JPH06258190A - ガスタービン動翼検査装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】本発明は、動翼の接合部内部の接合状態を確認
できる動翼接合部検査装置を提供することである。 【構成】本発明は、頭部芯金と下部芯金からなる動翼の
芯金金属と、この動翼の芯金金属の高温ガス通路部の外
表面にセラミックスリーブを配した構造のガスタービン
動翼の検査装置において、前記動翼の頭部芯金に設けた
突起部と動翼植込部を用いて遠心力相当荷重により前記
頭部芯金と前記下部芯金の接合部の接合強度の保証試験
を行うので、個々の動翼に対して容易に実施でき、かつ
保証試験実施の際の多大な準備も必要とせず、しかも接
合部で破損した場合にも荷重負荷装置に与える損傷も小
さく、他の健全な動翼に損傷を与えることなく保証試験
の実施が可能である。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はガスタービンの動翼部品
の検査装置に係り、特にセラミックスリーブと金属芯金
を組み合わせた構造のセラミック動翼の検査装置に関す
る。

【０００２】

【従来の技術】一般にガスタービンの主要部は図８の断
面図に示すように構成されている。すなわち、ガスター
ビン２と同軸に設けられた圧縮機１によって圧縮された
吐出空気をガスタービン燃焼器３に案内し、燃焼器３の
ライナー４部分で燃料を燃焼させ、その燃焼ガスをライ
ナー４からトランジッションピース５、静翼６を経て動
翼７に導き、ガスタービン２を駆動して仕事をするよう
に構成されている。

【０００３】この種のガスタービンにおいては、タービ
ン入口ガス温度を上昇させるとタービン熱効率が上昇す
ることが知られており、タービン入口温度を上昇させる
ために、ガスタービン部品の材料としては従来、耐熱製
超合金が使用されている。しかし、このような超合金よ
りさらに耐熱製の優れたセラミック材料をガスタービン
部品に適用しようとする試みがなされている。例えば特
開昭５９−１１９００１号公報、特開昭５９−１６００
０１号公報などに開示されている。

【０００４】ところで、セラミック材料は圧縮荷重には
強いが、引張荷重には弱いという特性があり、この欠点
を克服するために、金属製芯金とセラミックスリーブを
組み合わせた方式のセラミック動翼が、例えば特開昭５
９−１１９００１号公報に開示されている。

【０００５】図７はその一例を示したものである。高温
ガスにさらされる羽根通路部外表面に、セラミックスリ
ーブ８があり、その内側が金属製の芯金９となってい
る。このような組み合わせ方式のセラミック動翼では、
芯金９がロータに植え込まれる構造となっており、運転
中にセラミックスリーブに発生する遠心力は芯金９で受
けとめられ、セラミックスリーブ８には圧縮荷重のみが
発生する。引張荷重は芯金の有効部及び植え込み部で発
生するが、この部分は冷却空気孔１０を流れる空気によ
り冷却されているため、ガス温度に比べ温度は低く、金
属材料で十分に使用に耐えうる構造となっている。

【０００６】このように高温となる羽根通路部にセラミ
ックを使用し、比較的温度が低く、高引っ張り応力の発
生する羽根植込部に金属材料を使用して、両材料の長所
を生かす構造となっている。

【０００７】すなわち、この種組み合わせ方式のセラミ
ック動翼は、図７に示すように羽根の製作時において、
芯金９を頭部カバーである芯金カバー９ｂとその下部の
植込部を含む下部芯金９ａに分割して製作し、セラミッ
クスリーブ８を下部芯金９ａに挿入した後、芯金カバー
９ｂを設置し、二つの芯金部分９ａ，９ｂを接合部１１
にて拡散接合等の方法により接合して製作している。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】上記した組み合わせ方
式のセラミック動翼における拡散接合部１１は、比較的
遠心荷重が小さく、羽根有効部と羽根頭部の中間部位で
ある羽根有効部上端部付近の断面が選ばれる。しかし拡
散接合は非常にきびしい温度管理のもとに金属の融点付
近の超高温で実施する必要があるうえに、作業の方法に
よっては接合部の端部に鋭い切り欠きが形成され、正常
に接合した場合に比べて著しい強度低下をもたらす場合
がある。さらに、このような拡散接合部に欠陥が生じた
場合、この接合部はセラミックスリーブで被われるた
め、目視や染色探傷検査、超音波探傷検査等によって接
合部を直接探傷することができず、欠陥の有無が確認で
きない、という問題があった。

