JP2017206971A - ガスタービン部品の摩耗部位補修方法及びガスタービン部品 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービン部品の摩耗部位を、き裂を生じさせることなく好適に補修できると共に、補修部分の硬さを均一化できること。
【解決手段】ガスタービン部品としてのタービン動翼のシュラウドに生じた摩耗部位３２を補修するガスタービン部品の摩耗部位補修方法であって、シュラウドの摩耗部位３２を加工して成形部３３を成形する成形工程と、成形部３３に接合材３４を用いて、耐摩耗材料からなり且つ精密鋳造品である補修材３５を装填する装填工程と、補修材３５が装填されたタービン動翼に拡散熱処理を施して、補修材３５とタービン動翼のシュラウドの基材３１とを接合材３４を介して拡散接合させる接合工程と、を有するものである。
【選択図】図４

Description

本発明は、ガスタービン部品に生じた摩耗部位を補修するガスタービン部品の摩耗部位補修方法、及びこのガスタービン部品の摩耗部位補修方法により補修されたガスタービン部品に関する。

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、及び燃料を燃焼器ライナに導入し、これらを燃焼器ライナの燃焼室内で燃焼させる。この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、タービン静翼及びタービン動翼からなるガスタービンに導入され、膨張してタービン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、発電機などを回転駆動して発電を行っている。

ガスタ−ビンの高温部品である燃焼器ライナ、トランジションピ−ス、タービン静翼及びタービン動翼には、Ｎｉ基、Ｃｏ基またはＮｉ−Ｆｅ基の耐熱超合金が用いられるが、ガスタ−ビンの運転とともに種々の損傷が生ずる。まず、高温の燃焼ガス雰囲気にあるため、それぞれの部品について材質劣化が生じる。また、ガスタ−ビンの起動時には比較的低温環境域から高温環境域に、停止時には逆に高温環境域から低温環境域に推移する段階で熱疲労が生じ、疲労損傷が蓄積してき裂が発生する。

ところで、ガスタ−ビン高温部品の保守管理は、機器の設計段階で決まるクリ−プあるいは疲労寿命と、実機の運転状況や立地上の環境により設定される設計寿命とを基に、同一機種あるいは同一運転形態をとるガスタ−ビンを分類し、分類された各グル−プの先行機の実績を用いて設計寿命を補正して、後続機の保守管理を行っている。また、近年では、ガスタ−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ている。いずれの保守管理方法においても、必要に応じて定検毎に補修を繰返し、管理寿命に到達した後に一律に廃却となり、非常に高価な新品と交換している。

また、タ−ビン動翼の定検毎の補修においては、使用により摩耗が発生した場合に、摩耗部位を成形して、耐摩耗材料を溶接にて肉盛補修している。

特開平１０−２９３０４９号公報

従来の溶接による肉盛補修では、入熱量の値にもよるが溶接後にき裂が発生し易く、一旦発生したき裂を除去しながら、き裂がなくなるまで補修を繰り返していた。そのため、補修コストが増大するという課題があった。

本発明の目的は、上述の事情を考慮してなされたものであり、ガスタービン部品の摩耗部位を、き裂を生じさせることなく好適に補修できると共に、補修部分の硬さを均一化できるガスタービン部品の摩耗部位補修方法及びガスタービン部品を提供することにある。

本発明に係るガスタービン部品の摩耗部位補修方法は、ガスタービン部品に生じた摩耗部位を補修するガスタービン部品の摩耗部位補修方法であって、前記ガスタービン部品の前記摩耗部位を加工して成形部を成形する成形工程と、前記成形部に接合材を用いて、耐摩耗材料からなり且つ精密鋳造品である補修材を装填する装填工程と、前記補修材が装填された前記ガスタービン部品に拡散熱処理を施して、前記補修材と前記ガスタービン部品とを前記接合材を介して拡散接合させる接合工程と、を有することを特徴とするものである。

