JP2018105695A - 遮熱コーティングの試験方法及び試験片 - Google Patents

Abstract

【課題】圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価すること。【解決手段】一対のアーム部２１と、一対のアーム部２１の間の湾曲部２２と、湾曲部２２の湾曲面２２ａ上の遮熱コーティング層３とを有する試験片１を準備する試験片準備工程と、試験片準備工程の実施後に、試験片１を圧縮試験装置に装着する装着工程と、装着工程の実施後に、圧縮試験装置で、試験片１に対して一対のアーム部２１を近づける方向に圧縮応力を負荷する応力負荷工程とを含む。【選択図】図１

Description

本発明は、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を評価する遮熱コーティングの試験方法及び試験片に関する。

例えば、ガスタービンの翼および燃焼器の部材などのに表面には、遮熱性および耐久性を向上させるために、遮熱コーティング（ＴＢＣ：Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ）層が形成されている。遮熱コーティング層は高温環境下に長期間さらされるので、遮熱コーティング層が損傷するおそれがある。遮熱コーティング層が損傷すると、遮熱コーティング層の下の基材の損傷につながるおそれがある。そこで、遮熱コーティング層を有する部材を評価する方法や装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。

特開２００１−３３０５４２号公報

特許文献１に記載された技術では、実機である動翼において最も疲労損傷が進行してき裂が伸びている部位から試験片を採取する。試験片は、動翼の前縁に沿い、径方向に沿って延びる棒状の形状である。そして、試験片に、試験片の軸線方向に対して垂直な方向に沿って繰り返し曲げ荷重を負荷する。このように、特許文献１に記載された技術は、湾曲部を有していない試験片に応力を負荷する。

ガスタービンの翼および燃焼器の部材の湾曲部は、他部より高い圧縮応力が作用しているので、遮熱コーティング層の品質を適切に評価することが求められている。しかも、湾曲部は、遮熱コーティングの施工が他の部分に比べて難しく、遮熱コーティングの品質を均一に保つことが難しい。このため、ガスタービンの翼および燃焼器の部材の湾曲部は、遮熱コーティング層の品質を適切に評価することが求められている。このように、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングについて、損傷の有無を正確に評価することが求められている。

本発明は、このような実情に鑑みてなされたものであり、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる遮熱コーティングの試験方法及び試験片を提供することを目的とする。

本発明の遮熱コーティングの試験方法は、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を評価する遮熱コーティングの試験方法であって、一対のアーム部と、前記一対のアーム部の間に配置された湾曲部と、前記湾曲部の湾曲面上の遮熱コーティング層とを有する試験片を準備する試験片準備工程と、前記試験片準備工程の実施後に、前記試験片を圧縮試験装置に装着する装着工程と、前記装着工程の実施後に、前記圧縮試験装置で、前記試験片に対して前記一対のアーム部を近づける方向に圧縮応力を負荷する応力負荷工程と、を含むことを特徴とする。

この方法によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の遮熱コーティングの試験方法における、前記試験片準備工程は、前記一対のアーム部に、板厚方向に貫通する一対の丸孔を形成し、前記装着工程は、前記一対の丸孔に挿通したピンを介して、前記試験片を前記圧縮試験装置に装着し、前記応力負荷工程は、前記ピンを介して、前記試験片に対して前記一対のアーム部を近づける方向に圧縮応力を負荷することを特徴とする。この方法によれば、曲げモーメントの影響を軽減し、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の遮熱コーティングの試験方法における、前記試験片準備工程は、前記湾曲部の曲率半径Ｒを評価対象である実機の湾曲部の曲率半径の値の範囲内とし、前記遮熱コーティング層の厚さｈｃを前記実機の遮熱コーティング層の厚さの値の範囲内とし、前記湾曲部の厚さｈｓを前記実機の湾曲部の厚さの値の範囲内とし、前記一対の丸孔の中心と前記曲率半径Ｒの中心との距離Ｈを、前記曲率半径Ｒと、前記厚さｈｃと、前記厚さｈｓとに基づいて算出される値とすることを特徴とする。この方法によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の遮熱コーティングの試験方法における、前記試験片準備工程は、前記曲率半径Ｒを３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とし、前記厚さｈｃを０．３ｍｍ以上、１．５ｍｍ以下の範囲内とし、前記厚さｈｓを３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とすることを特徴とする。この方法によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の試験片は、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を評価する遮熱コーティングの試験方法で使用される試験片であって、一対のアーム部と、前記一対のアーム部の間に配置された湾曲部と、前記湾曲部の湾曲面上の遮熱コーティング層と、を備えることを特徴とする。

