JP2012112290A - Repairing method for damaged high-temperature parts of gas turbine, and high-temperature parts of gas turbine - Google Patents
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Abstract
【課題】補修後の高温部品の機械的強度を、使用前の高温部品の機械的強度と同等にし、簡易な方法でコーティング層を形成することができるガスタービンの高温部品の損傷補修方法、およびこの損傷補修方法により補修されたガスタービンの高温部品を提供する。
【解決手段】実施形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法は、動翼１３の基材４０の表面に形成されたコーティング層４１を除去し、き裂３０を有する基材４０の表面の全体にろう付け補修材６０を配置する。ろう付け補修材６０が配置された基材４０を拡散熱処理し、き裂３０を補修するとともに、コーティング層４１が除去された基材４０の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層７０を形成する。補修材層７０が形成された基材４０に、加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理を施し、補修材層７０に積層してセラミックス層７１を形成する。
【選択図】図４A method for repairing damage to a high-temperature part of a gas turbine, in which the mechanical strength of the high-temperature part after repair is made equal to the mechanical strength of the high-temperature part before use, and a coating layer can be formed by a simple method, and A high-temperature part of a gas turbine repaired by this damage repair method is provided.
A method for repairing damage to a high-temperature part of a gas turbine according to an embodiment removes a coating layer (41) formed on the surface of a base material (40) of a rotor blade (13), and the entire surface of the base material (40) having a crack (30). The brazing repair material 60 is disposed. The base material 40 on which the brazing repair material 60 is disposed is subjected to diffusion heat treatment to repair the crack 30, and the entire surface of the base material 40 from which the coating layer 41 has been removed is covered with a molten brazing repair material for repair. The material layer 70 is formed. The base material 40 on which the repair material layer 70 is formed is subjected to a pressure heat treatment, a solution heat treatment and an aging heat treatment, and is laminated on the repair material layer 70 to form a ceramic layer 71.
[Selection] Figure 4
Description
本発明の実施形態は、ガスタービンの高温部品の損傷補修方法、およびこの損傷補修方法により補修されたガスタービンの高温部品に関する。 Embodiments described herein relate generally to a damage repair method for a high-temperature part of a gas turbine, and a high-temperature part of a gas turbine repaired by the damage repair method.
ガスタービン発電プラントでは、ガスタービンと同軸に設けられた圧縮機の駆動によって圧縮された圧縮空気、および燃料を燃焼器に導入し、これらを燃焼器ライナの燃焼室内で燃焼させる。燃焼により発生した高温の燃焼ガスは、トランジションピースを経て、静翼および動翼からなるタービン部へ導入され、膨張して動翼を回転駆動させる。ガスタービン発電プラントでは、この回転駆動による運動エネルギを利用して、発電機などが回転駆動して発電を行っている。 In a gas turbine power plant, compressed air and fuel compressed by driving a compressor provided coaxially with a gas turbine are introduced into a combustor, and these are combusted in a combustion chamber of a combustor liner. The high-temperature combustion gas generated by the combustion is introduced into a turbine section composed of a stationary blade and a moving blade through a transition piece, and expands to rotate the moving blade. In the gas turbine power generation plant, a generator is rotated to generate electric power using the kinetic energy generated by the rotation drive.
この種のガスタービンの高温部品である、燃焼器ライナ、トランジションピース、静翼および動翼は、Ｎｉ基、Ｃｏ基、またはＮｉ−Ｆｅ基の超合金などで形成されているが、ガスタービンの運転に伴って種々の損傷が発生する。まず、これらの高温部品は、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。さらに、動翼については、高速回転により生ずる遠心応力の作用により、クリープ損傷が蓄積する。また、ガスタービンの高温部品は、起動時においては、低温環境域から高温環境域に、停止時においては、高温環境域から低温環境域にそれぞれ推移する段階で熱疲労が生じ、疲労損傷が蓄積する。これらの損傷（材質劣化、クリープ損傷、疲労損傷）は重畳して蓄積する。 Combustor liners, transition pieces, stationary blades, and moving blades, which are high-temperature parts of this type of gas turbine, are formed of Ni-base, Co-base, or Ni-Fe-base superalloys. Various damages occur during operation. First, since these high-temperature parts are exposed to a high-temperature combustion gas atmosphere, material deterioration occurs. Furthermore, creep damage accumulates on the rotor blades due to the action of centrifugal stress caused by high-speed rotation. In addition, high temperature components of gas turbines undergo thermal fatigue at the stage of transition from a low temperature environment region to a high temperature environment region at start-up and from a high temperature environment region to a low temperature environment region at stop, and fatigue damage accumulates. To do. These damages (material deterioration, creep damage, fatigue damage) accumulate and accumulate.
ところで、ガスタービンの高温部品の保守管理は、機器の設計段階で決まるクリープあるいは疲労寿命と、実機の運転、立地上の環境により設定される設計寿命とに基づいて、同一機種あるいは同一運転形態をとるガスタービンを分類し、分類された各グループの先行機の実績を用いて設計寿命を補正し、後続機の保守管理を行っている。近年では、ガスタービンの高温部品の劣化、損傷診断を効率的に精度良く予測する保守管理方法が実施されつつある。いずれの保守管理方法においても、ガスタービンの高温部品は、必要に応じて定検毎に補修が繰り返えされ、管理寿命に到達した後に一律に廃却となり、高価な新品と交換される。 By the way, the maintenance management of the high-temperature parts of the gas turbine is based on the same model or the same operation mode based on the creep or fatigue life determined at the design stage of the equipment and the design life set by the operation of the actual machine and the location environment. The gas turbines to be taken are classified, the design life is corrected using the results of the preceding machines in each group, and the maintenance of the subsequent machines is performed. In recent years, maintenance management methods for efficiently and accurately predicting deterioration and damage diagnosis of high-temperature components of gas turbines are being implemented. In any maintenance management method, the high-temperature components of the gas turbine are repeatedly repaired at regular inspections as necessary, and after reaching the management life, they are uniformly discarded and replaced with expensive new ones.