【０００９】また、組み合わせ方式のセラミック動翼で
接合強度を確認するための保証試験を実施する場合に
は、試験荷重を負荷できる部分が植え込み部以外にない
ことから、保証試験は回転試験によって実際の回転条件
で行わなければならない。しかし回転試験による保証試
験では接合不良動翼が飛散した場合には試験装置に大き
な損害を与えると同時に、他の健全な羽根にも損傷を与
えるなどの問題があり、また遠心荷重を負荷する速度が
遅く、回転試験に多大な準備を要するなど試験効率は非
常に悪く、その改善が要望されていた。

【００１０】本発明は上記事情に鑑みてなされたもので
あり、予め接合する羽根部品に突起部を設け、この突起
部分を介して接合部に実際に使用された状態での荷重を
負荷して保証試験を実施するとともに、同時に接合部上
下部の相対変位を計測して、この計測結果から接合部内
部の接合状態を確認できるセラミック動翼の接合部検査
装置を提供することを目的としている。

【００１１】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明の請求項１は、頭部芯金と下部芯金からなる
動翼の芯金金属と、この動翼の芯金金属の高温ガス通路
部の外表面にセラミックスリーブを配した構造のガスタ
ービン動翼の検査装置において、前記動翼の頭部芯金に
設けた突起部と動翼植込部を用いて遠心力相当荷重によ
り前記頭部芯金と前記下部芯金の接合部の接合強度の保
証試験を行うことを特徴とする。また、請求項２は、接
合部上下部にレーザ光を反射するための圧痕を接合部外
周に沿って複数設け、この圧痕部分でレーザ干渉変位計
による変位分布と外力条件から未接合部演算装置により
接合部内部の未接合部分の形状を解析して許容接合状態
と比較することにより動翼接合部の接合強度の保証試験
を行うことを特徴とする。さらに、請求項３は、動翼の
下部芯金に設けた冷却空気孔に液圧を加え、その圧力に
より生ずる遠心力相当荷重により動翼接合部の接合強度
の保証試験を行うことを特徴とする。

【００１２】

【作用】本発明では羽根頭部芯金の上部に突起部を設
け、この突起部を介して拡散接合部に遠心荷重相当の引
張荷重を負荷しているが、この際、羽根下部は羽根植え
込み部に合致する試験治具に取り付けている。このよう
な構造により羽根の拡散接合部に実際に加わる荷重によ
って接合部の保証試験が可能となり、また引張荷重負荷
後、この突起部は削除して、正規の羽根形状に加工す
る。

【００１３】実際の遠心相当荷重を負荷して、接合部で
破断しない場合すなわち保証試験に合格した場合でも、
拡散接合部の接合状態は明確でない。保証試験荷重に耐
えられる部分だけ接合していれば、破断に至ることはな
い。そこで拡散接合断面の内部の接合状態を明らかにす
ることが重要となるが、本発明の請求項１では未接合部
が内部に大きく広がっているほど、接合部上下部で検出
される相対変位量は大きくなるという計測結果を用い
て、拡散接合の内部未接合部の形状を求め、これにより
動翼接合部の接合状態の合否を判定する。また請求項２
では引張荷重負荷時に、接合部上下部間の相対変位をレ
ーザ干渉変位計等の高精度な変位計により測定すること
により、羽根接合部に負荷する引張荷重およびその荷重
が負荷されたときの接合部の周長にわたる上下部での相
対変位を境界条件として、接合部断面での内部未接合部
分の形状を算定する。そして、未接合部の形状を予め定
めた許容形状と比較して接合状態の合否を判定する。さ
らに請求項３では動翼の下部芯金に設けた冷却空気孔に
液圧を加え、その圧力により生ずる遠心力相当荷重によ
り動翼接合部の接合状態の合否を判定する。