この構成によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の試験片は、前記一対のアーム部に、前記一対のアーム部を板厚方向に貫通する一対の丸孔を備え、前記一対の丸孔に挿通したピンを介して、圧縮試験装置に装着されることを特徴とする。この構成によれば、曲げモーメントの影響を軽減し、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の試験片は、前記湾曲部の曲率半径Ｒは、評価対象である実機の湾曲部の曲率半径の値の範囲内であり、前記遮熱コーティング層の厚さｈｃは、前記実機の遮熱コーティング層の厚さの値の範囲内であり、前記湾曲部の厚さｈｓは、前記実機の湾曲部の厚さの値の範囲内であり、前記一対の丸孔の中心と前記曲率半径Ｒの中心との距離Ｈは、前記曲率半径Ｒと、前記厚さｈｃと、前記厚さｈｓとに基づいて算出される値であることを特徴とする。この構成によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明の試験片は、前記曲率半径Ｒは、３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内であり、前記厚さｈｃは、０．３ｍｍ以上、１．５ｍｍ以下の範囲内であり、前記厚さｈｓは、３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内であることを特徴とする。この構成によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本発明によれば、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

図１は、第一実施形態に係る遮熱コーティングの試験方法で使用される試験片の一例を示す正面図である。 図２は、第一実施形態に係る試験片の寸法の要求範囲を示すグラフである。 図３は、第一実施形態に係る遮熱コーティングの試験方法で使用される試験装置の構造の一例を示す概略図である。 図４は、遮熱コーティングの試験方法の概略を示すフロー図である。 図５は、ひずみゲージ計測結果の一例を示すグラフである。 図６は、第二実施形態に係る試験片の評価結果を示すグラフである。 図７は、遮熱コーティングが施された、圧縮応力が作用する湾曲部を有する動翼の一例を示す斜視図である。 図８は、図７に示す動翼に遮熱コーティングを実施する状態を示す概略図である。 図９は、従来の試験片を示す概略図である。 図１０は、従来の試験片を示す概略図である。 図１１は、従来の試験方法を示す概略図である。

以下、本発明の実施の形態について、添付図面を参照して詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。

（第一実施形態）
図１を用いて、試験片１について説明する。図１は、第一実施形態に係る遮熱コーティングの試験方法で使用される試験片の一例を示す正面図である。試験片１は、評価対象の実機であるガスタービンの動翼１００（図７参照）の高い圧縮応力が作用している範囲を含む湾曲部１０４（図７参照）を模している。試験片１は、本体部２と、本体部２の表面に形成された遮熱コーティング層３とを備える。

本体部２は、試験片１の基材である。本体部２は、動翼１００の翼部１０２（図７参照）の基材と同じ耐熱合金で構成されている。本体部２は、材料のインゴットから切り出して板状に形成される。本体部２は、所定の圧縮応力を負荷した際に、不用意に変形しない程度の板厚を有する。本体部２は、例えば、板厚５ｍｍ以上、１５ｍｍ以下程度とすることが好ましい。本体部２は、一対のアーム部２１と、湾曲部２２と、一対の丸孔２３とを有する。

一対のアーム部２１は、向かい合って配置されている。より詳しくは、一対のアーム部２１は、基端部２１１から先端部２１２に向かうにつれて、互いに離れるように配置されている。一対のアーム部２１は、圧縮試験装置３１０（図３参照）に装着しやすい形状に形成されている。一対のアーム部２１の基端部２１１の間に、湾曲部２２が配置されている。一対のアーム部２１と湾曲部２２とは、一体に形成されている。