また、本発明に係るガスタービン部品は、ガスタービン部品に生じた摩耗部位を加工成形した成形部に、耐摩耗材料からなり且つ精密鋳造品である補修材が、接合材を介して拡散接合されて構成されたことを特徴とするものである。

本発明によれば、ガスタービン部品の摩耗部位を成形した成形部に、耐摩耗材料からなる補修材が拡散接合されたので、摩耗部位を溶接により肉盛補修する場合に発生するき裂を生じさせることなく、ガスタービン部品の摩耗部位を好適に補修できる。
また、補修材が、精密鋳造により成形された精密鋳造品であることから、ガスタービン部品の成形部と補修材との拡散接合界面及び補修材を含む補修部分の硬さを均一化できる。

本発明に係るガスタービン部品の摩耗部位補修方法における第１実施形態により補修するタービン動翼を備えたガスタービン発電プラントを示す断面図。 図１のタービン動翼を示す斜視図。 図２のタービン動翼の摩耗部位を補修する手順を示すフローチャート。 図３における主要な手順を断面状態で示す説明図。 図２のタービン動翼の摩耗部位と補修材とを具体的に示す斜視図。 図５の補修材の形状を示し、（Ａ）は正面図、（Ｂ）は側面図。 図５及び図６の補修材による補修部分の断面状態を示す写真図面。 図５及び図６の補修材による補修部分についての硬さ計測結果を示すグラフ。 比較例の補修材による補修部分についての硬さ計測結果を示すグラフ。 本発明に係るガスタービン部品の摩耗部位補修方法における第２実施形態が行うタービン動翼の補修手順の主要な手順を、断面状態で示す説明図。 図１０のＸＩ矢視図であり、溝形状が（Ａ）の四角柱形状、（Ｂ）の三角柱形状、（Ｃ）の円柱形状のそれぞれの場合を示す図。 図１０の第２実施形態の変形形態が行うタービン動翼の補修手順の主要な手順を、断面状態で示す説明図。

以下、本発明を実施するための実施形態を図面に基づき説明する。
［Ａ］第１実施形態（図１〜図４）
図１は、本発明に係るガスタービン部品の摩耗部位補修方法における第１実施形態により補修するタービン動翼を備えたガスタービン発電プラントを示す断面図である。この図１に示すように、ガスタービン発電プラント１０は、外気を圧縮する圧縮機１１と、この圧縮機１１で加圧された空気と燃料とを混合して燃焼させる燃焼器ライナ１２と、この燃焼器ライナ１２で生成した燃焼ガスをガスタービン１５へ導くトランジションピース１４と、このトランジションピース１４を通過した燃焼ガスにより回転駆動するガスタービン１５とを備える。

圧縮機１１は、圧縮機ケーシング１６内に、圧縮機動翼１７が植設された圧縮機ロータ１８を備える。圧縮機動翼１７は、周方向に複数植設され、軸方向に複数段の動翼翼列を構成する。また、圧縮機ケーシング１６の内側には、圧縮機静翼１９が複数配置され、静翼翼列を構成する。これらの静翼翼列と動翼翼列は軸方向に交互に構成されている。圧縮機動翼１７が回転することで、外部の空気が圧縮されつつガスタービン発電プラント１０内に導かれる。

燃焼器ライナ１２は、例えばカン型の燃焼器からなり、圧縮機１１の周囲に均等に複数備えられる。燃焼器ライナ１２では、圧縮機１１で加圧された空気と燃料とを混合して燃焼させて、燃焼ガスを生成する。

トランジションピース１４は、燃焼器ライナ１２の出口側端部に接続され、燃焼器ライナ１２からの燃焼ガスを整流しつつガスタービン１５へ導く。

ガスタービン１５は、タービンケーシング２０内にタービン動翼２１が植設されたタービンロータ２２を備える。タービン動翼２１は、周方向に複数植設され、軸方向に複数段の動翼翼列を構成する。また、タービンケーシング２０の内周には、タービン静翼２３が複数配置され、静翼翼列を構成する。これらの静翼翼列と動翼翼列は軸方向に交互に構成されている。ガスタービン１５に導入された燃焼ガスは、タービン静翼２３を経てタービン動翼２１に噴射され、これよりタービン動翼２１及びタービンロータ２２が回転する。そして、タービンロータ２２に連結された発電機（不図示）が、回転エネルギを電気エネルギに変換する。