例えば、ガスタービンの動翼の定検毎の補修において、き裂などの損傷が発生していた場合には、動翼の表面に形成されているコーティング層を除去する。ここで、コーティング層は、一般的に、基材の表面に形成された、金属材料からなる金属層（ボンド層）と、この金属層上に形成された、セラミックス材料からなるセラミックス層（トップ層）を備えている。 For example, when damage such as a crack has occurred in the repair of each moving blade of the gas turbine, the coating layer formed on the surface of the moving blade is removed. Here, the coating layer generally includes a metal layer (bond layer) made of a metal material formed on the surface of a base material, and a ceramic layer (top layer) made of a ceramic material formed on the metal layer. ).
コーティング層を除去する際、まず、セラミックス層をブラスト処理によって除去した後、金属層を化学処理によって除去する。化学処理では、金属層を除去する薬剤が収容された薬剤槽に動翼を浸漬して金属層を除去する。この際、動翼に形成されたすべての金属層を除去するため、例えば、すでに金属層が除去された部分も、他の金属層が除去されるまで化学処理される。そのため、金属層が除去された動翼の基材の表面は局部的に侵食され、微細な凹部が形成されることがある。 When removing the coating layer, first, the ceramic layer is removed by blasting, and then the metal layer is removed by chemical treatment. In the chemical treatment, the metal layer is removed by immersing the moving blade in a chemical tank containing a chemical for removing the metal layer. At this time, in order to remove all the metal layers formed on the rotor blade, for example, a portion where the metal layer has already been removed is also chemically treated until another metal layer is removed. Therefore, the surface of the base material of the rotor blade from which the metal layer has been removed may be locally eroded and fine concave portions may be formed.
そして、コーティング層を除去した後、損傷部を除去し、この損傷が除去された除去部を、例えば溶接やろう付けによって補修する。そして、熱処理等を施して、再び、金属層（ボンド層）およびセラミックス層（トップ層）を形成してコーティング層を構成する。すなわち、従来の損傷補修方法では、損傷が除去された除去部を、溶接やろう付けによって補修する工程の後、金属層（ボンド層）を形成する工程、さらにセラミックス層（トップ層）を形成する工程を備えていた。 Then, after removing the coating layer, the damaged portion is removed, and the removed portion from which the damage has been removed is repaired by, for example, welding or brazing. Then, heat treatment or the like is performed to again form a metal layer (bond layer) and a ceramic layer (top layer) to form a coating layer. That is, in the conventional damage repair method, after the step of repairing the removed portion from which damage has been removed by welding or brazing, a step of forming a metal layer (bond layer) and a ceramic layer (top layer) are formed. It was equipped with a process.
上記した従来の損傷補修方法では、コーティング層を除去する際の化学処理において、動翼などの高温部品を構成する基材の表面が侵食され、微細な凹部を形成することがあった。また、コーティング層を除去した後、蛍光浸透探傷検査によって、損傷箇所の確認を行うが、上記した、化学処理によって形成された基材の表面の微細な凹部は検知されないことが多い。そのため、損傷部を溶接やろう付けによって補修した後、基材の表面に微細な凹部を有した状態で、金属層（ボンド層）を形成し、さらにセラミックス層（トップ層）が形成される。 In the conventional damage repairing method described above, in the chemical treatment for removing the coating layer, the surface of the base material constituting the high-temperature part such as the moving blade may be eroded to form fine recesses. In addition, after removing the coating layer, the damaged portion is confirmed by fluorescent penetrant inspection, but the above-described fine concave portions on the surface of the substrate formed by the chemical treatment are often not detected. For this reason, after repairing the damaged part by welding or brazing, a metal layer (bond layer) is formed with a fine recess on the surface of the substrate, and a ceramic layer (top layer) is further formed.
また、従来の損傷補修方法では、金属層をプラズマ溶射で形成するため、微細な凹部の形状によっては、金属層を構成する材料が凹部の先端まで達しないことがあった。そのため、金属層が基材から剥離しやすくなり、剥離した場合は、局部的に高温に曝されることで、機械的強度が低下するとうい問題があった。 Moreover, in the conventional damage repair method, since the metal layer is formed by plasma spraying, the material constituting the metal layer may not reach the tip of the recess depending on the shape of the minute recess. Therefore, the metal layer is easily peeled off from the base material, and when peeled off, there is a problem that the mechanical strength is lowered due to local exposure to high temperature.
本発明が解決しようとする課題は、補修後の高温部品の機械的強度を、使用前の高温部品の機械的強度と同等にすることができるとともに、簡易な方法でコーティング層を形成することができるガスタービンの高温部品の損傷補修方法、およびこの損傷補修方法により補修されたガスタービンの高温部品を提供することである。 The problem to be solved by the present invention is that the mechanical strength of the high-temperature part after repair can be made equal to the mechanical strength of the high-temperature part before use, and the coating layer can be formed by a simple method. It is an object of the present invention to provide a method for repairing damage to a high temperature component of a gas turbine, and a high temperature component of a gas turbine repaired by the damage repair method.