湾曲部２２は、曲率半径Ｒで湾曲した湾曲面２２ａを有する。湾曲部２２の曲率半径Ｒは、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４の曲率半径と合わせて、３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とすることが好ましい。湾曲部２２の厚さｈｓは、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４の厚さと合わせて、３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とすることが好ましい。

一対の丸孔２３は、一対のアーム部２１の先端部２１２を板厚方向に貫通して形成されている。一対の丸孔２３は、向かい合って配置されている。丸孔２３は、圧縮試験装置３１０のピン３１５が摺動自在に挿通される径を有する。本実施形態では、丸孔２３の直径は、５．５ｍｍである。

遮熱コーティング層３は、本体部２を高温から保護する。遮熱コーティング層３は、本体部２の内周面２ａ上に成膜されている。遮熱コーティング層３は、ガスタービンの動翼１００と同じ方法で形成されている。遮熱コーティング層３の、試験片１の湾曲部２２の湾曲面２２ａに対応する位置を、湾曲部３１という。

遮熱コーティング層３の厚さｈｃは、ガスタービンの動翼１００の遮熱コーティング層の厚さと合わせて、０．３ｍｍ以上、１．５ｍｍ以下の範囲内とすることが好ましい。

遮熱コーティング層３は、本体部２の内周面２ａに、金属結合層であるボンドコート層を形成し、ボンドコート層上に溶射等の成膜方法によって酸化物セラミックスからなるセラミックス層を積層して形成されている。ボンドコート層は、例えば、ＭＣｒＡｌＹ合金（Ｍは、Ｃｏ、Ｎｉ、または、これらの組み合わせ）である。セラミックス層としては、ＺｒＯ₂系の材料、例えば、Ｙ₂Ｏ₃で部分安定化または完全安定化したＺｒＯ₂であるＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）である。

このように構成された試験片１において、一対の丸孔２３の中心Ｏ１と曲率半径Ｒの中心Ｏ２との距離Ｈは、湾曲部２２の曲率半径Ｒと、遮熱コーティング層３の厚さｈｃと、湾曲部２２の厚さｈｓとに基づいて算出される値とする。距離Ｈは、遮熱コーティング層３の湾曲部３１に、試験で遮熱コーティング層３に損傷を生じた圧縮応力と、ガスタービンの動翼１００の例えば湾曲部１０４についてＦＥＭ（Ｆｉｎｉｔｅ Ｅｌｅｍｅｎｔ Ｍｅｔｈｏｄ）計算で算出した圧縮応力とを網羅して負荷するような寸法とする。

図２を用いて、距離Ｈの算出方法を説明する。図２は、第一実施形態に係る試験片の寸法の要求範囲を示すグラフである。グラフは、横軸を遮熱コーティング層３の湾曲部３１の曲率半径Ｒ０、縦軸を湾曲部２２の曲率半径Ｒ／距離Ｈとし、湾曲部２２の厚さｈｓごとに、遮熱コーティング層３の厚さｈｃを変えた場合の、距離Ｈの寸法の要求範囲を示す。グラフは、例として、湾曲部２２の厚さｈｓを３ｍｍ、５ｍｍ、７ｍｍとし、それぞれの厚さｈｓごとに、遮熱コーティング層３の厚さｈｃを０．３ｍｍ、１．０ｍｍ、１．５ｍｍと変えた場合の、距離Ｈの寸法の要求範囲を示す。距離Ｈは、グラフで示される値以上であればよい。

本実施形態において、距離Ｈを、８５ｍｍとしたときの、試験片１の他の寸法は次のとおりである。本体部２の縦方向の長さＬ１は、７００ｍｍである。本体部２の横方向の長さＬ２は、２４０ｍｍである。アーム部２１の先端部２１２の縦方向の長さＬ３は、１１５ｍｍである。アーム部２１の先端部２１２の横方向の長さＬ４は、１１０ｍｍである。丸孔２３の先端部２１２の端面２１２ａからの長さＬ５は、７０ｍｍである。丸孔２３の先端部２１２の端面２１２ｂからの長さＬ６は、６５ｍｍである。