【００１４】

【実施例】以下、本発明の実施例を図を参照して説明す
る。図１は本発明の一実施例のブロック構成図である。
同図において、セラミックスリーブ８を有するガスター
ビン動翼の頭部芯金部９ａには上部に遠心力相当の引張
荷重が負荷できる突起部１２を設けて一体に製作する。
突起部１２には荷重負荷装置の試験治具が取り付けら
れ、またこれに連結するロードセル１３によって負荷す
る荷重を検出することができる。また動翼の下部芯金部
９ｂは、羽根植込部の形状に合致する形状に加工された
試験治具１４に取り付ける。この試験治具１４は油圧等
の作動により動翼に実機で使用された際に拡散接合部１
１に作用する遠心力相当の引張荷重を負荷できる負荷装
置と連結している。

【００１５】引張荷重負荷時にはセラミックスリーブ８
を下部芯金側にずらして、拡散接合部１１が外部から観
察できる状態にしておく。また予め拡散接合部１１の上
下部には一定距離を保って、例えばビッカース硬度計の
圧子等による角錐形状の圧痕を接合部の周長に多数点設
けておく。この圧痕部にレーザ干渉変位計１５のレーザ
光１６を当てて、引張荷重負荷時の拡散接合部１１の上
下部の相対変位を計測する。この変位計測は拡散接合部
周長にわたり多数点で実施する。そして、変位計測デー
タおよびロードセル１３からの引張荷重データはデータ
処理装置１７に送られる。

【００１６】データ処理装置１７では遠心荷重負荷時の
整合部外周部での接合上下部での相対変位量と引張荷重
のデータが収集された時点で、それらのデータは未接合
部演算装置１８に送られる。未接合部演算装置１８は収
集された変位と荷重のデータを入力データとして、拡散
接合部の断面での未接合部の大きさ、形状を境界要素法
等により、接合部の外部境界条件から内部の未接合部の
形状を求める逆問題として計算し、その形状を算出す
る。

【００１７】未接合部の形状のデータは未接合部演算装
置１８に接続する接合部断面形状の表示装置１９に送
り、その形状を表示するとともに予め規定した許容未接
合部形状と比較して、拡散接合状態の合否を判定する。
次に、本実施例の作用を説明する。

【００１８】図１において、頭部芯金部９ｂに設けた突
起部１２は、芯金の製作時に一体で、かつ遠心荷重相当
の引張荷重に十分耐えられる大きさで製作し、この突起
部１２に荷重負荷装置の試験治具１４を接合して動翼に
引張荷重を負荷する。この引張荷重は拡散接合部１１に
実機の運転状態で作用する荷重であり、この荷重の負荷
によって拡散接合部１１で破壊しない場合には、拡散接
合部１１の強度は初期段階においては十分であることが
保証される。すなわち、拡散接合部１１に遠心荷重相当
の荷重を負荷することによって、拡散接合部における保
証試験が可能になる。この保証試験は室温で実施するた
め実機使用温度での材料の引張破断強度の低下を考慮し
て、試験荷重を高めに設定し、保証試験の信頼性を向上
することもできる。