実施形態のガスタービンの高温部品の損傷補修方法は、ガスタービンを構成する高温部品に生じた損傷を補修する方法である。この損傷補修方法は、前記高温部品を構成する基材の表面に形成されたコーティング層を除去するコーティング層除去工程と、前記コーティング層が除去された、損傷を有する前記基材の表面の全体に、ろう付け補修材を配置する補修材配置工程と、ろう付け補修材が配置された前記基材を拡散熱処理し、ろう付け補修材を溶融させて損傷を補修するとともに、前記コーティング層が除去された前記基材の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層を形成する補修材層形成工程とを具備する。さらに、この損傷補修方法は、前記補修材層が形成された前記基材に、高圧下で熱処理する加圧熱処理、非加熱下で熱処理する溶体化熱処理および時効熱処理を施す回復処理工程と、前記基材の表面に形成された前記補修材層に積層して、セラミックス材料からなるセラミックス層を形成するセラミックス層形成工程とを具備する。 The damage repair method for a high-temperature part of a gas turbine according to the embodiment is a method for repairing damage caused to a high-temperature part constituting the gas turbine. The damage repairing method includes a coating layer removing step for removing a coating layer formed on a surface of a base material constituting the high-temperature component, and an entire surface of the damaged base material from which the coating layer has been removed. A repairing material placement step for placing the brazing repair material, diffusion heat treatment of the base material on which the brazing repair material is placed, melting the brazing repair material, repairing the damage, and removing the coating layer A repair material layer forming step of covering the entire surface of the base material with a molten brazing repair material and forming a repair material layer. Further, the damage repair method includes a recovery treatment step of subjecting the base material on which the repair material layer has been formed to a pressure heat treatment to heat-treat under high pressure, a solution heat treatment to heat-treat under non-heating, and an aging heat treatment, A ceramic layer forming step of forming a ceramic layer made of a ceramic material by laminating on the repair material layer formed on the surface of the base material.
以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
（第１の実施の形態）
図１は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービン１０の一部の構成の子午断面を示した図である。
(First embodiment)
FIG. 1 is a diagram showing a meridional section of a part of a configuration of a
図１に示すように、ガスタービン１０は、ケーシング１１内に、複数のロータディスク１２を軸方向に有し、各ロータディスク１２の周囲に動翼１３が複数枚植設されたタービンロータ１４が貫設されている。また、動翼１３の前方には静翼１５が配置されて、静翼１５と動翼１３とにより１つのタービン段落を構成する。また、静翼１５は、シュラウドセグメント１６、リテイニングリング１７、サポートリング１８を介してケーシング１１に支持されている。このタービン段落は、燃焼ガスの流れ方向（図１の矢印方向）の上流側から下流側へ向かって、第１段落、第２段落、第３段落と称される。
As shown in FIG. 1, a
このような構成を備えるガスタービン１０において、図示しない圧縮機からの圧縮空気と燃料とが図示しないに燃料器ライナの燃焼室内で混合され燃焼して燃焼ガスとなる。この燃焼ガスは、図示しないトランジションピースを介して、静翼１５および動翼１３からなる複数のタービン段落を備えるタービン部に導入される。タービン部に導入された燃焼ガスは、タービン部で膨張し、動翼１３が植設されたタービンロータ１４を回転させる。このタービンロータ１４の回転を利用して、発電機などを回転駆動して発電を行う。
In the
ガスタービン１０を構成する高温部品として、例えば、動翼１３、静翼１５、シュラウドセグメント１６などが例示される。なお、以下において、高温部品として、主に動翼１３を例示して説明する。
Examples of the high-temperature components that constitute the
図２は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービン１０の動翼１３の斜視図である。図３は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法が適用されるガスタービン１０の動翼１３の断面の一部を示す図である。
FIG. 2 is a perspective view of the moving
図２に示す動翼１３は、発電プラントのガスタービンに使用され、設計寿命に到達して廃却処分となった動翼である。動翼１３は、翼有効部１３ａ、プラットフォーム部１３ｂ、シャンク部１３ｃ、植込部１３ｄで構成されている。図２および図３に示すように、動翼１３の、例えば、翼有効部１３ａには、損傷であるき裂３０が発生している。
The moving
高温の燃焼ガスに曝される翼有効部１３ａを構成する基材４０の表面には、図３に示すように、コーティング層４１が形成されている。この従来の構成を備えるコーティング層４１は、基材４０の表面に形成された金属材料からなる金属層４２、およびこの金属層４２の表面に積層して形成されたセラミックス材料からなるセラミックス層４３を備える。ここで、金属層４２は、いわゆるボンド層として機能し、セラミックス層４３は、いわゆるトップ層として機能する。これらの金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する動翼１３は、広く一般的に使用されている。
As shown in FIG. 3, a
動翼１３の翼有効部１３ａの基材は、例えば、表１に示す化学組成のＮｉ基超合金一方向凝固材で構成されている。金属層４２は、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ系、ＮｉＣｒＡｌＹ系、ＣｏＣｒＡｌＹ系などの金属で構成されている。セラミックス層４３は、ジルコニア系のセラミックスで構成されている。また、金属層４２は、例えば、高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）、真空プラズマ溶射（ＶＰＳ）などによって形成され、セラミックス層４３は、例えば、大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）などによって形成される。