図３を用いて、試験片１の圧縮試験を行う圧縮試験装置３１０について説明する。図３は、第一実施形態に係る遮熱コーティングの試験方法で使用される試験装置の構造の一例を示す概略図である。圧縮試験装置３１０は、下側基台３１１と、下側基台３１１に固定された下側保持部３１２と、上側基台３１３と、上側基台３１３に固定された上側保持部３１４と、一対のピン３１５とを有する。一対のピン３１５は、下側保持部３１２に形成された挿通孔３１２ａと、上側保持部３１４に形成された挿通孔３１４ａとに挿入されている。一対のピン３１５は、下側保持部３１２の挿通孔３１２ａと、上側保持部３１４の挿通孔３１４ａとで回転自在に支持されている。ピン３１５は、試験片１に所定の圧縮応力を負荷した際に変形しない程度の強度を有する。本実施形態では、ピン３１５の直径は、５ｍｍ程度とする。ピン３１５は、試験片１の板厚より長い軸方向の長さを有する。圧縮試験装置３１０には、一対のピン３１５を介して試験片１が装着される。圧縮試験装置３１０は、装着された試験片１に、一対のアーム部２１を近づける方向の圧縮応力を負荷する。

次に、図４を用いて、試験片１を使用した遮熱コーティングの試験方法について説明する。図４は、遮熱コーティングの試験方法の概略を示すフロー図である。本実施形態に係る遮熱コーティングの試験方法は、圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を評価する。遮熱コーティングの試験方法は、試験片準備工程Ｐ１と、装着工程Ｐ２と、応力負荷工程Ｐ３とを含む。以下各工程Ｐ１〜Ｐ３について詳細に説明する。

試験片準備工程Ｐ１は、一対のアーム部２１と、一対のアーム部２１の間に配置された湾曲部２２と、本体部２の内周面２ａ上に成膜された遮熱コーティング層３とを有する試験片１を準備する。より詳しくは、まず、一対の丸孔２３の中心Ｏ１と曲率半径Ｒの中心Ｏ２との距離Ｈを、湾曲部２２の曲率半径Ｒと、遮熱コーティング層３の厚さｈｃと、湾曲部２２の厚さｈｓとに基づいて算出する。そして、算出した距離Ｈに基づいて、本体部２の他の寸法を算出する。そして、算出した寸法に基づいて、本体部２を材料のインゴットから切り出す。そして、算出した寸法に基づいて、一対のアーム部２１の先端部２１２に、一対の丸孔２３を板厚方向に貫通して形成する。そして、切出した本体部２の内周面２ａに、実機と同様の手順で、遮熱コーティング層３を形成する。このようにして、試験片準備工程Ｐ１で、試験片１が作成される。

試験片準備工程Ｐ１は、湾曲部２２の曲率半径Ｒを、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４の曲率半径と合わせて、３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とすることが好ましい。本実施形態では、湾曲部２２の曲率半径Ｒを、６ｍｍとする。湾曲部２２の厚さｈｓを、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４の厚さと合わせて、３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とすることが好ましい。本実施形態では、湾曲部２２の厚さｈｓを、３ｍｍとする。遮熱コーティング層３の厚さｈｃを、ガスタービンの動翼１００の遮熱コーティング層の厚さと合わせて、０．３ｍｍ以上、１．５ｍｍ以下の範囲内とすることが好ましい。本実施形態では、遮熱コーティング層３の厚さｈｃは、１．５ｍｍとする。

装着工程Ｐ２は、試験片準備工程Ｐ１の実施後に、試験片１を圧縮試験装置３１０に装着する。より詳しくは、試験片１の一対の丸孔２３に一対のピン３１５を挿入して、試験片１を圧縮試験装置３１０に装着する。一対のピン３１５は、下側保持部３１２と上側保持部３１４とに対して回転自在、かつ、試験片１の一対の丸孔２３に対して回転自在である。このように試験片１を圧縮試験装置３１０に装着することで、応力負荷工程Ｐ３において、試験片１における曲げモーメントの影響を無視することができる程度に軽減することができる。

