turbine casing 34 and the turbine rotor 31 where the turbine blades 37 and the turbine stationary blades 38 are arranged in the Ar direction of the axis is a combustion gas flow path through which the combustion gas generated by the combustor 12 flows. Functions as 41.
  • the plurality of turbine stationary blade stages 35 are arranged on the inner peripheral surface 34a of the turbine casing 34 in a state of being spaced apart in the axial direction Ar direction.
  • the plurality of turbine blade stages 35 are arranged so that the turbine blade stages 33 and the turbine blade stages 35 are alternately arranged when viewed from the axial direction Ar.
  • the turbine vane stage 35 has a plurality of turbine vanes 38 arranged at intervals in the circumferential direction Dc of the inner peripheral surface 34a of the turbine casing 34.
  • FIG. 2 Dwh is the height direction of the blade 45 (hereinafter, referred to as “blade height direction Dwh”), and Dwp is the blade width direction including a component perpendicular to the blade height direction Dwh (hereinafter, “blade width direction Dhp”). ") are shown respectively.
  • the crack 69 removed from the platform body 62 by forming the notch 63 is shown by a dotted line.
  • FIG. 2 the same components as those of the structure shown in FIG. 1 are designated by the same reference numerals. Further, in FIGS. 2 to 6, the same components are designated by the same reference numerals.
  • the turbine blade 37B has a blade body 45, a repaired platform 47, a fillet portion 48, and a shaft mounting portion 49.
  • the blade body 45 has an airfoil shape and is arranged in a combustion gas flow path 41 (see FIG. 1) through which combustion gas flows.
  • the blade body 45 has a front edge 45A, a trailing edge 45B, a pressure surface side blade wall 51, a negative pressure surface side blade wall 52, a top plate 54, and a refrigerant flow path (not shown).
  • the pressure surface side blade wall 51 and the negative pressure surface side blade wall 52 extend in the radial direction Dr (blade height direction Dwh) from the gas path surface 47a of the platform 47.
  • the pressure surface side wing wall 51 and the negative pressure surface side wing wall 52 each have a curved shape.
  • the pressure surface side wing wall 51 and the negative pressure surface side wing wall 52 are connected to each other by a front edge 45A and a trailing edge 45B.
  • the pressure surface side wing wall 51 has a pressure surface 51a which is an outer surface of the pressure surface side wing wall 51.
  • the negative pressure surface side wing wall 52 has a negative pressure surface 52a which is an outer peripheral surface of the negative pressure surface side wing wall 52.
  • the top plate 54 is a plate-shaped member, and is arranged on the radial outer side of the end portions (specifically, the base end portion and the tip end portion) of the pressure surface side wing wall 51 and the negative pressure surface side wing wall 52. It is provided at the tip.
  • the refrigerant flow path (not shown) is formed inside the blade body 45. A cooling medium for cooling the blade 45 arranged in a high temperature atmosphere flows through the refrigerant flow path (not shown).
  • the blade body 45 having the above configuration includes a metal base material 57 having the shape of the blade body 45 and a heat shield coating layer 58 (Thermal Barrier Coating layer (TBC layer)) formed on the surface of the metal base material 57. And, it is said to be a configuration including.
  • the metal base material 57 is made of a metal material having excellent heat resistance.
  • a Ni-based superalloy can be used as the metal material used for the metal base material 57.
  • the heat shield coating layer 58 has a function of protecting the metal base material 57 from high-temperature combustion gas.
  • the platform 47 is provided at the base end of the blade body 45 in the blade height direction Dwh.
  • the platform 47 has a gas path surface 47a on which the base end of the wing body 45 is arranged.
  • the platform 47 partitions a part of the edge of the combustion gas flow path 41 shown in FIG.
  • the platform 47 has a platform body 62, a notch 63, a first weld 65, a second weld 66, and a heat shield coating layer 58.
  • the platform body 62 extends in the wingspan direction Dww including the direction perpendicular to the blade height direction Dwh.
  • the platform body 62 is arranged on the opposite side (shaft mounting portion 49 side) of the end surface 62a arranged on the pressure surface 51a side, the one surface 62b arranged on the blade 45 side, and the one surface 62b in the blade width direction Dwp. It has an other surface 62c and.
  • the crack 69 generated in the platform 47 is formed in the direction from the end face 62a toward the blade 45. Further, the crack 69 is likely to repeatedly occur at a specific position on the end surface 62a of the platform body 62.
  • the platform body 62 having the above configuration is composed of a metal base material 57 having the shape of the platform 47.
  • the cutout portion 63 is formed in the platform main body 62 by removing the crack-containing region P in which the crack 69 is generated in the platform main body 62.
  • the cutout portion 63 is formed so as to be recessed from the end surface 62a of the platform body 62 toward the wing body 45.
  • the cutout portion 63 is recessed from the end surface 62a of the platform body 62 toward the wing body 45, and has a first region 71 and a second region 72.
  • the first region 71 is a region of the cutout portion 63 arranged on the blade body 45 side.
  • the first region 71 has a penetrating portion 74 and a non-penetrating portion 75.
  • the penetrating portion 74 is a space formed by penetrating the region where the crack 69 is formed in the platform main body 62 constituting the gas path surface 47a in the thickness direction (blade height direction Dwh) of the platform main body 62. ..
  • the non-penetrating portion 75 is a space formed by scraping a portion of the platform body 62 located on the wing body 45 side and leaving a portion located on the shaft mounting portion 49 side.
  • the non-penetrating portion 75 is integrally formed with the penetrating portion 74.
  • the second region 72 is arranged closer to the end surface 62a of the platform body 62 than the first region 71.
  • the second region 72 is integrally formed with the first region 71.
  • the length L2 of the second region 72 in the direction from the end face 62a toward the blade body 45 is configured to be considerably shorter than the length L1 of the first region 71 in the direction from the end face 62a toward the blade body 45. Has been done.
  • the first welded portion 65 is arranged so as to embed the first region 71.
  • the first welded portion 65 has one surface 65a and another surface 65b.
  • One surface 65a is arranged on the wing body 45 side, and is configured to be flush with one surface 62b of the platform body 62.
  • the other surface 65b is arranged on the opposite side (shaft mounting portion 49 side) of the one surface 65a, and is configured to be flush with the other surface of the platform main body 62.
  • the first welded portion 65 is composed of a first welded material 81 used when overlay welding the first region 71.
  • the second weld 66 is arranged so as to embed the second region 72.
  • the second welded portion 66 is composed of a second welding material 82 used for overlay welding the second region 72. That is, the cutout portion 63 is filled with the first and second welded portions 65 and 66.
  • the second welded portion 66 has one surface 66a, another surface 66b, one end surface 66c, and the other end surface 66d.
  • One side 66a is arranged on the wing body 45 side, and is configured to be flush with one side 62b of the platform body 62.
  • the other surface 66b is arranged on the opposite side (shaft mounting portion 49 side) of the one surface 66a, and is configured to be flush with the other surface 62c of the platform main body 62.
  • One end face 66c is arranged on the end face 62a side of the platform main body 62.
  • One end surface 66c is configured to be flush with the end surface 62a of the platform body 62.
  • the other end face 66d is arranged on the opposite side (wing body 45 side) of the one end face 66c.
  • the other end face 66d is in contact with the first welded portion 65.
  • the one end face 66c and the other end face 66d described above are arranged in the blade width direction Dwp.
  • the thickness M1 of the welded portion 66 is equal to the value of the length L2 of the second region 72 described above.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 is 1.0 mm or more and 3.0 mm or less.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 is preferably 1.5 mm or more and 2.5 mm or less, and more preferably 1.5 mm or more and 2.0 mm or less.
  • repair portion The portion where the first and second welded portions 65 and 66 are arranged in the notch portion 63 is the repair portion of the platform 47 (hereinafter, simply referred to as “repair portion”).
  • the material of the first welding material 81 As the material of the first welding material 81, a material having a weldability higher than that of the second welding material 82 is used. As the material of the second welding material 82, a material having a high temperature strength higher than the high temperature strength of the first welding material 81 is used. Specifically, as the material of the first welding material 81, for example, Inconel 625 (composition / Ni: 61.0% by mass, Cr: 22.0% by mass,) which is a Ni—Cr—Fe-based nickel alloy, Mo: 9.0% by mass, Fe: 5.0% by mass) can be used.
  • Inconel 625 composition / Ni: 61.0% by mass, Cr: 22.0% by mass, which is a Ni—Cr—Fe-based nickel alloy, Mo: 9.0% by mass, Fe: 5.0% by mass
  • MGA1400 ordinary cast alloy
  • MGA2400 ordinary cast alloy
  • the composition of MGA1400 is Cr: 12.0 to 14.3% by mass, Co: 8.5 to 11.0% by mass, Mo: 1.0 to 3.5% by mass, W: 3.5 to 6.2. Mass%, Ta: 3.0 to 5.5% by mass, Al: 3.5 to 4.5% by mass, Ti: 2.0 to 3.2% by mass, C: 0.04 to 0.12% by mass , B: 0.005 to 0.05% by mass, Zr: 0.001 to 5 ppm, balance: Ni and unavoidable impurities.
  • the composition of 14 is C: 0.13% by mass or more and 0.30% by mass or less, Cr: 15.7% by mass or more and 16.3% by mass or less, Co: 8.00% by mass or more and 9.00% by mass or less.
  • Ta 1.50% by mass or more and 2.00% by mass or less
  • at least one of Mo and W 1.5% by mass or more and 5.0% by mass or less
  • Ti 1.70% by mass or more and 3.20% by mass.
  • Al Al: 1.70% by mass or more and less than 3.20% by mass
  • Ni Ni.
  • the composition of MGA2400 is C: 0.05 to 0.25% by mass, Cr: 10 to 20% by mass, Co: 15 to 25% by mass, and W and Mo: W + 1 / 2Mo values of 0.5 to 10% by mass. Mo up to 3.5% by mass and one or two kinds of W up to 0.5 to 10% by mass, Ti: 1.0 to 5.0% by mass, Al: 1.0 to 4.0.
  • Remaining Composed of Ni and unavoidable impurity elements, for example, the amount of (Al + Ti) can be about 5.5% by mass and the amount of (W + 1 / 2Mo) can be about 6.0% by mass.
  • the heat shield coating layer 58 is formed on the blade body of the repaired one surface 62b, the one surface 65a of the first welded portion 65, the one surface 66a of the second welded portion 66, and one end surface 66c of the second welded portion 66. It is formed so as to cover the portion located on the 45 side.
  • the heat shield coating layer 58 has a function of protecting the platform body 62 and the repaired portion of the platform body 62 from high-temperature combustion gas.
  • the fillet portion 48 is a connecting portion between the blade body 45 and the platform 47, and has a surface 48a through which combustion gas flows. On the surface 48a, the gas path surface 47a of the platform 47 that partitions a part of the edge of the combustion gas flow path 41 (see FIG. 1) gradually becomes the blade surface (pressure surface 51a in the case of FIG. 3) of the blade body 45. It is a curved surface.