【００１９】次に、図２を用いて引張荷重負荷時の接合
での変位の計測方法について説明する。図２に示すよう
に、拡散接合部１１を挟んで上下部に一定の距離ｄの位
置に圧痕２０を予め設けておくが、圧痕斜面部の方向は
同一方向とする。この圧痕２０に翼面に垂直にレーザ光
１６を当てると、入射光とαの角度をなして圧痕斜面部
で反射したレーザ光が観察点に至る。観察点では上下部
の圧痕で反射したレーザ光の干渉による縞２１が観察さ
れる。圧痕と観察点までの距離をＬとし、干渉縞の移動
距離をｘとすると、圧痕間の変位Δｄは Δｄ＝ｄ・ｘ／（Ｌ・ｔａｎα） で表され、微小変位Δｄが干渉縞の移動距離ｘとして測
定できる。微小変位Δｄの測定精度は０．０１μm 程度
まで可能である。このため拡散接合部の内部に未接合部
分２２が僅かに大きく広がっている場合でも、引張荷重
を負荷した場合の圧痕間での変位量の変化から未接合部
２２の大きさの計測が可能となる。

【００２０】図３はレーザ干渉変位計１５の構成図であ
る。同図に示すように、レーザ発信器２３から発光され
たレーザ光は光路変更のためのミラー２４で反射して圧
痕部分当てられる。ミラー２４は動翼位置の僅か移動に
対してもレーザ発振器２３を移動することなく、ミラー
２４の反射角度の調整により常に圧痕部にレーザ光を当
てるため不可欠である。圧痕部で反射したレーザ干渉光
は光センサ２５で受光する。光センサ２５は例えば微小
なフォトダイオードを多数並べたものであり、干渉縞の
移動を電気的な信号に変換して出力する。次に、光セン
サ２５から出力された干渉縞の移動信号は変位算出器２
６に送られ、ここで上式により圧痕間の変位量を算出す
る。

【００２１】図４は圧痕間の変位量の計測値から動翼内
部の未接合部の形状を求める過程を説明する図である。
同図において、データ処理装置１７には遠心荷重負荷時
の整合部外周部での接合上下部での相対変位量と引張荷
重のデータが集められ、これらのデータから接合部外周
部での連続する変位量の分布形を求める。未接合部演算
装置１８は得られた変位量分布形と引張荷重から、拡散
接合部内部の未接合部の形状を求める。これは通常の解
析が外力と境界条件から構造物各部の変位、ひずみを求
めるのに対して、構造物の変位、ひずみと外力条件から
境界条件を求める逆問題として、とらえることができ
る。すなわち 通常順問題：｛外力｝、｛境界条件｝→｛変位、ひず
み｝ 逆問題：｛変位、ひずみ｝、｛外力｝→｛境界条件｝ であり、未知である内部未接合部の境界条件をスプライ
ン関数のような関数で近似して、関数の係数を最適化す
ることにより接合部で観察される変位量分布に最も良く
一致する境界条件を得ることができる。

【００２２】その結果は、表示装置１９に拡散接合部断
面での未接合部２２および接合部２７の形成として表示
することができる。この結果を許容可能な未接合部形状
２８と比較して接合状態の合否を判定することができ
る。許容未接合形状２８は想定される動翼の運用形態か
ら運用寿命内に接合部で疲労およびクリープによりき裂
が進展した場合でも、最終破断に至らない形状であり、
負荷荷重、温度の変動を考慮して予め規定しておく。本
実施例の効果として次の事項があげられる。

【００２３】まず、動翼の頭部芯金９に設けた突起部１
２と動翼の植込部を用いて、実機で使用された場合に接
合部１１に加わる遠心力と同程度の引張荷重によって、
保証試験が可能になることである。突起部１２を設けず
に接合部の保証試験を行う場合には、先で述べたように
動翼の構造上、接合部上方には突起部１２にあたる荷重
作用部分が得られないことから、遠心荷重相当の荷重を
接合部に加えるためには、実際に回転試験を実施して実
機と同一の回転数で保証試験を行う必要がある。しか
し、回転試験で保証試験を行う場合、１本の接合不良の
羽根が飛散した際にも、試験装置に甚大な損害を与える
とともに他の健全な羽根も損傷する恐れがある。本実施
例では個々の動翼に対して保証試験が可能であり、保証
試験に多大な準備を必要とせず、迅速な荷重負荷が行え
るとともに接合部で破損した場合にも荷重負荷装置に与
える損傷は皆無であることからその効果は大きい。