The base material of the blade
ここでは、上記した、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する動翼１３の翼有効部１３ａに発生した損傷の補修方法について説明する。また、損傷として、き裂を例示して説明する。
Here, the repair method of the damage which generate | occur | produced in the blade | wing
図４は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための流れ図である。図５〜図８は、本発明に係る第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼１３の断面の一部を示している。
FIG. 4 is a flowchart for explaining the steps of the damage repair method for high-temperature components of the
まず、補修を施す動翼１３を目視によって観察し、き裂３０の有無、き裂３０の発生箇所、コーティング層４１の剥離などを確認する。
First, the moving
続いて、図５に示すように、動翼１３の翼有効部１３ａを構成する基材４０の表面に形成されたコーティング層４１を除去する（コーティング層除去工程（ステップＳ５０））。
Subsequently, as shown in FIG. 5, the
コーティング層４１を除去する工程において、まず、翼有効部１３ａの最も外側に形成されたセラミックス層４３（トップ層）を除去する。セラミックス層４３は、例えば、アルミナなどからなる粒子をセラミックス層４３に高速で吹き付けるブラスト処理などによって除去される。そして、セラミックス層４３を除去した後、金属層４２（ボンド層）を除去する。金属層４２は、例えば、金属層４２を除去する、塩酸、リン酸などの薬剤が収容された薬剤槽に、動翼１３翼有効部１３ａを浸漬する化学処理などによって除去される。
In the step of removing the
なお、この化学処理は、動翼１３の翼有効部１３ａに形成された金属層４２がすべて除去されるまで行われるため、すでに金属層４２が除去された部分も、他の金属層４２が除去されるまで化学処理される。そのため、金属層４２が除去された翼有効部１３ａの基材４０の表面は侵食され、微細な凹部が形成される部分も存在する。
Since this chemical treatment is performed until the
続いて、コーティング層４１が除去された翼有効部１３ａの表面全体（き裂３０を含む）を洗浄する（ステップＳ５１）。洗浄工程では、例えば、炭化水素などの有機溶剤が浸み込んだウエスなどを用いて、翼有効部１３ａの表面の汚れや油分などが拭き取られる。また、他の洗浄方法として、例えば、炭化水素などの有機溶剤が収容された溶剤槽に動翼１３を浸漬し、超音波を用いて洗浄する方法も例示できる。
Subsequently, the entire surface (including the crack 30) of the blade
続いて、洗浄された動翼１３の翼有効部１３ａに発生しているき裂を、例えば、蛍光浸透探傷検査などによって検出する（ステップＳ５２）。なお、前述したように、コーティング層除去工程（ステップＳ５０）において、翼有効部１３ａの基材４０の表面に、化学処理による侵食によって形成された凹部は検出されないこともある。
Subsequently, a crack generated in the blade
続いて、図６に示すように、き裂３０を有する、翼有効部１３ａの基材４０の表面の全体に、ろう付け補修材６０を配置する（補修材配置工程（ステップＳ５３））。
Then, as shown in FIG. 6, the
ろう付け補修材６０は、後述する拡散熱処理によって溶融するＮｉ基溶融合金粉末と、このＮｉ基溶融合金粉末よりも融点が高く、拡散熱処理によって溶融しないＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して構成された配合粉末を備えている。Ｎｉ基溶融合金粉末は、例えば、ＪＩＳ Ｚ３２６５で規定されている、ＢＮｉ−１、ＢＮｉ−１Ａ、ＢＮｉ−２、ＢＮｉ−３、ＢＮｉ−４、ＢＮｉ−５、ＢＮｉ−６、ＢＮｉ−７のＮｉ基合金や、Ｎｉ−Ｃｒ−Ｗ−Ｆｅ−Ｓｉ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｓｉ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ｍｏ−Ｆｅ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｃｒ−Ｂ系、Ｎｉ−Ｃｏ−Ｓｉ−Ｂ系のＮｉ基合金などで構成される。Ｎｉ基非溶融合金粉末は、ＭａｒＭ２４７、Ｒｅｎｅ８０、Ｒｅｎｅ１４２、ＣＭＳＸ４、ＧＴＤ１１１、ＩＮ７３８、Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ ＸなどのＮｉ基合金で構成される。
The
ろう付け補修材６０として、上記したＮｉ基合金で構成される、Ｎｉ基溶融合金粉末とＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して構成された配合粉末そのものを使用してもよい。また、ろう付け補修材６０は、この配合粉末に、ろう付け用のバインダ材料を添加してペースト状に構成されてもよい。ろう付け補修材６０は、例えば、刷毛による塗布やスプレー噴射による吹き付けなどによって、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体に配置される。なお、き裂３０の幅が大きな部分には、この配置段階でろう付け補修材６０がき裂３０の内部にも配置されることもある。
As the
続いて、ろう付け補修材６０が配置された動翼１３を真空熱処理炉内に設置し、拡散熱処理を施す（補修材層形成工程（ステップＳ５４））。この拡散熱処理の温度は、１０００〜１２５０℃で、この温度で、２０分〜４時間保持される。この拡散熱処理によって、ろう付け補修材６０のうち、Ｎｉ基溶融合金粉末が溶融し、図７に示すように、き裂３０内部に、溶融したＮｉ基溶融合金粉末とともにＮｉ基非溶融合金粉末が導入される。また、拡散熱処理によって、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体にろう付け補修材６０が広がり、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体が均一にろう付け補修材６０で覆われ、補修材層７０が形成される。
Subsequently, the
補修材層７０の厚みは、１０〜５０μｍ程度である。この補修材層７０の厚みは、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）の厚さ（１００〜３００μｍ程度）よりも薄く形成することができる。そのため、補修材層７０を、金属層４２よりも少量の材料で形成することができ、補修コストを削減することができる。
The thickness of the
ここで、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数は、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．８〜１．２倍の範囲であることが好ましい。補修材層７０を構成する材料の線膨張係数をこの範囲とすることで、基材４０と補修材層７０との間での熱伸び差が小さく、耐剥離性を向上させることができるからである。また、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数を、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．９〜１．１倍の範囲とすることがさらに好ましい。
Here, the linear expansion coefficient of the material constituting the