  • the fillet portion 48 has a start end 48S and an end end 48E arranged in the wingspan direction Dwp.
  • the start end 48S is an end arranged on the platform 47 side.
  • the end point 48E is an end arranged on the wing body 45 side.
  • the fillet portion 48 has a heat-affected zone 48A (HAZ; Heat-affected Zone) formed during overlay welding when forming the first welded portion 65.
  • the heat-affected zone 48A is arranged closer to the end surface 62a of the platform body 62 than the end 48E of the fillet portion 48.
  • the heat-affected zone W1 which is the width of the heat-affected zone 48A in the blade width direction Dwp, can be, for example, 3 mm.
  • the shaft mounting portion 49 has a shank 85 and a wing root 86.
  • the shank 85 is provided on the side of the platform 47 opposite to the side on which the wing body 45 is provided.
  • the shank 85 extends in the wing height direction Dwh away from the platform 47.
  • the wing root 86 is provided at an end located on the radial inner Dri of the shank 85.
  • the wing root 86 extends in the wing height direction Dwh so as to be away from the shank 85.
  • the wing root 86 has a Christmas tree shape in cross section.
  • the blade root 86 is fitted into a blade root groove (not shown) formed in the turbine rotor 31 (see FIG. 1).
  • the first region 71 of the cutout portion 63 located closer to the blade body 45 is formed of the first welded material 81 having higher weldability than the second welded material 82. , The generation of cracks 69 due to welding work can be suppressed. That is, it is possible to suppress the generation of cracks 69 caused by residual stress after the welding operation.
  • the crack 69 formed on the platform 47 is first formed on the end face 62a of the platform 47 and then spreads within the platform 47. Therefore, of the cutout portion 63, the second region 72 located on the end face 62a side of the platform 47 with respect to the first region 71 has a second high temperature strength higher than the high temperature strength of the first welded material 81.
  • the second welded portion 66 made of the welded material 82 of the above it is possible to suppress the occurrence of cracks 69 in the second welded portion 66 during the operation of the gas turbine 10. As a result, it is possible to prevent cracks 69 from occurring in the repaired portion (the portion where the first and second welded portions 65 and 66 are arranged in the cutout portion 63) during operation.
  • a welded material having high creep and high-temperature LCF strength is inferior in weldability and easily cracks after welding.
  • a material having good weldability has relatively low high-temperature strength and is less likely to crack after welding.
  • a difficult-to-weld material having low weldability such as the second welding material 82 needs to increase the amount of heat during welding, so that the base material is easily affected by heat during welding, and the heat-affected zone is affected. Cracking at (HAZ) is likely to occur.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 in the direction from one end surface 66c of the second welded portion 66 toward the blade body 45 is less than 1.0 mm, the direction from one end surface 66c toward the blade body 45. Since the thickness M1 of the second welded portion 66 is too thin, it becomes difficult to suppress the occurrence of cracks 69 during operation in the second welded portion 66. Further, since the second welding material 82 has higher strength against thermal fatigue than the first welding material 81, in terms of structural design, it is resistant to repeated thermal stresses generated at the end of the platform 47 during operation. It is preferable to increase the thickness M1 of the second welded portion 66 made of the second welded material 82 in order to secure sufficient strength.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 is made larger than 3.0 mm, the portion where cracks 69 (not shown) due to the welding work are likely to occur in the repaired portion after welding increases by that amount, and the base metal is joined. Since the heat-affected zone 48A also becomes large, it is not preferable for welding cracks that occur after repair. Therefore, by setting the thickness M1 of the second welded portion 66 within the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less, cracks 69 on the end face 62a during operation are less likely to occur, and cracks 69 due to welding work ( It can be a repaired part with few (not shown).
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 within the range of 1.5 mm or more and 2.5 mm or less, it is possible to further suppress the occurrence of cracks 69 (not shown) due to the welding work in the repaired portion. .. Further, by setting the thickness M1 of the second welded portion 66 within the range of 1.5 mm or more and 2.0 mm or less, it is possible to further suppress the occurrence of cracks 69 (not shown) due to the welding work in the repaired portion. ..
  • the first region 71 has a non-penetrating portion 75 that does not penetrate the platform body 62, the non-penetrating portion 75 is melted when the first region 71 is overlaid welded using the first welding material 81. It is possible to function as a support portion for supporting the first welded material 81. As a result, overlay welding using the first welding material 81 can be easily performed.
  • the heat-affected zone 48A on the one end surface 66c side of the platform 47 with respect to the terminal 48E of the fillet portion 48, it is possible to suppress the formation of the heat-affected zone 48A on the blade body 45. As a result, it is possible to suppress the deterioration of the performance of the blade body 45 caused by the heat-affected zone 48A.
  • the case where the platform 47 constituting the turbine rotor blade 37B, which is one of the blades, is repaired has been described as an example.
  • the shroud constituting the turbine stationary blade 38 has been described.
  • a crack 69 occurs in (a configuration (not shown) corresponding to the platform 47 of the moving blade)
  • a notch 63 is formed in the shroud
  • the first and second welds 65, 66 are formed in the notch 63. May be arranged.
  • FIG. 8 the same components as those of the structures shown in FIGS. 2 and 3 are designated by the same reference numerals.
  • FIGS. 9 to 18 the same components as those in FIGS. 1 to 6 are designated by the same reference numerals.
  • the crack-containing region P including the crack 69 is removed from the platform body 62 before repair shown in FIG.
  • the platform body 62 is recessed from the end surface 62a toward the blade body 45 (see FIG. 3), and the first region 71 and the first region 71 located on the blade body 45 side are recessed.
  • a notch 63 including a second region 72 located closer to the end surface 62a of the platform body 62 is formed.
  • the cutout portion 63 is formed by cutting.
  • the second region 72 is formed so that the length L2 of the second region 72 is within the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less.
  • the thickness of the second welding material 82 that embeds the second region 72 is less than 1.0 mm, and the second welding material 82 (see FIG. 14). ) Is too thin, it becomes difficult to suppress the occurrence of cracks 69 during operation by the second welding material 82. Further, since the second welding material 82 has higher strength against thermal fatigue than the first welding material 81 (see FIG. 14), the heat generated at the end of the platform 47 during operation is structurally designed. It is desirable to increase the thickness of the second welding material 82 in order to secure sufficient strength against repeated stresses.
  • the thickness of the second welding material 82 becomes larger than 3.0 mm. This is not preferable for welding cracks that occur after repair, because the portion where the portion is likely to enter increases and the heat-affected zone 48A on the base metal also increases.
  • the second region 72 by forming the second region 72 so that the length L2 of the second region 72 is within the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less, the crack 69 at the end face 62a of the platform 47 during operation. Can be suppressed, and the generation of cracks 69 during welding work can be suppressed.
  • the length L2 of the second region 72 is preferably set within the range of 1.5 mm or more and 2.5 mm or less, and more preferably set within the range of 1.5 mm or more and 2.0 mm or less.
  • a penetrating portion 74 that penetrates the platform main body 62 in the thickness direction of the platform main body 62 and a non-penetrating portion 75 that does not penetrate the platform main body 62 are formed in the first region 71.
  • the non-penetrating portion 75 that does not penetrate the platform body 62 in the first region 71 in this way, when the first region 71 is overlaid welded using the first welding material 81, the non-penetrating portion 75 is not penetrated.
  • the portion 75 can function as a support portion for supporting the first welded material 81 that has been melted. As a result, overlay welding using the first welding material 81 can be easily performed.
  • the first region 71 is first formed by overlay welding using the first welding material 81 having higher weldability than the second welding material 82.
  • First welding step At this stage, as shown in FIG. 13, the first welding material 81 protrudes from one surface 62b and the other surface 62c of the platform body 62.
  • the first welding material 81 for example, the Inconel 625 described above can be used.
  • the second region 72 is formed into the second region 72 by overlay welding using the second welding material 82 having a higher temperature strength than the first welding material 81. (Second welding step). At this stage, as shown in FIG. 15, the second welding material 82 protrudes from one surface 62b and the other surface 62c of the platform body 62.
  • the second welding material 82 may be, for example, MGA1400 (ordinary cast alloy) described above, No. 14, MGA2400 (ordinary cast alloy) and the like can be used. At this time, as shown in FIG. 14, it is preferable to perform overlay welding using the second welding material 82 with the tip 63A of the notch 63 located on the blade 45 side facing downward.
  • the end face of the first welding material 81 is seconded by performing overlay welding of the second welding material 82 with the tip 63A of the notch portion 63 located on the blade body 45 side as the lower side. Since it is possible to function as a support portion for supporting the welding material 82 of the above, the second welding step can be easily performed.
  • the first welded portion 65 is formed with one surface 65a that is flush with one surface 62b of the platform body 62 and another surface 65b that is flush with the other surface 62c.
  • the second welded portion 66 is formed with one surface 66a that is flush with one surface 62b of the platform body 62 and another surface 66b that is flush with the other surface 62c.
  • a grinder can be used.
  • the first region 71 has a higher weldability than the second weld material 82 so as to embed the first region 71 located on the side closer to the blade body 45 in the cutout portion 63.
  • the welding material 81 of No. 1 By overlay welding with the welding material 81 of No. 1, it is possible to suppress the occurrence of cracks 69 due to the welding work in the first region 71.
  • the crack 69 formed on the platform 47 is first formed on the end face 62a of the platform 47 and then spreads within the platform 47. Therefore, in the cutout portion 63, the high temperature strength of the first welding material 81 is formed in the second region 72 so as to embed the second region 72 located closer to the end surface 62a of the platform 47 than the first region 71.
  • the second welding material 82 having a higher high temperature strength, it is possible to suppress the occurrence of cracks 69 during operation in the second welded portion 66. As a result, it is possible to prevent cracks 69 from being generated in the repaired portion during operation.
  • the second welded portion 66 (second welded material) formed in the second region 72 is formed. Since the thickness M1 of 82) becomes too thin, it becomes difficult for the second welding material 82 to suppress the occurrence of cracks 69 during operation.
  • the proportion of the second welding material 82 is increased, so that the welding work is performed accordingly.
  • the number of cracks 69 is increased. Therefore, by setting the region in the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less from the end face 62a of the platform 47 toward the blade body 45 as the second region 72, a crack 69 (not shown) due to welding work is generated. Can be suppressed, and the occurrence of cracks 69 during operation can also be suppressed.
  • the case of repairing the platform 47 constituting the turbine rotor blade 37B, which is one of the blades, has been described as an example.
  • the shroud is cracked by the above-mentioned method.
  • the turbine blade 38 in which 69 is generated may be repaired.
  • the method for repairing a blade (turbo blade 37B) is a blade body 45 arranged in a combustion gas flow path 41 through which combustion gas flows and forming a blade shape, and a blade of the blade body 45.