応力負荷工程Ｐ３は、装着工程Ｐ２の実施後に、圧縮試験装置３１０で、試験片１に対して、一対のピン３１５を介して、一対のアーム部２１を近づける方向の圧縮応力を負荷する。応力負荷工程Ｐ３は、実機の応力場と同様に、遮熱コーティング層３に圧縮応力が作用する方向に負荷をかける。より詳しくは、まず、試験片１の遮熱コーティング層３の湾曲部３１に、ひずみゲージ３２０を貼着する。ひずみゲージ３２０は、例えば、差動トランス式伸び計である。そして、圧縮試験装置３１０で試験片１に圧縮応力を負荷する。ひずみゲージ３２０は、試験片１の遮熱コーティング層３の湾曲部３１のひずみを測定する。ひずみゲージ３２０は、計測結果を図示しない制御装置に出力し、記憶装置に記憶させる。制御装置は、ひずみゲージ３２０の計測結果を表示装置で表示する。表示装置には、例えば、計測結果が図５に示すようなグラフで表示される。

図５を用いて、ひずみゲージ３２０の計測結果について説明する。図５は、ひずみゲージ計測結果の一例を示すグラフである。グラフは、横軸を変位δ、縦軸を遮熱コーティング層表面ひずみεとしている。遮熱コーティング層表面ひずみεは、損傷発生時に不連続点を生じる。このグラフでは、圧縮応力を負荷すると、変位δの増加にともなって、遮熱コーティング層表面ひずみεが増加する。そして、遮熱コーティング層表面ひずみεがεｃのとき、遮熱コーティング層表面ひずみεが不連続である。これにより、遮熱コーティング層表面ひずみεがεｃで遮熱コーティング層３が損傷したと推測される。このように、図５に示す例では、損傷が発生した遮熱コーティング層表面ひずみεを、損傷限界ひずみεｃとする。

以上説明したように、本実施形態によれば、ガスタービンの動翼１００の高い圧縮応力が作用している範囲を含む湾曲部１０４を模した試験片１の本体部２の内周面２ａ上に、実機と同様の手順で、遮熱コーティング層３を形成する。そして、実機の応力場と同様に、遮熱コーティング層３に圧縮応力が作用する方向に負荷をかけて、遮熱コーティング層３の湾曲部３１のひずみを測定する。これにより、本実施形態は、遮熱コーティング層３の湾曲部３１における損傷の有無を正確に評価することができる。試験片１はガスタービンの動翼１００の高い圧縮応力が作用している範囲を含む湾曲部１０４を模しているので、本実施形態は、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

本実施形態によれば、試験片１において遮熱コーティング層３の湾曲部３１における損傷の有無を正確に評価することで、実機の遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

さらに、湾曲部１０４は、遮熱コーティングの施工が他の部分に比べて難しく、遮熱コーティングの品質を均一に保つことが難しい。図８を用いて、湾曲部１０４における遮熱コーティングの施工について説明する。図７は、遮熱コーティングが施された、圧縮応力が作用する湾曲部を有する動翼の一例を示す斜視図である。図８は、図７に示す動翼に遮熱コーティングを実施する状態を示す概略図である。図８に示すように、動翼１００は、プラットフォーム１０３とマスキング治具１１０との間に配置されている。湾曲部１０４の周辺を溶射装置３００で溶射する際に、本体部３０１および供給管３０２がマスキング治具１１０に干渉しないように、溶射装置３００をプラットフォーム１０３に対して斜めに傾斜させた状態で施工する。溶射装置３００を施工部に対して直立させた状態で施工した場合に比べて、溶射装置３００によるビーム径Ｘが拡大する。これにより、遮熱コーティング剤が、湾曲部１０４に付着しにくいおそれがある。遮熱コーティング層が所定の厚みとなるように、溶射のパス数を増加させると、湾曲部１０４の周辺の厚さが他の部分よりも厚くなるおそれがある。このように、ガスタービンの翼および燃焼器の部材の湾曲部は、施工が難しいため、遮熱コーティング層の品質を適切に評価することが求められている。

本実施形態によれば、試験片１において遮熱コーティング層３の湾曲部３１における損傷の有無を正確に評価することで、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