また、補修材層７０は、前述した従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能させることができる。すなわち、補修材層形成工程（ステップＳ５４）の一工程において、き裂３０を補修するとともに、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ５０）の化学処理において、翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。
Further, the
さらに、ろう付け補修材６０に、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。ここで、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）は、基材４０の機械的強度よりも低いため、使用中の応力を金属層４２（ボンド層）に負担することはできない。これに対して、補修材層７０は、上記したように、基材４０と同等レベルの機械的強度を有することから、応力を負担する断面積が大きくなるため、動翼１３に発生する応力が小さくなり、より信頼性を向上することができる。
Furthermore, the
続いて、補修材層７０が形成された動翼１３に、加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理を施す（回復処理工程（ステップＳ５５））。
Subsequently, a pressure heat treatment, a solution heat treatment, and an aging heat treatment are performed on the
ここで、補修材層形成工程（ステップＳ５４）において拡散熱処理された動翼１３を一旦常温まで冷却してから回復処理工程（ステップＳ５５）を実施してもよい。また、拡散熱処理された動翼１３を冷却せずに、拡散熱処理に続けて回復処理工程（ステップＳ５５）を実施してもよい。
Here, after the moving
加圧熱処理において、補修材層７０が形成された動翼１３は、高圧下で熱処理される。この加圧熱処理における熱処理温度は、処理対象材（補修材層７０が形成された動翼１３）の強化析出相が固溶する温度以上、かつ形状を一定に保持し得る温度以下に設定される。また、圧力は、耐力から設定し、局部的な溶解部を回復し得る圧力以上で、形状を一定に保持し得る圧力に設定される。この加圧熱処理を施すことによって、基材４０の材料劣化を回復することができるとともに、基材４０と補修材層７０の補修材との間で相互拡散が生じ、界面の結合力が向上される。
In the pressure heat treatment, the
溶体化処理と時効熱処理は、非加圧下で行われ、それぞれの温度やその温度に保持される時間は、動翼１３の基材４０を構成する材料や基材４０の形状などに応じて、標準的な条件で行うことが望ましい。
The solution treatment and the aging heat treatment are performed under no pressure, and the respective temperatures and the time for which the temperature is maintained depend on the material constituting the
続いて、図８に示すように、補修材層７０で覆われた、翼有効部１３ａの基材４０の表面に、補修材層７０に積層してセラミックス材料からなるセラミックス層７１を形成する（セラミックス層形成工程（ステップＳ５６））。このセラミックス層７１は、従来の動翼１３におけるセラミックス層４３（トップ層）と同じ機能を発揮する。そのため、セラミックス層７１を構成するセラミックス材料は、従来の動翼１３のセラミックス層４３（トップ層）を構成する材料と同じ材料で構成される。例えば、セラミックス層７１を構成するセラミックス材料として、ジルコニア系のセラミックスが使用される。また、セラミックス層７１は、例えば、大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）などによって形成される。
Subsequently, as shown in FIG. 8, a
セラミックス層７１が形成された動翼１３を目視により観察し、セラミックス層７１の剥離や、セラミックス層７１が形成されていない部分がないかなどを確認する。
以上の工程を経て損傷の補修が完了する。
The moving
The repair of damage is completed through the above steps.
なお、上記した損傷の補修方法において、動翼１３の翼有効部１３ａにき裂３０が発生していることが明らかな場合には、翼有効部１３ａの基材４０の表面全面に補修材層７０を形成するため、き裂を検出する工程（ステップＳ５２）を省略することもできる。
In the damage repair method described above, when it is clear that the
また、ここでは、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、例えば、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修された動翼１３を、再び、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修することもできる。この場合、コーティング層４１の除去する工程において、化学処理によって除去されるのは、補修材層７０である。
Further, here, the repair method for damage generated in the
上記したように、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によれば、補修材層形成工程（ステップＳ５４）の一工程において、き裂３０を補修するとともに、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。そのため、補修工程を削減することができ、従来よりも簡易な方法で損傷を補修することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ５０）の化学処理において、動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。そのため、基材４０の表面と補修材層７０とが密に接合し、補修材層７０の剥離などを防止することができる。
As described above, according to the damage repair method for high-temperature components of the
さらに、補修材層７０に、動翼１３の基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。
Furthermore, the
なお、ここでは、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、上記した損傷の補修方法は、例えば、静翼１５に発生した損傷を補修する場合にも適用することができる。そして、上記した同様の作用効果を得ることができる。
In addition, although the repair method of the damage which generate | occur | produced in the conventional moving
（第２の実施の形態）
第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法は、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法に、損傷を除去する工程が付加されたものである。そのため、ここでは、主にこの異なる工程について説明する。
(Second Embodiment)
The damage repairing method for high-temperature parts of the
図９は、本発明に係る第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための流れ図である。図１０〜図１４は、本発明に係る第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法の工程を説明するための図であり、各工程における動翼１３の断面の一部を示している。なお、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法において説明した構成と同一の構成部分には、同一の符号を付して重複する説明を省略または簡略する。