  • a blade provided at the end of the height direction Dwh, extending in the blade width direction Dww including a direction perpendicular to the blade height direction Dwh, and having a platform 47 for partitioning a part of the edge of the combustion gas flow path 41.
  • the first region 71 located on the blade 45 side By removing the crack-containing region P including the crack 69 in the platform 47, the first region 71 located on the blade 45 side while being recessed from the end surface 62a of the platform 47 toward the blade 45.
  • the notch portion forming step of forming the notch portion 63 including the second region 72 located on the end surface 62a side of the platform 47 with respect to the first region 71, and the first welding material 81 were used.
  • the first welding step of embedding the first region 71 with the first welding material 81 and after the first welding step, overlay welding using the second welding material 82 It has a second welding step of embedding the second region 72 with the second welding material 82, and the high temperature strength of the second welding material 82 is higher than the high temperature strength of the first welding material 81.
  • the weldability of the first welding material 81 is higher than that of the second welding material 82, and the second region 72 is directed from the end surface 62a of the platform 47 toward the blade body 45. It is a region in the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less.
  • a welded material having high creep and high-temperature LCF strength is inferior in weldability and easily cracks after welding.
  • a material having good weldability has relatively low high-temperature strength and is less likely to crack after welding.
  • a difficult-to-weld material having low weldability such as the second welding material 82 needs to increase the amount of heat during welding, so that the base material is easily affected by heat during welding, and the heat-affected zone is affected. Cracking at (HAZ) is likely to occur.
  • the thickness of the second welding material 82 that embeds the second region 72 is less than 1.0 mm. Since the thickness of the second welding material 82 becomes too thin, it becomes difficult to suppress the occurrence of cracks 69 during operation by the second welding material 82. Further, since the second welding material 82 has higher strength against thermal fatigue than the first welding material 81, structurally, in terms of structural design, it is resistant to repeated thermal stresses generated at the end of the platform 47 during operation. It is desirable to increase the thickness of the second welding material 82 in order to secure sufficient strength.
  • the thickness of the second welded material 82 becomes larger than 3.0 mm. Since the portion where the crack 69 due to the welding work is likely to enter into the repaired portion after welding increases and the heat-affected zone 48A on the base metal also increases, it is not preferable for the welding crack generated after the repair.
  • the crack 69 in the end face 62a of the platform 47 during operation is formed.
  • the generation can be suppressed, and the generation of cracks 69 during the welding operation can be suppressed.
  • the method for repairing the blade (turbine moving blade 37B) according to the second aspect is the method for repairing the blade (turbine moving blade 37B) of (1), and the connection between the blade body 45 and the platform 47.
  • the portion constitutes a fillet portion 48 through which the combustion gas flows, and the surface 48a of the fillet portion 48 gradually has a gas path surface 47a of the platform 47 that partitions a part of the edge of the combustion gas flow path 41. It is a curved surface that serves as the blade surface of the blade body 45, and of both ends of the fillet portion 48 in the blade width direction Dww, the ends arranged on the blade body 45 side are the end 48E of the fillet portion 48.
  • the fillet portion is formed from the tip 69A of the crack 69 closest to the blade body 45.
  • the first and second welding steps may be performed when the distance N1 to the end 48E of 48 is larger than the heat-affected zone W1.
  • the repair process including the first and second welding steps.
  • the method for repairing the blade (turbine blade 37B) according to the third aspect is the method for repairing the blade (turbine blade 37B) in (2), and the heat-affected zone W1 is 3 mm. May be good.
  • the heat-affected zone W1 can be set to 3 mm.
  • the method for repairing the blade (turbine blade 37B) according to the fourth aspect is the method for repairing the blade (turbine blade 37B) according to any one of (1) to (3).
  • the non-penetrating portion 75 may be formed.
  • the non-penetrating portion 75 that does not penetrate the platform 47 in the first region 71, the non-penetrating portion is formed when the first region 71 is overlaid welded using the first welding material 81. It is possible to function as a support portion for supporting the first welded material 81 in which the 75 is melted. As a result, overlay welding using the first welding material 81 can be easily performed.
  • the method for repairing the blade (welding blade 37B) according to the fifth aspect is the method for repairing the blade (turbine blade 37B) according to any one of (1) to (4).
  • the first welding material 81 is overlaid welded with the tip 63A of the notch 63 located on the blade 45 side facing downward, and the second welding is performed.
  • the second welding material 82 may be overlaid welded with the tip 63A of the notch 63 located on the blade 45 side facing downward.
  • the tip 63A of the notch 63 becomes the first. It is possible to function as a support surface for supporting the welding material 81. Thereby, the first welding step can be easily performed. Further, the end face of the first welding material 81 is second-welded by performing overlay welding of the second welding material 82 with the tip 63A of the notch portion 63 located on the blade body 45 side as the lower side. It becomes possible to function as a support portion for supporting the material 82. As a result, the second welding step can be easily performed.
  • the blade (turbine rotor blade 37B) has a blade body 45 arranged in a combustion gas flow path 41 through which combustion gas flows to form an airfoil, and a blade height direction of the blade body 45.
  • a blade provided at the end of the Dwh spreads in the blade width direction Dww including a direction perpendicular to the blade height direction Dwh, and includes a platform 47 for partitioning a part of the edge of the combustion gas flow path 41.
  • the platform 47 is recessed from the end surface 62a of the platform 47 toward the airfoil 45 by removing the crack-containing region P in which the crack 69 is generated, and is dented toward the airfoil 45.
  • the high temperature strength of the second welding material 82 is higher than the high temperature strength of the first welding material 81, and the weldability of the first welding material 81 is the second welding material.
  • the end face of the second welded portion 66 (one end face 66c) of the second welded portion 66 arranged on the end face 62a side of the platform 47, which is higher than the weldability of 82, is used as a reference, the end face of the second welded portion 66 ( The thickness M1 of the second welded portion 66 in the direction from one end surface 66c) toward the blade 45 is 1.0 mm or more and 3.0 mm or less.
  • a welded material having high creep and high-temperature LCF strength is inferior in weldability and easily cracks after welding.
  • a material having good weldability has relatively low high-temperature strength and is less likely to crack after welding.
  • a difficult-to-weld material having low weldability such as the second welding material 82 needs to increase the amount of heat during welding, so that the base material is easily affected by heat during welding, and the heat-affected zone is affected. Cracking at (HAZ) is likely to occur.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 composed of the second welded material 82 is less than 1.0 mm, the thickness M1 of the second welded portion 66 becomes too thin, so that the second welded portion 66 It becomes difficult to suppress the occurrence of cracks 69 during operation due to the above. Further, since the second welding material 82 has higher strength against thermal fatigue than the first welding material 81, structurally, in terms of structural design, it is resistant to repeated thermal stresses generated at the end of the platform 47 during operation. It is desirable to increase the thickness M1 of the second welded portion 66 in order to secure sufficient strength.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 is made larger than 3.0 mm, the portion where cracks 69 due to the welding work are likely to occur in the repaired portion after welding increases, and the heat-affected zone 48A on the base metal Is also large, which is not preferable for welding cracks that occur after repair.
  • the thickness M1 of the second welded portion 66 is set to the range of 1.0 mm or more and 3.0 mm or less, it is possible to suppress the occurrence of cracks 69 on the end face 62a of the platform 47 during operation and during welding work. The generation of cracks 69 in the above can be suppressed.
  • the blade (turbine blade 37B) according to the seventh aspect is the blade of (6) (turbine blade 37B), and the first region 71 is said to be in the thickness direction of the platform 47. It has a penetrating portion 74 that penetrates the platform 47 and a non-penetrating portion 75 that does not penetrate the platform 47, even if the penetrating portion 74 is formed so as to remove the position where the crack 69 is formed. Good.
  • the non-penetrating portion 75 is formed. It is possible to function as a support portion for supporting the melted first welded material 81. As a result, overlay welding using the first welding material 81 can be easily performed.
  • the blade (turbine moving blade 37B) according to the eighth aspect is the blade of (6) or (7) (turbine moving blade 37B), and the connecting portion between the blade body 45 and the platform 47 is The fillet portion 48 through which the combustion gas flows is formed, and the surface of the fillet portion 48 is gradually provided with a gas path surface 47a of the platform 47 that partitions a part of the edge of the combustion gas flow path 41.
  • the end arranged on the blade body 45 side is the end 48E of the fillet portion 48, and the fillet portion
  • the heat-affected zone 48A formed by the heat-affected zone at the time of overlay welding of the first welding material 81 is provided in the 48, and the heat-affected zone 48A is more than the terminal 48E of the fillet portion 48. It may be arranged on the end face 62a side of the.
  • the gas turbine 10 according to the ninth aspect has the turbine blade (37B) and / or the turbine static as the blade (turbine blade 37B) according to any one of (6) to (8). It has wings (38).
  • the gas turbine 10 may include turbine blades (37B) and / or turbine stationary blades (38) as blades.
  • the present invention relates to blade repair methods, blades, and gas turbines. According to the present invention, it is possible to suppress the generation of cracks on the end face of the blade platform during operation and the generation of cracks during welding work.
  • gas path surface 48 fillet part 48A ... heat influence part 48E ... end 48S ... start end 49 ... shaft mounting part 51 ... Pressure surface side wing wall 51a ... Pressure surface 52 ; Negative pressure surface side wing wall 52a ... Negative pressure surface 54 ... Top plate 57 ... Metal base material 58 ... Thermal barrier coating layer 62 ... Platform body 62a ... End faces 62b, 65a, 66a ... One side 62c, 65b, 66b ... Other surface 63 ... Notch 63A, 69A ... Tip 65 ... First weld 66 ... Second weld 66c ... One end face 66d ... One end face 69 ... Crack 71 ... First region 72 ...