これに対して、従来の方法について説明する。図９ないし図１１に示すように、従来の方法は、ガスタービンの動翼１００の翼部１０２から採取した、軸線方向に延びた試験片１２０に、軸線方向と垂直な方向、または、軸線方向に沿った方向に荷重を負荷する。図９は、従来の試験片を示す概略図である。図１０は、従来の試験片を示す概略図である。図１１は、従来の試験方法を示す概略図である。このように、従来は、ガスタービンの動翼１００の高い圧縮応力が作用する湾曲部１０４（図７参照）ではなく、軸線方向に延びた試験片１２０でひずみを測定する。このため、従来の方法では、遮熱コーティング層３に高い圧縮応力が作用する湾曲部１０４の形状で損傷の有無を評価することができない。

本実施形態によれば、試験片１の遮熱コーティング層３の湾曲部３１に圧縮応力を負荷するので、遮熱コーティング層３の湾曲部３１における損傷の有無をより正確に評価することができる。

このように、本実施形態は、試験片１の遮熱コーティング層３の湾曲部３１における損傷の有無を評価することで、ガスタービンの動翼１００の高い圧縮応力が作用する湾曲部１０４に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。

（第二実施形態）
次に、図６を参照して、本実施形態に係る遮熱コーティングの試験方法について説明する。図６は、第二実施形態に係る試験片の評価結果を示すグラフである。なお、本実施形態では、重複した記載を避けるべく、第一実施形態と異なる部分について説明し、第一実施形態と同様の構成である部分については、同じ符号又は対応する符号を付して説明する。

試験片準備工程Ｐ１で、試験片１を、実機であるガスタービンの動翼１００から切出して作成する。より詳しくは、試験片準備工程Ｐ１で、動翼１００の湾曲部１０４を含み、一対の丸孔２３の中心Ｏ１と曲率半径Ｒの中心Ｏ２との距離Ｈが、湾曲部２２の曲率半径Ｒと、遮熱コーティング層３の厚さｈｃと、湾曲部２２の厚さｈｓとに基づいて算出される値となるように切出す。そして、算出した寸法に基づいて、切出した試験片１の一対のアーム部２１の先端部２１２に、一対の丸孔２３を形成する。

試験片準備工程Ｐ１では、運転前または運転後のガスタービンの動翼１００から試験片１の切出しを行えばよい。より詳しくは、運転前のガスタービンの動翼１００の遮熱コーティングの損傷の有無を評価したい場合、運転前のガスタービンの動翼１００から試験片１を切出せばよい。運転後のガスタービンの動翼１００の遮熱コーティングの損傷の有無を評価したい場合、運転後のガスタービンの動翼１００から試験片１を切出せばよい。

装着工程Ｐ２と応力負荷工程Ｐ３とは、第一実施形態と同様に実施する。

図６を用いて、本実施形態の評価方法について説明する。本実施形態では、運転前のガスタービンの動翼１００の遮熱コーティングの損傷の有無を評価する。グラフは、運転前のガスタービンの動翼１００から切出した試験片１ごとの損傷限界ひずみεｃを示す。実線は、ガスタービンの動翼１００の湾曲部１０４についてＦＥＭ計算で算出した当該部発生ひずみを示す。破線は、ひずみの許容範囲、言い換えると、ばらつき範囲を示す。グラフから、評価対象翼は、損傷限界ひずみεｃがばらつき範囲内に収まり、実線の当該部発生ひずみより高い限界値である。このため、評価対象翼は品質に問題がないと判断することができる。このように判断された評価対象翼は、補修が不要である。

以上説明したように、本実施形態によれば、運転前または運転後のガスタービンの動翼１００から試験片１を切出して、ガスタービンの動翼１００に形成された遮熱コーティングの強度を測定する。本実施形態は、ガスタービンの動翼１００に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を正確に評価することができる。これにより、本実施形態は、ガスタービンの動翼１００の品質管理の精度を向上することができる。または、本実施形態は、ガスタービンの動翼１００の劣化診断の精度をより向上することができる。

試験片１は、ガスタービンの動翼１００を模したものとして説明したが、これに限定されるものではない。試験片１は、遮熱コーティングが施された、圧縮応力が作用する湾曲部を有する他の部材、例えば、燃焼器の湾曲部についても適用することができる。