FIG. 9 is a flowchart for explaining the steps of the damage repair method for high-temperature components of the
ここでは、前述した第１の実施の形態と同様に、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する動翼１３の翼有効部１３ａに発生した損傷の補修方法について説明する。また、損傷として、き裂を例示して説明する。
Here, as in the first embodiment described above, a method for repairing damage generated in the blade
まず、補修を施す動翼１３を目視によって観察し、き裂３０の有無、き裂３０の発生箇所、コーティング層４１の剥離などを確認する。
First, the moving
続いて、図１０に示すように、第１の実施の形態と同様に、動翼１３の翼有効部１３ａを構成する基材４０の表面に形成されたコーティング層４１を除去する（コーティング層除去工程（ステップＳ８０））。
Subsequently, as shown in FIG. 10, as in the first embodiment, the
続いて、第１の実施の形態と同様に、コーティング層４１が除去された翼有効部１３ａの表面全体（き裂３０を含む）を洗浄する（ステップＳ８１）。
Subsequently, as in the first embodiment, the entire surface (including the crack 30) of the blade
続いて、第１の実施の形態と同様に、洗浄された動翼１３の翼有効部１３ａに発生しているき裂を、例えば、蛍光浸透探傷検査などによって検知する（ステップＳ８２）。
Subsequently, as in the first embodiment, a crack generated in the blade
続いて、翼有効部１３ａの基材４０に生じたき裂３０を、砥石等を用いて研削して除去する（損傷除去工程（ステップＳ８３））。き裂３０が除去された部分は、例えば、図１１に示すように、基材４０の表面側に溝断面積が広くなるテーパー状の開先溝９０となる。
Subsequently, the
続いて、図１２に示すように、開先溝９０を有する、翼有効部１３ａの基材４０の表面の全体に、ろう付け補修材６０を配置する（補修材配置工程（ステップＳ８４））。この際、開先溝９０の内部にもろう付け補修材６０が配置される。なお、ろう付け補修材６０は、第１の実施の形態と同様の材料で構成される。
Then, as shown in FIG. 12, the
続いて、ろう付け補修材６０が配置された動翼１３を真空熱処理炉内に設置し、拡散熱処理を施す（補修材層形成工程（ステップＳ８５））。この拡散熱処理の温度は、１０００〜１２５０℃で、この温度で、２０分〜４時間保持される。この拡散熱処理によって、ろう付け補修材６０のうち、Ｎｉ基溶融合金粉末が溶融し、図１３に示すように、開先溝９０の内部、および翼有効部１３ａの基材４０の表面全体にろう付け補修材６０が広がり、翼有効部１３ａの基材４０の表面全体が均一にろう付け補修材６０で覆われ、補修材層７０が形成される。補修材層７０の厚みは、１０〜５０μｍ程度である。この補修材層７０の厚みは、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）の厚さ（１００〜３００μｍ程度）よりも薄く形成することができる。そのため、補修材層７０を、金属層４２よりも少量の材料で形成することができ、補修コストを削減することができる。
Subsequently, the
ここで、第１の実施の形態と同様に、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数は、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．８〜１．２倍の範囲であることが好ましい。また、補修材層７０を構成する材料の線膨張係数を、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の線膨張係数の０．９〜１．１倍の範囲とすることがさらに好ましい。
Here, as in the first embodiment, the linear expansion coefficient of the material forming the
また、補修材層７０は、前述した従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能させることができる。すなわち、補修材層形成工程（ステップＳ８５）の一工程において、開先溝９０をろう付け補修材６０で埋めるとともに、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ８０）の化学処理において、翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。
Further, the
さらに、ろう付け補修材６０に、翼有効部１３ａの基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。ここで、従来の動翼１３の翼有効部１３ａにおける金属層４２（ボンド層）は、基材４０の機械的強度よりも低いため、使用中の応力を金属層４２（ボンド層）に負担することはできない。これに対して、補修材層７０は、上記したように、基材４０と同等レベルの機械的強度を有することから、応力を負担する断面積が大きくなるため、動翼１３に発生する応力が小さくなり、より信頼性を向上することができる。
Furthermore, the
続いて、補修材層７０が形成された動翼１３に、加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理を施す（回復処理工程（ステップＳ８６））。
Subsequently, a pressure heat treatment, a solution heat treatment, and an aging heat treatment are performed on the
ここで、補修材層形成工程（ステップＳ８５）において拡散熱処理された動翼１３を一旦常温まで冷却してから回復処理工程（ステップＳ８６）を実施してもよい。また、拡散熱処理された動翼１３を冷却せずに、拡散熱処理に続けて回復処理工程（ステップＳ８６）を実施してもよい。
Here, the moving
加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理は、第１の実施の形態における加圧熱処理、溶体化熱処理および時効熱処理と同様の処理が行われる。 The pressure heat treatment, solution heat treatment and aging heat treatment are the same as the pressure heat treatment, solution heat treatment and aging heat treatment in the first embodiment.
続いて、図１４に示すように、補修材層７０で覆われた、翼有効部１３ａの基材４０の表面に、補修材層７０に積層してセラミックス材料からなるセラミックス層７１を形成する（セラミックス層形成工程（ステップＳ８７））。このセラミックス層７１は、従来の動翼１３におけるセラミックス層４３（トップ層）と同じ機能を発揮する。セラミックス層７１を構成するセラミックス材料およびセラミックス層７１の形成方法は、第１の実施の形態におけるものと同じである。
Subsequently, as shown in FIG. 14, a
セラミックス層７１が形成された動翼１３を目視により観察し、セラミックス層７１の剥離や、セラミックス層７１が形成されていない部分がないかなどを確認する。
以上の工程を経て損傷の補修が完了する。
The moving
The repair of damage is completed through the above steps.