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Abstract

第1の溶接材を用いた肉盛溶接により、切り欠き部を構成し、かつ翼体側に位置する第1の領域を第1の溶接材で埋め込む第1の溶接工程と、第1の溶接工程後に、第2の溶接材を用いた肉盛溶接により、切り欠き部を構成し、かつプラットフォームの端面側に位置する第2の領域を第2の溶接材で埋め込む第2の溶接工程と、を有し、第2の溶接材の高温強度は、第1の溶接材の高温強度よりも高く、第1の溶接材の溶接性は、第2の溶接材の溶接性よりも高く、第2の領域は、プラットフォームの端面から翼体に向かって1.0mm以上3.0mm以下の範囲の領域である。

Description

翼の補修方法、翼、及びガスタービン
 本開示は、翼の補修方法、翼、及びガスタービンに関する。
 本願は、2019年12月23日に出願された特願2019-231773号に対して優先権を主張し、その内容をここに援用する。
 ガスタービンは、高温部品である動翼及び静翼を有する。動翼及び静翼は、高温の燃焼ガス雰囲気に曝されるため材質劣化が生じる。このため、動翼を構成するプラットフォームや静翼を構成するプラットフォームの外周部に亀裂が発生する場合がある。
 特許文献1には、亀裂が生じた基材の被補修部にろう付け補修材料を充填して拡散熱処理を実施することで、ろう付け補修材料を被補修部に一体に接合して被補修部を補修することが開示されている。
特開2009-285664号公報
 しかしながら、ろう付け補修を行った場合、ろう材の強度が低いため、補修しても強度が足りないため、また亀裂が生じてしまうという可能性がある。
 そこで、本開示は、運転時におけるプラットフォームの端面での亀裂の発生を抑制可能で、かつ溶接作業時における亀裂の発生を抑制することの可能な翼の補修方法、翼、及びガスタービンを提供することを目的とする。
 上記課題を解決するために、本開示に係る翼の補修方法は、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路内に配置されて翼形を成す翼体、及び前記翼体の翼高さ方向の端に設けられ、前記翼高さ方向に対して垂直な方向を含む翼幅方向に広がり、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画するプラットフォームと、を有する翼に対して、前記プラットフォームの前記翼幅方向における端面から前記翼体に向かって形成された亀裂を補修する翼の補修方法であって、補修前の前記プラットフォームのうち、前記亀裂を含む亀裂含有領域を除去することで、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって凹むとともに、前記翼体側に位置する第1の領域、及び前記第1の領域よりも前記プラットフォームの端面側に位置する第2の領域を含む切り欠き部を形成する切り欠き部形成工程と、第1の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第1の領域を前記第1の溶接材で埋め込む第1の溶接工程と、前記第1の溶接工程後に、第2の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第2の領域を前記第2の溶接材で埋め込む第2の溶接工程と、を有し、前記第2の溶接材の高温強度は、前記第1の溶接材の高温強度よりも高く、前記第1の溶接材の溶接性は、前記第2の溶接材の溶接性よりも高く、前記第2の領域は、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって1.0mm以上3.0mm以下の範囲の領域である。
 本開示によれば、補修された部分に再度亀裂が発生することを抑制できる。
本開示の第1の実施形態に係るガスタービンの模式的な断面図である。 図1に示す補修されたタービン動翼の斜視図である。 図2に示す補修されたタービン動翼をA-A線で切断した断面図である。 図2に示すプラットフォームのうち、領域Bで囲まれた部分を拡大した上面図である。 図4に示す切り欠き部から第1及び第2の溶接部を除去した状態を示す上面図である。 図4に示す構造体をC-C線で切断した断面図である。 本開示の第1の実施形態に係る翼(タービン動翼)の補修方法を実施するか否かを判定する処理を説明するためのフローチャートである。 プラットフォームのうち、亀裂が発生した部分を拡大した上面図である。 本開示の第1の実施形態に係る翼(タービン動翼)の補修方法を説明するためのフローチャートである。 図8に示すプラットフォームを構成する遮熱コーティング層が除去された状態を模式的に示す上面図である。 図10に示すプラットフォームに切り欠き部を形成した状態を模式的に示す上面図である。 図11に示す切り欠き部の先端を下側にして、切り欠き部の第1の領域に第1の溶接材を肉盛溶接した状態を模式的に示す図である。 図12に示す構造体をF-F線で切断した断面図である。 図11に示す切り欠き部の第2の領域に第2の溶接材を肉盛溶接した状態を模式的に示す図である。 図14に示す構造体をG-G線で切断した断面図である。 仕上げ処理後のプラットフォームの第1の領域の断面図である。 仕上げ処理後のプラットフォームの第2の領域の断面図である。
 [第1の実施形態]
 図1を参照して、第1の実施形態に係るガスタービン10について説明する。図1では、説明の便宜上、ガスタービン10の構成要素ではない発電機15も図示する。
 図1において、Arはロータ30の軸線(以下、「軸線Ar」という)、Dcはロータ30の周方向(以下、「周方向Dc」という)、Drはロータ30の径方向(以下、「径方向Dr」)、Driは径方向Drのうち軸線Arに近づく径方向内側(以下、「径方向内側Dri」という)、Droは径方向内側Driの反対方向であり、軸線Arから遠ざかる径方向外側(以下、「径方向外側Dro」という)をそれぞれ示している。
 軸線Arは、タービンロータ31の軸線でもある。また、図1に示す矢印は、ガスが流れる方向を示している。
 なお、第1の実施形態では、一例として、複数のタービン動翼37の中に、補修されたタービン動翼37Bが含まれる場合を例に挙げて以下の説明を行う。
 このタービン動翼37Bは、腹側のプラットフォーム47に生じた亀裂69が補修されている。この亀裂69の主な原因は、ガスタービン10の起動・運転・停止時に発生する熱応力の繰り返しによる熱疲労である。
(ガスタービンの全体構成)
 ガスタービン10は、圧縮機11と、燃焼器12と、タービン13と、を有する。
 圧縮機11は、圧縮機ロータ21と、複数の圧縮機動翼段23と、圧縮機ケーシング24と、複数の圧縮機静翼段25と、を有する。
圧縮機ロータ21は、円筒形状とされた回転体である。圧縮機ロータ21は、外周面21aを有する。圧縮機ロータ21は、タービン13を構成するタービンロータ31と連結されている。圧縮機ロータ21は、タービンロータ31とともに、ロータ30を構成している。圧縮機ロータ21は、軸線Ar回りに回転する。
 複数の圧縮機動翼段23は、軸線Ar方向に間隔を空けた状態で、圧縮機ロータ21の外周面21aに配列されている。圧縮機動翼段23は、圧縮機ロータ21の外周面21aの周方向Dcに間隔を空けて配列された複数の圧縮機動翼27を有する。複数の圧縮機動翼27は、圧縮機ロータ21とともに回転する。
 圧縮機ケーシング24は、複数の圧縮機動翼27の先端部との間に隙間を介在させた状態で、圧縮機ロータ21及び複数の圧縮機動翼段23を収容している。
 圧縮機ケーシング24は、軸線Arを中心軸とする筒状の部材である。圧縮機ケーシング24は、内周面24aを有する。
 複数の圧縮機静翼段25は、軸線Ar方向に間隔を空けた状態で、圧縮機ケーシング24の内周面24aに配列されている。複数の圧縮機静翼段25は、軸線Ar方向から見て、圧縮機動翼段23と圧縮機静翼段25とが交互に配置されるように配列されている。
 圧縮機静翼段25は、圧縮機ケーシング24の内周面24aの周方向Dcに間隔を空けて配列された複数の圧縮機静翼28を有する。
 上記構成とされた圧縮機11は、燃焼用空気を吸入して圧縮空気を生成する。圧縮機11により生成された圧縮空気は、燃焼器12内に流れ込む。
 燃焼器12は、圧縮機11とタービン13の間に設けられている。燃焼器12は、圧縮機11で生成された圧縮空気に燃料を噴射させることで、燃焼ガスを生成する。燃焼器12により生成された高温の燃焼ガスは、タービン13内に導入され、タービン13を駆動させる。
 タービン13は、タービンロータ31と、複数のタービン動翼段33と、タービンケーシング34と、複数のタービン静翼段35と、を有する。
 タービンロータ31は、円筒形状とされた回転体である。タービンロータ31は、外周面31aを有する。タービンロータ31は、軸線Ar回りに回転する。
 複数のタービン動翼段33は、軸線Ar方向に間隔を空けた状態で、タービンロータ31の外周面31aに配列されている。タービン動翼段33は、タービンロータ31の外周面31aの周方向Dcに間隔を空けて配列された複数のタービン動翼37を有する。複数のタービン動翼37は、タービンロータ31とともに回転する。
 複数のタービン動翼37には、補修されていないタービン動翼37Aと、亀裂69が発生した部分が補修されたタービン動翼37Bと、が含まれている。
 なお、補修されたタービン動翼37Bの具体的な構成については、図2~図6を参照して後述する。
 タービンケーシング34は、複数のタービン動翼37の先端部との間に隙間を介在させた状態で、タービンロータ31及び複数のタービン動翼段33を収容している。
 タービンケーシング34は、軸線Arを中心軸とする筒状の部材である。タービンケーシング34は、内周面34aを有する。
 タービンケーシング34とタービンロータ31との間であって、軸線Ar方向にタービン動翼37及びタービン静翼38が配置された環状空間は、燃焼器12により生成された燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路41として機能する。
 複数のタービン静翼段35は、軸線Ar方向に間隔を空けた状態で、タービンケーシング34の内周面34aに配列されている。複数のタービン静翼段35は、軸線Ar方向から見て、タービン動翼段33とタービン静翼段35とが交互に配置されるように配列されている。
 タービン静翼段35は、タービンケーシング34の内周面34aの周方向Dcに間隔を空けて配列された複数のタービン静翼38を有する。
(補修されたタービン動翼の全体構成)
 図2~図6を参照して、補修されたタービン動翼37B(翼)の構成について説明する。図2において、Dwhは翼体45の高さ方向(以下、「翼高さ方向Dwh」という)、Dwpは翼高さ方向Dwhに垂直な成分を含む翼幅方向(以下、「翼幅方向Dwp」という)をそれぞれ示している。図5では、説明の便宜上、切り欠き部63を形成することでプラットフォーム本体62から除去した亀裂69を点線で図示する。
 図2において、図1に示す構造体と同一構成部分には同一符号を付す。また、図2~図6において、同一構成部分には、同一符号を付す。
 タービン動翼37Bは、翼体45と、補修されたプラットフォーム47と、フィレット部48と、軸取付け部49と、を有する。
(翼体の構成)
 翼体45は、翼形とされており、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路41(図1参照)内に配置されている。
 翼体45は、前縁45Aと、後縁45Bと、圧力面側翼壁51と、負圧面側翼壁52と、天板54と、冷媒流路(図示せず)と、を有する。
 圧力面側翼壁51及び負圧面側翼壁52は、プラットフォーム47のガスパス面47aから径方向Dr(翼高さ方向Dwh)に延出している。圧力面側翼壁51及び負圧面側翼壁52は、それぞれ湾曲した形状とされている。圧力面側翼壁51及び負圧面側翼壁52は、前縁45A及び後縁45Bで互いに接続されている。
 圧力面側翼壁51は、圧力面側翼壁51の外面となる圧力面51aを有する。負圧面側翼壁52は、負圧面側翼壁52の外周面となる負圧面52aを有する。
 天板54は、板状の部材であり、圧力面側翼壁51及び負圧面側翼壁52の端部(具体的には、基端部及び先端部)のうち、径方向外側Droに配置された先端部に設けられている。
 冷媒流路(図示せず)は、翼体45の内側に形成されている。冷媒流路(図示せず)には、高温雰囲気下に配置される翼体45を冷却するための冷却媒体が流れている。