タービン動翼２１は、図２に示すように、基部２５の上面にプラットフォーム２６が設けられると共に、このプラットフォーム２６の下方にエンジェルフィン２７が形成されている。プラットフォーム２６から羽根部２８が一体に延設され、この羽根部２８の先端にシュラウド２９が一体に設けられている。また、基部２５の下部から植込部３０が一体に形成されている。複数枚のタービン動翼２１の植込部３０がタービンロータ２２に係合して、これらのタービン動翼２１がタービンロータ２２に植設されている。

複数枚のタービン動翼２１は、ガスタービン１５の運転中に、特にシュラウド２９が互いに接触して摩耗損傷する。本実施形態におけるガスタービン部品としてのタービン動翼２１の摩耗部位補修方法は、特に、実プラントで寿命に達する前のタービン動翼２１におけるシュラウド２９の一端部２９Ａの摩耗部位３２を補修するものである。

このタービン動翼２１の摩耗部位補修方法は、図３に示すように、受入検査工程Ｓ１、除去工程Ｓ２、成形工程Ｓ３、洗浄工程Ｓ４、装填工程Ｓ５、接合工程Ｓ６、表面仕上げ工程Ｓ７、リコーティング工程Ｓ８及び出荷前検査工程Ｓ９を行うものである。ここで、タービン動翼２１は、例えばＮｉ基の耐熱超合金を基材３１として用いたものである。

受入検査工程Ｓ１は、実プラントで使用されたタービン動翼２１を搬入し、特にシュラウド２９の一端部２９Ａが摩耗損傷されているか否かを検査する。図４及び図５に示すように、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける基材３１に摩耗部位３２を確認した場合には、このタービン動翼２１を補修の対象とする。

除去工程Ｓ２は、補修対象のタービン動翼２１における外表面の酸化皮膜及びコーティング層を除去する工程である。タービン動翼２１の外表面には、高温の燃焼ガスから基材３１を保護するために耐酸化または遮熱のためにコーティング層が施されている。タービン動翼２１の補修においては劣化したコーティング層を除去して新しいコーティング層を施工する必要があるため、まず、劣化したコーティング層を除去する。更に、タービン動翼２１の摩耗部位３２は表面が酸化しているので、この摩耗部位３２を補修するために酸化層を除去する。

成形工程Ｓ３は、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける摩耗部位３２を加工（例えば切削加工）して成形部３３を成形する。この成形部３３は、本第１実施形態では平面形状に形成する。その後、洗浄工程Ｓ４において、シュラウド２９の一端部２９Ａに成形部３３が形成されたタービン動翼２１を洗浄する。

装填工程Ｓ５は、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける成形部３３に、ペースト状の接合材３４を用いて補修材３５を装填（接着）する。この補修材３５は、タービン動翼２１のシュラウド２９の基材３１（例えばＮｉ基の耐熱超合金）よりも硬度が高いＣｏ基の耐摩耗材料から構成され、且つ精密鋳造により成形された精密鋳造品である。具体的には、補修材３５の化学成分は、重量比で、炭素が０．０５〜０．１５％、クロムが１９〜２１％、ニッケルが９．０〜１１．０％、タングステンが１４〜１６％、マンガンが１．０〜２．０％及び不可避的な元素が数％で、残部がコバルトである。

また、この補修材３５は、図５及び図６に示すように、シュラウド２９の一端部２９Ａにおける成形部３３の形状に対応して、正面視で略逆Ｔ字形状に形成される。また、この補修材３５は、前述の如く平面形状に形成された成形部３３に接合材３４を介して接触するため、平面形状の接触面３６を備える。更に、補修材３５は、精密鋳造品であるため、同一形状の補修材が高精度且つ多量に製作され得ると共に、後述の如く硬さがばらつきなく均一である。