なお、ここでは、金属層４２およびセラミックス層４３を備えるコーティング層４１を有する、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、例えば、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修された動翼１３を、再び、上記した本実施の形態の損傷の補修方法で補修することもできる。この場合、コーティング層４１の除去する工程において、化学処理によって除去されるのは、補修材層７０である。
In addition, although the repair method of the damage which generate | occur | produced in the conventional moving
上記したように、第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によれば、補修材層形成工程（ステップＳ８５）の一工程において、き裂３０を除去することで形成された開先溝９０をろう付け補修材６０で埋めるとともに、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）として機能する補修材層７０を形成することができる。そのため、補修工程を削減することができ、従来よりも簡易な方法で損傷を補修することができる。また、コーティング層除去工程（ステップＳ８０）の化学処理において、動翼１３の基材４０の表面に形成された凹部内にもろう付け補修材６０が入り込み、凹部を補修材層７０で覆うことができる。そのため、基材４０の表面と補修材層７０とが密に接合し、補修材層７０の剥離などを防止することができる。
As described above, according to the damage repair method for high-temperature components of the
さらに、補修材層７０に、動翼１３の基材４０を構成する材料の化学組成に近いＮｉ基非溶融合金粉末を含むことで、拡散熱処理後において、補修材層７０が基材４０と同等レベルの機械的強度を有することができる。
Furthermore, the
なお、ここでは、従来の動翼１３に発生した損傷の補修方法について説明したが、上記した損傷の補修方法は、例えば、静翼１５に発生した損傷を補修する場合にも適用することができる。そして、上記した同様の作用効果を得ることができる。
In addition, although the repair method of the damage which generate | occur | produced in the conventional moving
（金属層４２および補修材層７０の断面の評価）
ここでは、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０と、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）との断面を比較する。
(Evaluation of cross sections of
Here, the cross section of the
図１５は、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０の断面を示す図である。図１６は、従来の動翼１３における金属層４２（ボンド層）の断面を示す図である。補修材層７０および金属層４２（ボンド層）ともに動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の表面に形成されている。これらの断面は、光学顕微鏡を使用して観察したものである。
FIG. 15 is a view showing a cross section of the
図１５および図１６に示すように、補修材層７０は、金属層４２に比べて薄く形成されていることがわかる。
As shown in FIGS. 15 and 16, it can be seen that the
（線膨張係数の評価）
ここでは、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０の線膨張係数を評価した。
(Evaluation of linear expansion coefficient)
Here, the linear expansion coefficient of the
補修材層７０を構成するろう付け補修材６０のＮｉ基溶融合金粉末として、Ｎｉ−１５．２Ｃｒ−４Ｂ（Ｃｒを５．２質量％、Ｂを４質量％含有し、残部がＮｉからなるＮｉ基合金）の粉末を使用した。ろう付け補修材６０のＮｉ基非溶融合金粉末として、Ｎｉ−９．５Ｃｏ−１４Ｃｒ−３Ａｌ−４．９Ｔｉ−２．８Ｔａ−１．５Ｍｏ−３．８Ｗ−０．０１Ｂ−０．１Ｃ（Ｃｏを９．５質量％、Ｃｒを１４質量％、Ａｌを３質量％、Ｔｉを４．９質量％、Ｔａを２．８質量％、Ｍｏを１．５質量％、Ｗを３．８質量％、Ｂを０．０１質量％、Ｃを０．１質量％含有し、残部がＮｉからなるＮｉ基合金）の粉末を使用した。なお、このＮｉ基非溶融合金粉末を構成するＮｉ基合金の化学組成は、前述した表１に示したものと同じである。
As Ni-based molten alloy powder of the
上記した、Ｎｉ基溶融合金粉末とＮｉ基非溶融合金粉末とを配合して、ろう付け補修材６０を作製した。このろう付け補修材６０を、真空中において、１０００〜１２５０℃の温度範囲で２時間保持して熱処理した。その後、直径が４ｍｍ、長さが２０ｍｍの円柱状の試験片を作製した。
The
作製した試験片の線膨張係数を、２０〜１０００℃の範囲で、ＪＩＳ Ｚ ２２８５の金属材料の線膨張係数の測定方法に準じて測定した。 The linear expansion coefficient of the produced test piece was measured in the range of 20 to 1000 ° C. according to the method for measuring the linear expansion coefficient of the metal material of JIS Z 2285.
図１７は、本実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって形成された補修材層７０の線膨張係数の測定結果を示す図である。なお、図１７には、補修材層７０の線膨張係数を動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の線膨張係数で除した結果が示されている。
FIG. 17 is a diagram showing the measurement result of the linear expansion coefficient of the
図１７に示すように、測定した温度範囲において、補修材層７０の線膨張係数は、動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の線膨張係数とほぼ等しく、補修材層７０の線膨張係数を動翼１３の翼有効部１３ａの基材４０の線膨張係数で除した値（線膨張係数比）は０．９〜１．１の範囲であった。
As shown in FIG. 17, in the measured temperature range, the linear expansion coefficient of the
（クリ−プ破断時間の評価）
ここでは、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼、第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間を測定した。なお、比較のため、使用されていない新品の動翼のクリ−プ破断時間も測定した。
(Evaluation of creep rupture time)
Here, the moving blade repaired by the method for repairing high-temperature parts of the
第１の実施の形態または第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼は、発電プラントのガスタービンに使用され、設計寿命に到達して廃却処分となった動翼であり、表１に示す化学組成のＮｉ基合金で構成されているものを使用した。
The moving blades repaired by the damage repairing method for the high-temperature parts of the
ろう付け補修材６０は、上記した線膨張係数を評価において使用した、Ｎｉ基溶融合金粉末とＮｉ基非溶融合金粉末とを配合し、ろう付け用のバインダ材料を添加してペースト状に作製された。このろう付け補修材６０を、動翼の基材の表面に刷毛によって塗布した。
The
ろう付け補修材６０が配置された動翼を真空熱処理炉内に設置し、１０００〜１２５０℃の温度で、２時間の拡散熱処理を施した。その後、加圧熱処理を施した。そして、一旦常温に冷却した後、１１２１℃の温度で、２時間の間溶体化処理を施し、８４３℃の温度で、２４時間の時効処理を施した。
The moving blade on which the
クリープ破断試験は、ＪＩＳ Ｚ ２２７１に基づいて、各動翼において同じ温度および同じ応力で実施された。また、各動翼を３個ずつ用意し、各動翼の内部から試験片を切り出し、各試験片に対してクリープ破断試験を実施した。 The creep rupture test was performed at the same temperature and the same stress on each blade based on JIS Z 2271. In addition, three moving blades were prepared, and test pieces were cut out from the inside of each moving blade, and a creep rupture test was performed on each test piece.