 上記構成とされた翼体45は、翼体45の形状をなす金属製基材57と、金属製基材57の表面に形成された遮熱コーティング層58(Thermal Barrier Coating層(TBC層))と、を含んだ構成とされている。
 金属製基材57は、耐熱性に優れた金属材料で構成されている。金属製基材57に用いられる金属材料としては、例えば、Ni基超合金を用いることが可能である。
 遮熱コーティング層58は、高温の燃焼ガスから金属製基材57を保護する機能を有する。
(補修されたプラットフォームの全体構成)
 プラットフォーム47は、翼体45の翼高さ方向Dwhの基端に設けられている。プラットフォーム47は、翼体45の基端が配置されるガスパス面47aを有する。プラットフォーム47は、図1に示す燃焼ガス流路41の縁の一部を区画している。
 プラットフォーム47は、プラットフォーム本体62と、切り欠き部63と、第1の溶接部65と、第2の溶接部66と、遮熱コーティング層58と、を有する。
(プラットフォーム本体の構成)
 プラットフォーム本体62は、翼高さ方向Dwhに対して垂直な方向を含む翼幅方向Dwpに広がっている。プラットフォーム本体62は、翼幅方向Dwpにおいて圧力面51a側に配置された端面62aと、翼体45側に配置された一面62bと、一面62bの反対側(軸取付け部49側)に配置された他面62cと、を有する。
 プラットフォーム47に発生する亀裂69は、端面62aから翼体45に向かう方向に形成される。また、亀裂69は、プラットフォーム本体62の端面62aの特定の位置に繰り返し発生しやすい。
 上記構成とされたプラットフォーム本体62は、プラットフォーム47の形状をなす金属製基材57により構成されている。
(切り欠き部の構成)
 切り欠き部63は、プラットフォーム本体62のうち、亀裂69が発生した亀裂含有領域Pを除去することで、プラットフォーム本体62に形成されている。切り欠き部63は、プラットフォーム本体62の端面62aから翼体45に向かって凹むように形成されている。
 切り欠き部63は、プラットフォーム本体62の端面62aから翼体45に向かって凹んでおり、第1の領域71と、第2の領域72と、を有する。
 第1の領域71は、切り欠き部63のうち、翼体45側に配置された領域である。
 第1の領域71は、貫通部74と、非貫通部75と、を有する。貫通部74は、ガスパス面47aを構成するプラットフォーム本体62のうち、亀裂69が形成された領域をプラットフォーム本体62の厚さ方向(翼高さ方向Dwh)に貫通させることで形成された空間である。
 非貫通部75は、プラットフォーム本体62のうち、翼体45側に位置する部分を削り、軸取付け部49側に位置する部分を残すことで形成された空間である。非貫通部75は、貫通部74と一体に構成されている。
 第2の領域72は、第1の領域71よりもプラットフォーム本体62の端面62a側に配置されている。第2の領域72は、第1の領域71と一体に構成されている。
 端面62aから翼体45に向かう方向における第2の領域72の長さL2は、端面62aから翼体45に向かう方向における第1の領域71の長さL1と比較してかなり短くなるように構成されている。
(第1及び第2の溶接部の構成)
 第1の溶接部65は、第1の領域71を埋め込むように配置されている。第1の溶接部65は、一面65aと、他面65bと、を有する。
 一面65aは、翼体45側に配置されており、プラットフォーム本体62の一面62bに対して面一となるように構成されている。他面65bは、一面65aの反対側(軸取付け部49側)に配置されており、プラットフォーム本体62の他面に対して面一となるように構成されている。
 第1の溶接部65は、第1の領域71を肉盛溶接する際に使用する第1の溶接材81で構成されている。
 第2の溶接部66は、第2の領域72を埋め込むように配置されている。第2の溶接部66は、第2の領域72を肉盛溶接する際に使用する第2の溶接材82で構成されている。即ち、切り欠き部63は、第1及び第2の溶接部65,66により充填されている。 第2の溶接部66は、一面66aと、他面66bと、一方の端面66cと、他方の端面66dと、を有する。
 一面66aは、翼体45側に配置されており、プラットフォーム本体62の一面62bに対して面一となるように構成されている。他面66bは、一面66aの反対側(軸取付け部49側)に配置されており、プラットフォーム本体62の他面62cに対して面一となるように構成されている。
 一方の端面66cは、プラットフォーム本体62の端面62a側に配置されている。一方の端面66cは、プラットフォーム本体62の端面62aに対して面一となるように構成されている。
 他方の端面66dは、一方の端面66cの反対側(翼体45側)に配置されている。他方の端面66dは、第1の溶接部65と接触している。
 上述した一方の端面66c及び他方の端面66dは、翼幅方向Dwpに配置されている。
 プラットフォーム本体62の端面62a側に配置された第2の溶接部66の一方の端面66cを基準とした際、第2の溶接部66の一方の端面66cから翼体45に向かう方向における第2の溶接部66の厚さM1は、先に説明した第2の領域72の長さL2の値と等しい。
 第2の溶接部66の厚さM1は、1.0mm以上3.0mm以下とされている。第2の溶接部66の厚さM1は、1.5mm以上2.5mm以下が好ましく、1.5mm以上で2.0mm以下がより好ましい。
 切り欠き部63に第1及び第2の溶接部65,66が配置された部分が、プラットフォーム47の補修部分(以下、単に「補修部分」という)である。
(第1及び第2の溶接材の構成)
 第1の溶接材81の材料としては、第2の溶接材82の溶接性よりも高い溶接性を有する材料を用いる。
 第2の溶接材82の材料としては、第1の溶接材81の高温強度よりも高い高温強度を有する材料を用いる。
 具体的には、第1の溶接材81の材料としては、例えば、Ni-Cr-Fe系のニッケル合金であるインコネル625(組成/Ni:61.0質量%、Cr:22.0質量%、Mo:9.0質量%、Fe:5.0質量%)を用いることが可能である。
 第1の溶接材81の材料としてインコネル625を用いる場合、第2の溶接材82の材料としては、例えば、インコネル625よりも高温強度が高い材料であるMGA1400(普通鋳造合金)、No.14、MGA2400(普通鋳造合金)等を用いることが可能である。
 この3種の材料のうち、MGA1400の高温強度が最も高く、MGA2400の高温強度が最も低い。No.14の高温強度は、MGA1400の高温強度よりも低く、MGA2400の高温強度よりも高い。
 MGA1400の組成は、Cr:12.0~14.3質量%、Co:8.5~11.0質量%、Mo:1.0~3.5質量%、W:3.5~6.2質量%、Ta:3.0~5.5質量%、Al:3.5~4.5質量%、Ti:2.0~3.2質量%、C:0.04~ 0.12質量%、B:0.005~0.05質量%、Zr:0.001~5ppm、残部:Niおよび不可避不純物とされている。
 No.14の組成は、C:0.13質量%を超えて0.30質量%以下、Cr:15.7質量%以上16.3質量%以下、Co:8.00質量%以上9.00質量%以下、Ta:1.50質量%以上2.00質量%以下、MoとWの少なくともいずれか:1.5質量%以上5.0質量%以下、Ti:1.70質量%以上3.20質量%未満、Al:1.70質量%以上3.20質量%未満、残部:Niとされている。
 MGA2400の組成は、C:0.05~0.25質量%、Cr:10~20質量%、Co:15~25質量%、W及びMo:W+1/2Moの値が0.5~10質量%である量の3.5質量%までのMoおよび0.5~10質量%までのWの一種又は二種、Ti:1.0~5.0質量%、Al:1.0~4.0質量%、Ta:0.5~4.5質量%、Nb:0.2~3.0質量%、Zr:0.005~0.10質量%、B:0.001~0.01質量%、残部:Niおよび不可避的不純物元素からなり、例えば、(Al+Ti)量を約5.5質量%、(W+1/2Mo)量を約6.0質量%とすることが可能である。
 遮熱コーティング層58は、補修後の一面62b、第1の溶接部65の一面65a、第2の溶接部66の一面66a、及び第2の溶接部66の一方の端面66cのうち、翼体45側に位置する部分を覆うように形成されている。
 遮熱コーティング層58は、高温の燃焼ガスからプラットフォーム本体62、及びプラットフォーム本体62の補修された部分を保護する機能を有する。
 フィレット部48は、翼体45とプラットフォーム47との接続部分であり、燃焼ガスが流れる表面48aを有する。
 表面48aは、燃焼ガス流路41(図1参照)の縁の一部を区画するプラットフォーム47のガスパス面47aが次第に翼体45の翼面(図3の場合、圧力面51a)となるような曲面とされている。
 フィレット部48は、翼幅方向Dwpに配置された始端48S及び終端48Eを有する。
 始端48Sは、プラットフォーム47側に配置された端である。終端48Eは、翼体45側に配置された端である。
 フィレット部48は、第1の溶接部65を形成する際の肉盛溶接時に形成された熱影響部48A(HAZ;Heat-Affected Zone)を有する。熱影響部48Aは、フィレット部48の終端48Eよりもプラットフォーム本体62の端面62a側に配置されている。
 翼幅方向Dwpにおける熱影響部48Aの幅である熱影響幅W1は、例えば、3mmとすることが可能である。
 軸取付け部49は、シャンク85と、翼根86と、を有する。
 シャンク85は、プラットフォーム47の翼体45が設けられた側とは反対側に設けられている。シャンク85は、プラットフォーム47から離れるように、翼高さ方向Dwhに延びている。
 翼根86は、シャンク85の径方向内側Driに位置する端部に設けられている。翼根86は、シャンク85から離れるように、翼高さ方向Dwhに延びている。翼根86は、断面形状がクリスマスツリー形状とされている。翼根86は、タービンロータ31(図1参照)に形成された翼根溝(図示せず)に嵌合される。
(第1の実施形態の翼(タービン動翼)の作用効果)
 上述したように、切り欠き部63のうち、翼体45に近い側に位置する第1の領域71を第2の溶接材82よりも溶接性の高い第1の溶接材81で構成することで、溶接作業による亀裂69の発生を抑制できる。すなわち、溶接作業後に残留応力により生じる亀裂69の発生を抑制できる。
 プラットフォーム47に形成される亀裂69は、最初にプラットフォーム47の端面62aに形成され、その後、プラットフォーム47内に広がる。
 そこで、切り欠き部63のうち、第1の領域71よりもプラットフォーム47の端面62a側に位置する第2の領域72に、第1の溶接材81の高温強度よりも高い高温強度を有する第2の溶接材82よりなる第2の溶接部66を配置させることで、ガスタービン10の運転時において、第2の溶接部66に亀裂69が発生することを抑制できる。
 これにより、補修部分(切り欠き部63に第1及び第2の溶接部65,66が配置された部分)に、運転時において亀裂69が発生することを抑制できる。
 一般的に溶接材の特性として、材質強度と溶接性には相反性があり、特に高温強度が要求される場合顕著となる。
 すなわち、クリープや高温LCF強度が高い溶接材は溶接性が劣り溶接後に割れを生じやすい。
 一方、溶接性の良い材料は、これら高温強度が相対的に低めとなり溶接後に割れを生じにくい。
 また、第2の溶接材82のような溶接性の低い難溶接材料は、溶接時の加熱量を多くする必要があり、そのため母材は溶接時の熱影響を受けやすくなり、熱溶接影響部(HAZ)での割れが生じやすくなる。
 また、第2の溶接部66の一方の端面66cから翼体45に向かう方向における第2の溶接部66の厚さM1を1.0mm未満とすると、一方の端面66cから翼体45に向かう方向の第2の溶接部66の厚さM1が薄くなりすぎるため、第2の溶接部66における運転時の亀裂69の発生を抑制することが困難になってしまう。
 また、第2の溶接材82は、第1の溶接材81に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム47端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第2の溶接材82よりなる第2の溶接部66の厚さM1を大きくする方が好ましい。
 しかしながら、第2の溶接部66の厚さM1を3.0mmよりも大きくすると、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂69(不図示)が入りやすくなる部分がそれだけ増加するとともに、母材への熱影響部48Aも大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対しては好ましくない。