１ 試験片
２ 本体部
２ａ 内周面
２１ アーム部
２２ 湾曲部
２２ａ 湾曲面
２３ 丸孔
３ 遮熱コーティング層
３１ 湾曲部
１００ 動翼
１０２ 翼部
１０４ 湾曲部
Ｈ 距離（丸孔と曲率半径の中心との距離）
ｈｃ 厚さ（遮熱コーティング層の厚さ）
ｈｓ 厚さ（湾曲部の厚さ）
Ｒ 曲率半径

Claims (8)

1. 圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を評価する遮熱コーティングの試験方法であって、
   一対のアーム部と、前記一対のアーム部の間に配置された湾曲部と、前記湾曲部の湾曲面上の遮熱コーティング層とを有する試験片を準備する試験片準備工程と、
   前記試験片準備工程の実施後に、前記試験片を圧縮試験装置に装着する装着工程と、
   前記装着工程の実施後に、前記圧縮試験装置で、前記試験片に対して前記一対のアーム部を近づける方向に圧縮応力を負荷する応力負荷工程と、
   を含むことを特徴とする遮熱コーティングの試験方法。
2. 前記試験片準備工程は、前記一対のアーム部に、板厚方向に貫通する一対の丸孔を形成し、
   前記装着工程は、前記一対の丸孔に挿通したピンを介して、前記試験片を前記圧縮試験装置に装着し、
   前記応力負荷工程は、前記ピンを介して、前記試験片に対して前記一対のアーム部を近づける方向に圧縮応力を負荷することを特徴とする請求項１に記載の遮熱コーティングの試験方法。
3. 前記試験片準備工程は、
   前記湾曲部の曲率半径Ｒを評価対象である実機の湾曲部の曲率半径の値の範囲内とし、前記遮熱コーティング層の厚さｈｃを前記実機の遮熱コーティング層の厚さの値の範囲内とし、前記湾曲部の厚さｈｓを前記実機の湾曲部の厚さの値の範囲内とし、前記一対の丸孔の中心と前記曲率半径Ｒの中心との距離Ｈを、前記曲率半径Ｒと、前記厚さｈｃと、前記厚さｈｓとに基づいて算出される値とすることを特徴とする請求項１または２に記載の遮熱コーティングの試験方法。
4. 前記試験片準備工程は、
   前記曲率半径Ｒを３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とし、前記厚さｈｃを０．３ｍｍ以上、１．５ｍｍ以下の範囲内とし、前記厚さｈｓを３ｍｍ以上、７ｍｍ以下の範囲内とすることを特徴とする請求項３に記載の遮熱コーティングの試験方法。
5. 圧縮応力が作用する湾曲部に形成された遮熱コーティングの損傷の有無を評価する遮熱コーティングの試験方法で使用される試験片であって、
   一対のアーム部と、
   前記一対のアーム部の間に配置された湾曲部と、
   前記湾曲部の湾曲面上の遮熱コーティング層と、
   を備えることを特徴とする試験片。
6. 前記一対のアーム部に、前記一対のアーム部を板厚方向に貫通する一対の丸孔を備え、
   前記一対の丸孔に挿通したピンを介して、圧縮試験装置に装着されることを特徴とする請求項５に記載の試験片。
7. 前記湾曲部の曲率半径Ｒは、評価対象である実機の湾曲部の曲率半径の値の範囲内であり、
   前記遮熱コーティング層の厚さｈｃは、前記実機の遮熱コーティング層の厚さの値の範囲内であり、
   前記湾曲部の厚さｈｓは、前記実機の湾曲部の厚さの値の範囲内であり、
   前記一対の丸孔の中心と前記曲率半径Ｒの中心との距離Ｈは、前記曲率半径Ｒと、前記厚さｈｃと、前記厚さｈｓとに基づいて算出される値であることを特徴とする請求項５または６に記載の試験片。
8. 前記曲率半径Ｒは、３〜７ｍｍの範囲内であり、
   前記厚さｈｃは、０．３〜１．５ｍｍの範囲内であり、
   前記厚さｈｓは、３〜７ｍｍの範囲内であることを特徴とする請求項７に記載の試験片。

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