接合材３４は、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける成形部３３に、補修材３５の接触面３６を接着するものである。この接合材３４は、後述の拡散熱処理により溶融する低融点合金（例えば低融点Ｎｉ基合金）粉末と、上記拡散熱処理により溶融しない高融点合金（例えば高融点Ｎｉ基合金）粉末とを配合した配合粉末に、更にバインダを配合したものである。

低融点Ｎｉ基合金としては、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または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系などがある。また、高融点Ｎｉ基合金としては、Ｎｉｍｏｎｉｃ２６３、ＩＮ６１７、ＩＮ７４０、ＩＮ７３８ＬＣ、ＧＴＤ１１１（全て商品名）などがある。本実施形態では、低融点のＮｉ基合金としてＢＮｉ−５を、高融点のＮｉ基合金としてＧＴＤ１１１を用いる。

接合工程Ｓ６は、シュラウド２９の一端部２９Ａにおける成形部３３に補修材３５が装填された複数枚のタービン動翼２１を真空熱処理炉にまとめて投入して、これらのタービン動翼に拡散熱処理を施す工程である。この拡散熱処理は、温度が例えば１０００〜２０００℃で、保持時間が例えば２０分〜１時間の間で行うことが好ましい。

この拡散熱処理によって、接合材３４における低融点のＮｉ基合金粉末のみが溶融し、この溶融した低融点のＮｉ基合金を介して、タービン動翼２１のシュラウド２９の基材３１と補修材３５と接合材３４の高融点のＮｉ基合金とが相互に拡散して強固に接合される。図７は、タービン動翼２１のシュラウド２９における成形部３３の基材３１に補修材３５が拡散接合された補修部分の断面状態を示す写真図面である。この図７からも分かるように、シュラウド２９の基材３１と補修材３５は、これらの拡散接合界面３７に隙間やボイド（気泡）がなく均一に接合されている。

表面仕上げ工程Ｓ７は、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける成形部３３に接合された補修材３５の周囲から突出した余剰の接合材３４を削り取って、タービン動翼２１のシュラウド２９を当初の表面形状とする。また、リコーティング工程Ｓ８は、表面仕上げが施されたタービン動翼２１の表面に新たなコーティング層を形成する。出荷前検査工程Ｓ９は、上述のごとく摩耗部位３２が補修されたタービン動翼２１の適否を検査する。

上述のＳ１〜Ｓ９の各工程を順次行うことによって、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａに生じた摩耗部位３２を加工成形した成形部３３の基材３１に、Ｃｏ基の耐摩耗材料から構成され且つ精密鋳造品である補修材３５が、接合材３４を介して拡散接合された補修済みのタービン動翼２１が得られる。

Ｃｏ基の耐摩耗材料から構成され且つ精密鋳造品である補修材３５を、タービン動翼２１のシュラウド２９における成形部３３の基材３１に接合材３４を介して拡散接合させたときの補修部分について、硬さ（荷重１ｋｇの作用下でのビッカース硬さ）を計測した結果を図８に示す。また、比較例の補修材を、タービン動翼２１のシュラウド２９における成形部３３の基材３１に接合材を介して拡散接合させたときの補修部分について、硬さ（荷重１ｋｇの作用下でのビッカース硬さ）を計測した結果を図９に示す。上記比較例の補修材は、Ｎｉ基の耐熱超合金製の板材にＣｏ基の耐摩耗材料を肉盛溶接して得た肉盛溶接材から切り出して作成されたものである。

図８及び図９において、縦軸はビッカース硬さを示し、横軸は、タービン動翼２１のシュラウド２９と補修材との拡散接合界面の位置を基準（０）としたときの距離を示す。距離が正の領域は補修材の領域である。また、図８及び図９における硬さＨＶ１とＨＶ２の範囲は、タービン動翼のシュラウドの一端部に耐摩耗材料を肉盛溶接して補修したときの従来の補修部分の硬さ範囲を示す。