 したがって、第2の溶接部66の厚さM1を1.0mm以上3.0mm以下の範囲内に設定することで、運転時の端面62aでの亀裂69が発生しにくく、溶接作業による亀裂69(不図示)の少ない補修部分とすることができる。
 また、第2の溶接部66の厚さM1を1.5mm以上2.5mm以下の範囲内に設定することにより、補修部分に溶接作業による亀裂69(不図示)が発生することをさらに抑制できる。
 また、第2の溶接部66の厚さM1を1.5mm以上2.0mm以下の範囲内に設定することにより、補修部分に溶接作業による亀裂69(不図示)が発生することをさらに抑制できる。
 さらに、第1の領域71がプラットフォーム本体62を貫通しない非貫通部75を有することで、第1の溶接材81を用いて第1の領域71を肉盛溶接する際、非貫通部75を溶融した第1の溶接材81を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第1の溶接材81を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
 また、フィレット部48の終端48Eよりもプラットフォーム47の一方の端面66c側に熱影響部48Aを配置させることで、熱影響部48Aが翼体45に形成されることを抑制できる。これにより、熱影響部48Aに起因する翼体45の性能低下を抑制することができる。
 なお、第1の実施形態では、一例として、翼の1つであるタービン動翼37Bを構成するプラットフォーム47を補修した場合を例に挙げて説明したが、例えば、タービン静翼38を構成するシュラウド(動翼のプラットフォーム47に相当する図示していない構成)に亀裂69が発生した際に、シュラウドに切り欠き部63を形成し、切り欠き部63に第1及び第2の溶接部65,66を配置させてもよい。
 次に、図3、図7、及び図8を参照して、亀裂69が発生したタービン動翼37Bの補修を実施するか否かの判定について説明する。図8において、図2及び図3に示す構造体と同一構成部分には同一符号を付す。
 図7に示す処理が開始されると、S1では、図8に示すように、翼体45に最も近い亀裂69の先端69Aからフィレット部48の終端48Eまでの距離N1を計測する。
 次いで、S2では、距離N1が熱影響部48Aの熱影響幅W1よりも大きいか否かの判定が行われる。
 S2において、距離N1が熱影響部48Aの熱影響幅W1よりも大きい(翼体45に熱影響部48Aが形成されない)と判定(Yesと判定)されると、処理はS3へと進み補修処理が行われる。
 一方、距離N1が熱影響部48Aの熱影響幅W1よりも小さい(翼体45に熱影響部48Aが形成されてしまう)と判定(Noと判定)されると、処理はS4へと進む。
 S4では、亀裂69が発生したタービン動翼37B(翼)を廃棄処理する。
(プラットフォームを補修するか否かの判定を行う効果)
 このように、翼体45に最も近い亀裂69の先端69Aからフィレット部48の終端48Eまでの距離N1が熱影響幅W1よりも大きいときに、補修処理(後述する第1及び第2の溶接工程を含む処理)を行うことで、翼体45に熱影響部48Aが形成されることが抑制可能となるため、補修後のタービン動翼37B(翼)を再利用することができる。
 次に、図9~図18を参照しながら、第1の実施形態の翼の補修方法(図7に示すS3の補修処理)について説明する。図9~図18において、図1~図6と同一構成部分には同一符号を付す。
 図9に示す処理が開始されると、S5では、図10に示すように、図8に示す遮熱コーティング層58を除去する。これにより、プラットフォーム本体62の一面62bが露出される。
(切り欠き部形成工程)
 次いで、S6では、図10に示す補修前のプラットフォーム本体62のうち、亀裂69を含む亀裂含有領域Pを除去する。これにより、図11に示すように、プラットフォーム本体62の端面62aから翼体45(図3参照)に向かって凹むとともに、翼体45側に位置する第1の領域71、及び第1の領域71よりもプラットフォーム本体62の端面62a側に位置する第2の領域72を含む切り欠き部63を形成する。S6では、例えば、切削加工により切り欠き部63を形成する。
 S6では、第2の領域72の長さL2が1.0mm以上3.0mm以下の範囲内となるように、第2の領域72を形成する。
 第2の領域72の長さL2を1.0mm未満とすると、第2の領域72を埋め込む第2の溶接材82の厚さが1.0mm未満となり、第2の溶接材82(図14参照)の厚さが薄くなりすぎるため、第2の溶接材82による運転時の亀裂69の発生を抑制することが困難になってしまう。
 また、第2の溶接材82は、第1の溶接材81(図14参照)に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム47端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第2の溶接材82の厚さを大きくすることが望ましい。
 ここで、第2の領域72の長さL2を3.0mmよりも大きくすると、第2の溶接材82の厚さが3.0mmよりも大きくなるため、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂69が入りやすくなる部分が増加するとともに、母材への熱影響部48Aも大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対して好ましくない。
 したがって、第2の領域72の長さL2が1.0mm以上3.0mm以下の範囲内となるように第2の領域72を形成することで、運転時におけるプラットフォーム47の端面62aでの亀裂69の発生を抑制できるとともに、溶接作業時における亀裂69の発生を抑制することができる。
 なお、第2の領域72の長さL2は、1.5mm以上2.5mm以下の範囲内に設定することが好ましく、1.5mm以上2.0mm以下の範囲内に設定することがさらに好ましい。
 S6では、第1の領域71に、プラットフォーム本体62の厚さ方向にプラットフォーム本体62を貫通する貫通部74と、プラットフォーム本体62を貫通しない非貫通部75と、を形成する。
(非貫通部を形成する効果)
 このように、第1の領域71に、プラットフォーム本体62を貫通しない非貫通部75を形成することで、第1の溶接材81を用いて第1の領域71を肉盛溶接する際、非貫通部75を溶融した第1の溶接材81を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第1の溶接材81を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
(第1の溶接工程)
 次いで、S7では、図12及び図13に示すように、第2の溶接材82よりも溶接性の高い第1の溶接材81を用いた肉盛溶接により、第1の領域71を、第1の溶接材81で埋め込む(第1の溶接工程)。
 この段階では、図13に示すように、プラットフォーム本体62の一面62b及び他面62cから第1の溶接材81が突出している。
 第1の溶接材81としては、例えば、先に説明したインコネル625を用いることが可能である。
 このとき、図12に示すように、翼体45側に位置する切り欠き部63の先端63Aを下側にして、第1の溶接材81を用いた肉盛溶接を行うとよい。
(切り欠き部の先端を下側にして第1の溶接工程を行う効果)
 このように、翼体45側に位置する切り欠き部63の先端63Aを下側にして、第1の溶接材81の肉盛溶接を行うことで、切り欠き部63の先端63Aを第1の溶接材81を支持する支持面として機能させることが可能となるので、第1の溶接工程を容易に行うことができる。
(第2の溶接工程)
 次いで、S8では、図14及び図15に示すように、第1の溶接材81よりも高温強度の高い第2の溶接材82を用いた肉盛溶接により、第2の領域72を、第2の溶接材82で埋め込む(第2の溶接工程)。
 この段階では、図15に示すように、プラットフォーム本体62の一面62b及び他面62cから第2の溶接材82が突出している。
 第1の溶接材81としてインコネル625を用いる場合、第2の溶接材82としては、例えば、先に説明したMGA1400(普通鋳造合金)、No.14、MGA2400(普通鋳造合金)等を用いることが可能である。
 このとき、図14に示すように、翼体45側に位置する切り欠き部63の先端63Aを下側にして、第2の溶接材82を用いた肉盛溶接を行うとよい。
(切り欠き部の先端を下側にして第2の溶接工程を行う効果)
 このように、翼体45側に位置する切り欠き部63の先端63Aを下側にして、第2の溶接材82の肉盛溶接を行うことで、第1の溶接材81の端面を第2の溶接材82を支持する支持部として機能させることが可能となるので、第2の溶接工程を容易に行うことができる。
(仕上げ加工工程)
 次いで、S9では、図16及び図17に示すように、プラットフォーム本体62の一面62b及び他面62cから突出した第1及び第2の溶接材81,82を除去することで、第1の領域71に第1の溶接材81よりなる第1の溶接部65を形成するとともに、第2の領域72に第2の溶接材82よりなる第2の溶接部66を形成する。
 第1の溶接部65には、プラットフォーム本体62の一面62bに対して面一とされた一面65aと、他面62cに対して面一とされた他面65bと、が形成される。
 第2の溶接部66には、プラットフォーム本体62の一面62bに対して面一とされた一面66aと、他面62cに対して面一とされた他面66bと、が形成される。
 仕上げ加工では、例えば、グラインダーを用いることが可能である。
(遮熱コーティング層形成工程)
 次いで、S10では、S5で遮熱コーティング層58が除去された部分に、遮熱コーティング層58を形成することで、タービン動翼37Bの補修が完了し、図2及び図3に示す補修されたタービン動翼37Bが完成する。そして、図9に示す処理は終了する。
(第1の実施形態の翼の補修方法の作用効果)
 上述したように、切り欠き部63のうち、翼体45に近い側に位置する第1の領域71を埋め込むように、第1の領域71を第2の溶接材82よりも溶接性の高い第1の溶接材81で肉盛溶接することで、第1の領域71での溶接作業による亀裂69の発生を抑制することができる。
 プラットフォーム47に形成される亀裂69は、最初にプラットフォーム47の端面62aに形成され、その後、プラットフォーム47内に広がる。
 そこで、切り欠き部63のうち、第1の領域71よりもプラットフォーム47の端面62a側に位置する第2の領域72を埋め込むように、第2の領域72を第1の溶接材81の高温強度よりも高い高温強度を有する第2の溶接材82で肉盛溶接することで、第2の溶接部66に運転時における亀裂69が発生することを抑制できる。これにより、補修部分に、運転時における亀裂69が発生することを抑制できる。
 また、プラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって1.0mm未満の範囲を第2の領域72とすると、第2の領域72に形成される第2の溶接部66(第2の溶接材82)の厚さM1が薄くなりすぎるため、第2の溶接材82により運転時の亀裂69の発生を抑制することが困難になってしまう。
 また、プラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって3.0mmを超える範囲を第2の領域72とすると、第2の溶接材82で構成される割合が高くなるため、それだけ、溶接作業による亀裂69の発生が多くなる。 したがって、プラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって1.0mm以上3.0mm以下の範囲の領域を第2の領域72とすることで、溶接作業による亀裂69(不図示)が発生することを抑制できるとともに、運転時の亀裂69の発生も抑制できる。
 また、プラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって1.5mm以上2.5mm以下の範囲を第2の領域72とすることで、溶接作業による亀裂69の発生をさらに抑制できる。
 さらに、プラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって1.5mm以上2.0mm以下の範囲を第2の領域72とすることで、溶接作業による亀裂69の発生をさらに抑制できる。
 なお、第1の実施形態では、一例として、翼の1つであるタービン動翼37Bを構成するプラットフォーム47を補修する場合を例に挙げて説明したが、例えば、上述した手法により、シュラウドに亀裂69が発生したタービン静翼38を補修してもよい。