図１８は、第１の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間の測定結果を示す図である。図１９は、第２の実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法によって補修された動翼のクリ−プ破断時間の測定結果を示す図である。図１８および図１９には、使用されていない新品の動翼（新しい動翼）のクリ−プ破断時間の測定も示している。
FIG. 18 is a diagram illustrating a measurement result of the creep rupture time of the moving blade repaired by the damage repairing method for the high-temperature parts of the
図１８および図１９に示すように、補修された動翼のクリ−プ破断時間は、新品の動翼のクリ−プ破断時間と同等の値を示すことがわかる。 As shown in FIGS. 18 and 19, it can be seen that the creep rupture time of the repaired moving blade shows a value equivalent to the creep rupture time of the new moving blade.
上記した実施の形態において、損傷としてき裂を例示して説明したが、酸化またはエロージョンによって様々な方向に窪んだ複数の減肉部に対しても、上記した実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法を適用することができる。また、この場合においても、き裂に、上記した実施の形態のガスタービン１０の高温部品の損傷補修方法を適用した場合と同様の作用効果を得ることができる。
In the above-described embodiment, the crack has been exemplified and described as damage, but the high temperature of the
以上説明した実施形態によれば、補修後の高温部品の機械的強度を、使用前の高温部品の機械的強度と同等にすることができるとともに、簡易な方法でコーティング層を形成することが可能となる。 According to the embodiment described above, the mechanical strength of the high-temperature part after repair can be made equal to the mechanical strength of the high-temperature part before use, and a coating layer can be formed by a simple method. It becomes.
本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。 Although several embodiments of the present invention have been described, these embodiments are presented by way of example and are not intended to limit the scope of the invention. These novel embodiments can be implemented in various other forms, and various omissions, replacements, and changes can be made without departing from the scope of the invention.
１０…ガスタービン、１１…ケーシング、１２…ロータディスク、１３…動翼、１３ａ…翼有効部、１３ｂ…プラットフォーム部、１３ｃ…シャンク部、１３ｄ…植込部、１４…タービンロータ、１５…静翼、１６…シュラウドセグメント、１７…リテイニングリング、１８…サポートリング、３０…き裂、４０…基材、４１…コーティング層、４２…金属層、４３、７１…セラミックス層、６０…ろう付け補修材、７０…補修材層、９０…開先溝。
DESCRIPTION OF
Claims (9)
前記高温部品を構成する基材の表面に形成されたコーティング層を除去するコーティング層除去工程と、
前記コーティング層が除去された、損傷を有する前記基材の表面の全体に、ろう付け補修材を配置する補修材配置工程と、
ろう付け補修材が配置された前記基材を拡散熱処理し、ろう付け補修材を溶融させて損傷を補修するとともに、前記コーティング層が除去された前記基材の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層を形成する補修材層形成工程と、
前記補修材層が形成された前記基材に、高圧下で熱処理する加圧熱処理、非加熱下で熱処理する溶体化熱処理および時効熱処理を施す回復処理工程と、
前記基材の表面に形成された前記補修材層に積層して、セラミックス材料からなるセラミックス層を形成するセラミックス層形成工程と
を具備することを特徴とするガスタービンの高温部品の損傷補修方法。 A method for repairing damage to a high-temperature part of a gas turbine for repairing damage caused to a high-temperature part constituting the gas turbine,
A coating layer removing step for removing the coating layer formed on the surface of the base material constituting the high temperature component;
A repair material placement step of placing a brazing repair material on the entire surface of the damaged substrate from which the coating layer has been removed;
The base material on which the brazing repair material is disposed is subjected to diffusion heat treatment, the brazing repair material is melted to repair damage, and the entire surface of the base material from which the coating layer has been removed is melted and brazed. A repair material layer forming step of covering with a repair material to form a repair material layer;
A recovery treatment step of subjecting the base material on which the repair material layer has been formed to a pressure heat treatment to heat-treat under high pressure, a solution heat treatment to heat-treat under non-heating, and an aging heat treatment;
A method for repairing damage to a high-temperature component of a gas turbine, comprising: a ceramic layer forming step of forming a ceramic layer made of a ceramic material by laminating the repair material layer formed on the surface of the base material.
前記高温部品を構成する基材の表面に形成されたコーティング層を除去するコーティング層除去工程と、
前記基材に生じた損傷を除去する損傷除去工程と、
損傷が除去された部分および前記基材の表面の全体に、ろう付け補修材を配置する補修材配置工程と、
ろう付け補修材が配置された前記基材を拡散熱処理し、ろう付け補修材を溶融させて損傷を補修するとともに、前記コーティング層が除去された前記基材の表面の全体を、溶融したろう付け補修材で覆い補修材層を形成する補修材層形成工程と、
前記補修材層が形成された前記基材に、高圧下で熱処理する加圧熱処理、非加熱下で熱処理する溶体化熱処理および時効熱処理を施す回復処理工程と、
前記基材の表面に形成された前記補修材層に積層して、セラミックス材料からなるセラミックス層を形成するセラミックス層形成工程と
を具備することを特徴とするガスタービンの高温部品の損傷補修方法。 A method for repairing damage to a high-temperature part of a gas turbine for repairing damage caused to a high-temperature part constituting the gas turbine,
A coating layer removing step for removing the coating layer formed on the surface of the base material constituting the high temperature component;
A damage removing step for removing damage caused to the substrate;
A repair material placement step of placing a brazing repair material over the damaged part and the entire surface of the base material;
The base material on which the brazing repair material is disposed is subjected to diffusion heat treatment, the brazing repair material is melted to repair damage, and the entire surface of the base material from which the coating layer has been removed is melted and brazed. A repair material layer forming step of covering with a repair material to form a repair material layer;
A recovery treatment step of subjecting the base material on which the repair material layer has been formed to a pressure heat treatment to heat-treat under high pressure, a solution heat treatment to heat-treat under non-heating, and an aging heat treatment;
A method for repairing damage to a high-temperature component of a gas turbine, comprising: a ceramic layer forming step of forming a ceramic layer made of a ceramic material by laminating the repair material layer formed on the surface of the base material.
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