図９に示すように、比較例の補修材を用いた場合には、補修材及び拡散接合界面の硬さは、硬さＨＶ１〜ＨＶ２の範囲から外れ、しかもばらつきが多い。これに対し、本実施形態の補修材３５を用いた場合には、図８に示すように、補修部分（補修材３５及び拡散接合界面３７を含む部分）の硬さは、硬さＨＶ１〜ＨＶ２の範囲に収まり、しかもばらつきが少なく均一である。特に、シュラウド２９側における拡散接合界面３７近傍においても、硬さが硬さＨＶ１〜ＨＶ２の範囲にあり、拡散接合が良好になされたことが示されている。

以上ように構成されたことから、第１実施形態によれば、次の効果（１）及び（２）を奏する。
（１）図３〜図５に示すように、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける摩耗部位３２に成形された成形部３３の基材３１に、Ｃｏ基の耐摩耗材料からなる補修材３５が拡散接合されたので、摩耗部位３２を溶接により肉盛補修する場合に発生するき裂を生じさせることなく、タービン動翼２１の摩耗部位３２を好適に補修できる。

しかも、補修材３５が精密鋳造により成形された精密鋳造品であることから、この補修材３５を高精度に量産化できるので補修コストを低減できると共に、シュラウド２９の成形部３３の基材３１と補修材３５との拡散接合界面３７及び上記補修材３５を含む補修部分の硬さを均一化できる。

（２）複数枚のタービン動翼３１のシュラウド２９における摩耗部位３２に成形部３３をそれぞれ成形し、これらの成形部３３のそれぞれに接合材３４を用いて補修材３５を装填（接着）する。そして、この補修材３５が装填された複数枚のタービン動翼２１を、まとめて真空熱処理炉に投入して拡散熱処理を施し、タービン動翼２１のシュラウド２９における摩耗部位３２の補修を実施する。このため、タービン動翼２１の摩耗部位３２を１枚ずつ補修する場合に比べて、合理的な補修を実現できる。

［Ｂ］第２実施形態（図１０〜図１２）
図１０は、本発明に係るガスタービン部品の摩耗部位補修方法における第２実施形態が行うタービン動翼の補修手順の主要な手順を、断面状態で示す説明図である。この第２実施形態において、第１実施形態と同様な部分については、同一の符号を付すことにより説明を簡略化し、または省略する。

本第２実施形態におけるガスタービン部品（例えばタービン動翼２１）の摩耗部位補修方法が第１実施形態と異なる点は、成形工程Ｓ３においてタービン動翼２１のシュラウド２９の摩耗部位３２を加工して成形する成形部４０が、凹凸形状に加工された点である。

つまり、第２実施形態の成形工程Ｓ３は、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける基材３１に生じた摩耗部位３２を加工して成形部４０を成形する際に、この成形部４０を凹凸形状に加工する。この凹凸形状は、図１１に示すように、四角柱の溝形状４１Ａ（図１１（Ａ））、三角柱の溝形状４１Ｂ（図１１（Ｂ））、または円柱の溝形状４１Ｃ（図１１（Ｃ））である。また、図１２に示すように、成形部４０の凹凸形状は、成形部４０の断面が波形形状４２となる形状である。

従って、装填工程Ｓ５において上述の成形部４０に接合材３４を用いて装填（接着）される補修材３５は、その接触面４３が、成形部４０の溝形状４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃまたは波形形状４２に適合して嵌り合う形状に形成されている。

装填工程Ｓ５において成形部４０に接合材３４を用いて補修材３５が装填された複数枚のタービン動翼２１に対し、接合工程Ｓ６ではまとめて拡散熱処理を施し、タービン動翼２１のシュラウド２９における基材３１に、接合材３４の低融点のＮｉ基合金を介して補修材３５を拡散接合させる。