 以上、本開示の好ましい実施形態について詳述したが、本開示はかかる特定の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内に記載された本開示の要旨の範囲内において、種々の変形・変更が可能である。
[付記]
 各実施形態に記載の翼(タービン動翼37B)の補修方法、翼(タービン動翼37B)、及びガスタービン10は、例えば、以下のように把握される。
(1)第1の態様に係る翼(タービン動翼37B)の補修方法は、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路41内に配置されて翼形を成す翼体45、及び前記翼体45の翼高さ方向Dwhの端に設けられ、前記翼高さ方向Dwhに対して垂直な方向を含む翼幅方向Dwpに広がり、前記燃焼ガス流路41の縁の一部を区画するプラットフォーム47を有する翼(タービン動翼37B)に対して、前記プラットフォーム47の前記翼幅方向Dwpにおける端面62aから前記翼体45に向かって形成された亀裂69を補修する翼の補修方法であって、補修前の前記プラットフォーム47のうち、前記亀裂69を含む亀裂含有領域Pを除去することで、前記プラットフォーム47の端面62aから前記翼体45に向かって凹むとともに、前記翼体45側に位置する第1の領域71、及び前記第1の領域71よりも前記プラットフォーム47の端面62a側に位置する第2の領域72を含む切り欠き部63を形成する切り欠き部形成工程と、第1の溶接材81を用いた肉盛溶接により、前記第1の領域71を前記第1の溶接材81で埋め込む第1の溶接工程と、前記第1の溶接工程後に、第2の溶接材82を用いた肉盛溶接により、前記第2の領域72を前記第2の溶接材82で埋め込む第2の溶接工程と、を有し、前記第2の溶接材82の高温強度は、前記第1の溶接材81の高温強度よりも高く、前記第1の溶接材81の溶接性は、前記第2の溶接材82の溶接性よりも高く、前記第2の領域72は、前記プラットフォーム47の端面62aから前記翼体45に向かって1.0mm以上3.0mm以下の範囲の領域である。
 一般的に溶接材の特性として、材質強度と溶接性には相反性があり、特に高温強度を要求される場合顕著となる。
 すなわち、クリープや高温LCF強度が高い溶接材は溶接性が劣り溶接後に割れを生じやすい。
 一方、溶接性の良い材料は、これら高温強度が相対的に低めとなり溶接後に割れを生じにくい。
 また、第2の溶接材82のような溶接性の低い難溶接材料は、溶接時の加熱量を多くする必要があり、そのため母材は溶接時の熱影響を受けやすくなり、熱溶接影響部(HAZ)での割れが生じやすくなる。
 第2の領域72の範囲をプラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって1.0mm未満とすると、第2の領域72を埋め込む第2の溶接材82の厚さが1.0mm未満となり、第2の溶接材82の厚さが薄くなりすぎるため、第2の溶接材82による運転時の亀裂69の発生を抑制することが困難になってしまう。
 また、第2の溶接材82は、第1の溶接材81に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム47端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第2の溶接材82の厚さを大きくすることが望ましい。
 ここで、第2の領域72の範囲をプラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって3.0mmよりも大きくすると、第2の溶接材82の厚さが3.0mmよりも大きくなるため、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂69が入りやすくなる部分が増加するとともに、母材への熱影響部48Aも大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対して好ましくない。
 したがって、プラットフォーム47の端面62aから翼体45に向かって1.0mm以上3.0mm以下の範囲の領域を第2の領域72とすることで、運転時におけるプラットフォーム47の端面62aでの亀裂69の発生を抑制できるとともに、溶接作業時における亀裂69の発生を抑制することができる。
(2)第2の態様に係る翼(タービン動翼37B)の補修方法は、(1)の翼(タービン動翼37B)の補修方法であって、前記翼体45と前記プラットフォーム47との接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部48を構成しており、前記フィレット部48の表面48aは、前記燃焼ガス流路41の縁の一部を区画する前記プラットフォーム47のガスパス面47aが次第に前記翼体45の翼面となる曲面とされており、前記翼幅方向Dwpにおける前記フィレット部48の両端のうち、前記翼体45側に配置された端が前記フィレット部48の終端48Eであり、前記第1の溶接材81の肉盛溶接時の熱影響を受けた熱影響部48Aの幅を熱影響幅W1とした際、前記翼体45に最も近い前記亀裂69の先端69Aから前記フィレット部48の終端48Eまでの距離N1が前記熱影響幅W1よりも大きいときに前記第1及び第2の溶接工程を実施してもよい。
 このように、翼体45に最も近い亀裂69の先端69Aからフィレット部48の終端48Eまでの距離N1が熱影響幅W1よりも大きいときに、補修処理(第1及び第2の溶接工程を含む処理)を行うことで、翼体45に熱影響部48Aが形成されることが抑制可能となるため、補修後の翼(タービン動翼37B)を再利用することができる。
(3)第3の態様に係る翼(タービン動翼37B)の補修方法は、(2)の翼(タービン動翼37B)の補修方法であって、前記熱影響幅W1は、3mmであってもよい。
 このように、熱影響幅W1は、3mmとすることができる。
(4)第4の態様に係る翼(タービン動翼37B)の補修方法は、(1)から(3)のうち、いずれか一項記載の翼(タービン動翼37B)の補修方法であって、前記切り欠き部形成工程では、前記第1の領域71に、前記プラットフォーム47の厚さ方向に前記プラットフォーム47を貫通することで前記亀裂69を除去する貫通部74と、前記プラットフォーム47を貫通しない非貫通部75と、を形成してもよい。
 このように、第1の領域71に、プラットフォーム47を貫通しない非貫通部75を形成することで、第1の溶接材81を用いて第1の領域71を肉盛溶接する際、非貫通部75を溶融した第1の溶接材81を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第1の溶接材81を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
(5)第5の態様に係る翼(タービン動翼37B)の補修方法は、(1)から(4)のうち、いずれか一項記載の翼(タービン動翼37B)の補修方法であって、前記第1の溶接工程では、前記翼体45側に位置する前記切り欠き部63の先端63Aを下側にして、前記第1の溶接材81の肉盛溶接を行い、前記第2の溶接工程では、前記翼体45側に位置する前記切り欠き部63の先端63Aを下側にして、前記第2の溶接材82の肉盛溶接を行ってもよい。
 このように、翼体45側に位置する切り欠き部63の先端63Aを下側にして、第1の溶接材81の肉盛溶接を行うことで、切り欠き部63の先端63Aを第1の溶接材81を支持する支持面として機能させることが可能となる。これにより、第1の溶接工程を容易に行うことができる。
 また、翼体45側に位置する切り欠き部63の先端63Aを下側にして、第2の溶接材82の肉盛溶接を行うことで、第1の溶接材81の端面を第2の溶接材82を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第2の溶接工程を容易に行うことができる。
(6)第6の態様に係る翼(タービン動翼37B)は、燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路41内に配置されて翼形を成す翼体45と、前記翼体45の翼高さ方向Dwhの端に設けられ、前記翼高さ方向Dwhに対して垂直な方向を含む翼幅方向Dwpに広がり、前記燃焼ガス流路41の縁の一部を区画するプラットフォーム47と、を備える翼(タービン動翼37B)において、前記プラットフォーム47は、亀裂69が発生した亀裂含有領域Pを除去することで、前記プラットフォーム47の端面62aから前記翼体45に向かって凹むとともに、前記翼体45側に位置する第1の領域71、及び前記第1の領域71よりも前記プラットフォーム47の端面62a側に位置する第2の領域72を含む切り欠き部63と、前記第1の領域71を埋め込むように配置され、第1の溶接材81で構成された第1の溶接部65と、前記第2の領域72を埋め込むように配置され、第2の溶接材82で構成された第2の溶接部66と、を有し、前記第2の溶接材82の高温強度は、前記第1の溶接材81の高温強度よりも高く、前記第1の溶接材81の溶接性は、前記第2の溶接材82の溶接性よりも高く、前記プラットフォーム47の端面62a側に配置された前記第2の溶接部66の端面(一方の端面66c)を基準とした際、該第2の溶接部66の端面(一方の端面66c)から前記翼体45に向かう方向における前記第2の溶接部66の厚さM1は、1.0mm以上3.0mm以下である。
 一般的に溶接材の特性として、材質強度と溶接性には相反性があり、特に高温強度を要求される場合顕著となる。
 すなわち、クリープや高温LCF強度が高い溶接材は溶接性が劣り溶接後に割れを生じやすい。
 一方、溶接性の良い材料は、これら高温強度が相対的に低めとなり溶接後に割れを生じにくい。
 また、第2の溶接材82のような溶接性の低い難溶接材料は、溶接時の加熱量を多くする必要があり、そのため母材は溶接時の熱影響を受けやすくなり、熱溶接影響部(HAZ)での割れが生じやすくなる。
 第2の溶接材82で構成された第2の溶接部66の厚さM1を1.0mm未満とすると、第2の溶接部66の厚さM1が薄くなりすぎるため、第2の溶接部66による運転時の亀裂69の発生を抑制することが困難になってしまう。
 また、第2の溶接材82は、第1の溶接材81に比べて、熱疲労に対する強度は高いことから、構造設計的には、運転時にプラットフォーム47端部に発生する熱応力の繰り返しに対して十分な強度を確保するために、第2の溶接部66の厚さM1を大きくすることが望ましい。
 ここで、第2の溶接部66の厚さM1を3.0mmよりも大きくすると、溶接後に補修部分に溶接作業による亀裂69が入りやすくなる部分が増加するとともに、母材への熱影響部48Aも大きくなることから、補修後に生じる溶接割れに対して好ましくない。
 したがって、第2の溶接部66の厚さM1を1.0mm以上3.0mm以下の範囲とすることで、運転時におけるプラットフォーム47の端面62aでの亀裂69の発生を抑制できるとともに、溶接作業時における亀裂69の発生を抑制することができる。
(7)第7の態様に係る翼(タービン動翼37B)は、(6)の翼で(タービン動翼37B)あって、前記第1の領域71は、前記プラットフォーム47の厚さ方向に前記プラットフォーム47を貫通する貫通部74と、前記プラットフォーム47を貫通しない非貫通部75と、を有し、前記貫通部74は、前記亀裂69が形成された位置を除去するように形成されていてもよい。
 このように、第1の領域71がプラットフォーム47を貫通しない非貫通部75を有することで、第1の溶接材81を用いて第1の領域71を肉盛溶接する際、非貫通部75を溶融した第1の溶接材81を支持する支持部として機能させることが可能となる。これにより、第1の溶接材81を用いた肉盛溶接を容易に行うことができる。
(8)第8の態様に係る翼(タービン動翼37B)は、(6)または(7)の翼で(タービン動翼37B)あって、前記翼体45と前記プラットフォーム47との接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部48を構成しており、前記フィレット部48の表面は、前記燃焼ガス流路41の縁の一部を区画する前記プラットフォーム47のガスパス面47aが次第に前記翼体45の翼面となる曲面とされており、前記翼幅方向Dwpにおける前記フィレット部48の両端のうち、前記翼体45側に配置された端が前記フィレット部48の終端48Eであり、前記フィレット部48には、前記第1の溶接材81の肉盛溶接時の熱影響により形成された熱影響部48Aを有し、前記熱影響部48Aは、前記フィレット部48の終端48Eよりも前記プラットフォーム47の端面62a側に配置されていてもよい。