以上ように構成されたことから、本第２実施形態によれば、第１実施形態の効果（１）及び（２）と同様な効果を奏するほか、次の効果（３）及び（４）を奏する。

（３）成形工程Ｓ３では、タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける摩耗部位３２を加工して成形した成形部４０が、溝形状４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃまたは波形形状４２のような凹凸形状に形成され、装填工程Ｓ５で用いられる補修材３５は、その接触面４３が成形部４０に適合して嵌り合う形状に形成されて、成形部４０に嵌合して装填される。このため、接合工程Ｓ６でタービン動翼２１が真空熱処理炉に投入された際に、補修材３５が重力の作用でタービン動翼２１のシュラウド２９の成形部４０から移動または落下することを確実に防止でき、タービン動翼２１の補修を最適化できる。

（４）タービン動翼２１のシュラウド２９の一端部２９Ａにおける摩耗部位３２に成形された成形部４０が、溝形状４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃまたは波形形状４２のような凹凸形状に形成され、補修材３５は、その接触面４３が成形部４０に適合して嵌り合う形状に形成されて、成形部４０に嵌合して装填される。このため、この状態でタービン動翼２１のシュラウド２９の基材３１に拡散接合された補修材３５は、このタービン動翼２１がガスタービン１５の構成部品として使用される際に、せん断力の作用下においても移動することなく、極めて強固に接合される効果を奏する。

以上、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。これらの実施形態は、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、また、それらの置き換えや変更は、発明の範囲や要旨に含まれると共に、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。

例えば、上述の各実施形態では、ガスタービン部品がタービン動翼２１の場合を述べたが、タービン静翼２３、燃焼器ライナ１２またはトランジションピース１４などに本発明を適用して補修してもよい。

１１…圧縮機、１２…燃焼器ライナ、１４…トランジションピース、１５…ガスタービン、２１…タービン動翼（ガスタービン部品）、２３…タービン静翼、３１…基材、３２…摩耗部位、３３…成形部、３４…接合材、３５…補修材、３６…接触面、４０…成形部、４１Ａ、４１Ｂ、４１Ｃ…溝形状、４２…波形形状、４３…接触面、Ｓ３…成形工程、Ｓ５…装填工程、Ｓ６…接合工程。

Claims (8)

1. ガスタービン部品に生じた摩耗部位を補修するガスタービン部品の摩耗部位補修方法であって、
   前記ガスタービン部品の前記摩耗部位を加工して成形部を成形する成形工程と、
   前記成形部に接合材を用いて、耐摩耗材料からなり且つ精密鋳造品である補修材を装填する装填工程と、
   前記補修材が装填された前記ガスタービン部品に拡散熱処理を施して、前記補修材と前記ガスタービン部品とを前記接合材を介して拡散接合させる接合工程と、
   を有することを特徴とするガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
2. 前記成形工程は、ガスタービン部品の摩耗部位を加工して成形部を成形する際に、この成形部を凹凸形状に加工し、補修材が、前記成形部に適合して嵌り合う形状の接触面を備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
3. 前記成形部の凹凸形状が溝形状または波形形状であることを特徴とする請求項２に記載のガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
4. 前記補修材は、ガスタービン部品の基材よりも硬度が高いコバルト基の耐摩耗材料から構成されることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載のガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
5. 前記補修材の化学成分は、重量比で、炭素が０．０５〜０．１５％、クロムが１９〜２１％、ニッケルが９．０〜１１．０％、タングステンが１４〜１６％、マンガンが１．０〜２．０％、及び不可避的な元素が数％で、残部がコバルトであることを特徴とする請求項４に記載のガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
6. 前記接合材は、拡散熱処理により溶融する低融点合金粉末と、前記拡散熱処理により溶融しない高融点合金粉末とが配合された配合粉末を含むことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載のガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
7. 前記ガスタービン部品は、タービン動翼、タービン静翼、燃焼器ライナまたはトランジションピースであることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載のガスタービン部品の摩耗部位補修方法。
8. ガスタービン部品に生じた摩耗部位を加工成形した成形部に、耐摩耗材料からなり且つ精密鋳造品である補修材が、接合材を介して拡散接合されて構成されたことを特徴とするガスタービン部品。