 このように、フィレット部48の終端48Eよりもプラットフォーム47の端面62a側に熱影響部48Aを配置させることで、熱影響部48Aが翼体45に形成されることを抑制できる。これにより、熱影響部48Aに起因する翼体45の性能低下を抑制することができる。
(9)第9の態様に係るガスタービン10は、(6)から(8)のうち、いずれか一項記載の翼(タービン動翼37B)として、タービン動翼(37B)及び/またはタービン静翼(38)を備える。
 このように、ガスタービン10は、翼として、タービン動翼(37B)及び/またはタービン静翼(38)を備えてもよい。
 本発明は、翼の補修方法、翼、及びガスタービンに関する。
 本発明によれば、運転時における翼のプラットフォームの端面での亀裂の発生、及び溶接作業時における亀裂の発生を抑制することができる。
 10…ガスタービン
 11…圧縮機
 12…燃焼器
 13…タービン
 15…発電機
 21…圧縮機ロータ
 21a,31a…外周面
 23…圧縮機動翼段
 24…圧縮機ケーシング
 24a,34a…内周面
 25…圧縮機静翼段
 27…圧縮機動翼
 28…圧縮機静翼
 30…ロータ
 31…タービンロータ
 33…タービン動翼段
 34…タービンケーシング
 35…タービン静翼段
 37,37A,37B…タービン動翼
 38…タービン静翼
 41…燃焼ガス流路
 45…翼体
 45A…前縁
 45B…後縁
 47…プラットフォーム
 47a…ガスパス面
 48…フィレット部
 48A…熱影響部
 48E…終端
 48S…始端
 49…軸取付け部
 51…圧力面側翼壁
 51a…圧力面
 52…負圧面側翼壁
 52a…負圧面
 54…天板
 57…金属製基材
 58…遮熱コーティング層
 62…プラットフォーム本体
 62a…端面
 62b,65a,66a…一面
 62c,65b,66b…他面
 63…切り欠き部
 63A,69A…先端
 65…第1の溶接部
 66…第2の溶接部
 66c…一方の端面
 66d…他方の端面
 69…亀裂
 71…第1の領域
 72…第2の領域
 74…貫通部
 75…非貫通部
 81…第1の溶接材
 82…第2の溶接材
 85…シャンク
 86…翼根
 Ar…軸線
 Dc…周方向
 Dr…径方向
 Dri…径方向内側
 Dro…径方向外側
 Dwp…翼幅方向
 Dwh…翼高さ方向
 L1,L2…長さ
 M1…厚さ
 N1…距離
 P…亀裂含有領域
 W1…熱影響幅

Claims (9)

  1.  燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路内に配置されて翼形を成す翼体、及び前記翼体の翼高さ方向の端に設けられ、前記翼高さ方向に対して垂直な方向を含む翼幅方向に広がり、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画するプラットフォームを有する翼に対して、前記プラットフォームの前記翼幅方向における端面から前記翼体に向かって形成された亀裂を補修する翼の補修方法であって、
     補修前の前記プラットフォームのうち、前記亀裂を含む亀裂含有領域を除去することで、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって凹むとともに、前記翼体側に位置する第1の領域、及び前記第1の領域よりも前記プラットフォームの端面側に位置する第2の領域を含む切り欠き部を形成する切り欠き部形成工程と、
     第1の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第1の領域を前記第1の溶接材で埋め込む第1の溶接工程と、
     前記第1の溶接工程後に、第2の溶接材を用いた肉盛溶接により、前記第2の領域を前記第2の溶接材で埋め込む第2の溶接工程と、
     を有し、
     前記第2の溶接材の高温強度は、前記第1の溶接材の高温強度よりも高く、
     前記第1の溶接材の溶接性は、前記第2の溶接材の溶接性よりも高く、
     前記第2の領域は、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって1.0mm以上3.0mm以下の範囲の領域である翼の補修方法。
  2.  前記翼体と前記プラットフォームとの接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部を構成しており、
     前記フィレット部の表面は、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画する前記プラットフォームのガスパス面が次第に前記翼体の翼面となる曲面とされており、
     前記翼幅方向における前記フィレット部の両端のうち、前記翼体側に配置された端が前記フィレット部の終端であり、
     前記第1の溶接材の肉盛溶接時の熱影響を受けた熱影響部の幅を熱影響幅とした際、前記翼体に最も近い前記亀裂の先端から前記フィレット部の終端までの距離が前記熱影響幅よりも大きいときに前記第1及び第2の溶接工程を実施する請求項1に記載の翼の補修方法。
  3.  前記熱影響幅は、3mmである請求項2に記載の翼の補修方法。
  4.  前記切り欠き部形成工程では、前記第1の領域に、前記プラットフォームの厚さ方向に前記プラットフォームを貫通することで前記亀裂を除去する貫通部と、前記プラットフォームを貫通しない非貫通部と、を形成する請求項1から3のうち、いずれか一項に記載の翼の補修方法。
  5.  前記第1の溶接工程では、前記翼体側に位置する前記切り欠き部の先端を下側にして、前記第1の溶接材の肉盛溶接を行い、
     前記第2の溶接工程では、前記翼体側に位置する前記切り欠き部の先端を下側にして、前記第2の溶接材の肉盛溶接を行う請求項1から4のうち、いずれか一項に記載の翼の補修方法。
  6.  燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路内に配置されて翼形を成す翼体と、
     前記翼体の翼高さ方向の端に設けられ、前記翼高さ方向に対して垂直な方向を含む翼幅方向に広がり、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画するプラットフォームと、
     を備える翼において、
     前記プラットフォームは、亀裂が発生した亀裂含有領域を除去することで、前記プラットフォームの端面から前記翼体に向かって凹むとともに、前記翼体側に位置する第1の領域、及び前記第1の領域よりも前記プラットフォームの端面側に位置する第2の領域を含む切り欠き部と、
     前記第1の領域を埋め込むように配置され、第1の溶接材で構成された第1の溶接部と、
     前記第2の領域を埋め込むように配置され、第2の溶接材で構成された第2の溶接部と、
     を有し、
     前記第2の溶接材の高温強度は、前記第1の溶接材の高温強度よりも高く、
     前記第1の溶接材の溶接性は、前記第2の溶接材の溶接性よりも高く、
     前記プラットフォームの端面側に配置された前記第2の溶接部の端面を基準とした際、該第2の溶接部の端面から前記翼体に向かう方向における前記第2の溶接部の厚さは、1.0mm以上3.0mm以下である翼。
  7.  前記第1の領域は、前記プラットフォームの厚さ方向に前記プラットフォームを貫通する貫通部と、前記プラットフォームを貫通しない非貫通部と、を有し、
     前記貫通部は、前記亀裂が形成された位置を除去するように形成されている請求項6に記載の翼。
  8.  前記翼体と前記プラットフォームとの接続部分は、前記燃焼ガスが流れるフィレット部を構成しており、
     前記フィレット部の表面は、前記燃焼ガス流路の縁の一部を区画する前記プラットフォームのガスパス面が次第に前記翼体の翼面となる曲面とされており、
     前記翼幅方向における前記フィレット部の両端のうち、前記翼体側に配置された端が前記フィレット部の終端であり、
     前記フィレット部には、前記第1の溶接材の肉盛溶接時の熱影響により形成された熱影響部を有し、
     前記熱影響部は、前記フィレット部の終端よりも前記プラットフォームの端面側に配置されている請求項6または7に記載の翼。
  9.  請求項6から8のうち、いずれか一項に記載の翼として、タービン動翼及び/またはタービン静翼を備えるガスタービン。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115890132B (zh) * 2022-09-28 2024-04-05 华能澜沧江水电股份有限公司 一种消除水轮机转轮裂纹的方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050067466A1 (en) * 2001-11-19 2005-03-31 Andreas Boegli Crack repair method
JP2008229719A (ja) * 2007-03-22 2008-10-02 United Technol Corp <Utc> タービンエンジン構成部品などのワーク内のクラックを補修する方法
JP2011136344A (ja) * 2009-12-25 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン部材の補修方法及びガスタービン部材
JP2012020308A (ja) * 2010-07-14 2012-02-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 金属部品の補修方法及び補修された金属部品
JP2018150814A (ja) * 2017-03-09 2018-09-27 株式会社三井E&Sホールディングス 排気弁棒の補修方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009285664A (ja) 2008-05-27 2009-12-10 Toshiba Corp ロウ付け補修材料およびその材料を使用したロウ付け補修方法
US20150165569A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-18 Petya M. Georgieva Repair of turbine engine components using waterjet ablation process
DE102015215027A1 (de) * 2015-08-06 2017-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Ausbessern von Schäden eines Werkstücks und Vorrichtung
US11135677B2 (en) * 2018-03-06 2021-10-05 General Electric Company Laser welding of component

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050067466A1 (en) * 2001-11-19 2005-03-31 Andreas Boegli Crack repair method
JP2008229719A (ja) * 2007-03-22 2008-10-02 United Technol Corp <Utc> タービンエンジン構成部品などのワーク内のクラックを補修する方法
JP2011136344A (ja) * 2009-12-25 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン部材の補修方法及びガスタービン部材
JP2012020308A (ja) * 2010-07-14 2012-02-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 金属部品の補修方法及び補修された金属部品
JP2018150814A (ja) * 2017-03-09 2018-09-27 株式会社三井E&Sホールディングス 排気弁棒の補修方法

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