【００２４】次に、接合部断面での接合状態の定量的な
把握ができ、許容接合状態と比較した合理的な合否判定
が可能になることがあげられる。本実施例に示したよう
に接合部での変形状態から内部の接合状態を解析する方
法は、従来の超音波や電磁気的な手法により内部の欠陥
を検査する方法では、検出不可能であった動翼の接合状
態を明確に画像としてとらえることができる。このよう
にして得られる接合状態図は、接合の上下面で材料が接
触している場合でも、力学的に荷重を負荷した際、接触
状態が得られなくなる場合は未接合と判定されることか
ら、実際の接合状態をより明確に厳しくとらえることが
できる。

【００２５】さらに、動翼の運用形態を考慮した許容接
合状態を規定することにより、保証試験に合格した動翼
に対しても、実機での遠心荷重による疲労・クリープ損
傷により未接合部が拡大した場合にも、供用期間中、接
合部が破断することなく、十分遠心荷重に耐えられるこ
とを保証することができる。

【００２６】図５は本発明の他の実施例であるひずみゲ
ージ式変位計による検査法を説明するための構成図であ
る。すなわち、レーザ干渉変位計に代わる接合部上下部
での相対変位を計測する他の装置の例として、電気抵抗
線ひずみゲージ３０を用いた変位計を拡散接合部に取り
付けた例である。この変位計は接合部上下部に接着剤等
で変位検出用の探触子２９を取り付け、その探触子２９
の動きを貼付したひずみゲージ３０の出力で検出するも
のであり、検出精度はレーザ干渉変位計に比べ劣るが、
簡易的に試験を実施できる、という利点がある。

【００２７】図６は本発明のさらに他の実施例である液
圧を用いた検査法を説明するための構成図である。すな
わち、接合部１１に遠心荷重相当の荷重を負荷するため
に、動翼植込部に設けられた冷却空気孔１０に水圧また
は油圧による液圧を負荷して、拡散接合部に液圧による
荷重を負荷して接合部１１の状態を検査するものであ
る。この場合、機械的な引張負荷による保証試験に比べ
て、予め設けておくべき頭部芯金の突起部が不要となる
が、保証試験段階で接合部１１が破断した場合の外部に
与える損傷を考慮して、保証試験は防護壁を設けた試験
槽中で実施する必要がある。

【００２８】

【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
従来、回転試験により行っていた拡散接合部の保証試験
が機械的荷重または液圧による荷重によって、個々の動
翼に対して容易に実施できるので、保証試験実施の際の
多大な準備も必要とせず、接合部で破損した場合にも荷
重負荷装置に与える損傷も小さく、他の健全な動翼に損
傷を与えることなく保証試験の実施が可能である。また
回転試験による保証試験に比べて迅速な荷重負荷が行え
るために、試験効率も高く、保証試験実施面での効果は
大きい。

【００２９】また、従来の超音波や電磁気を用いた手法
では動翼の接合部の接合状態を検出する事ができなかっ
たし、また従来の手法で検査可能な場合にも未接合部の
上下面が局部的に接触する状態では明確に接合状態をと
らえることができなかった。しかし、本発明では遠心荷
重相当の負荷を与えた状態で接合状態を検査するため、
未接合部が局部的に接触した状態であっても、明確に接
合部断面での接合状態を定量的に把握できる。

【００３０】さらに動翼の運用形態を考慮した許容接合
状態を規定することにより、供用期間中に安全に動翼が
使用可能であることが保証でき、動翼の信頼性を向上さ
せることができる。

【００３１】以上のように、本発明によるガスタービン
動翼検査装置の適用によりガスタービン全体の信頼性を
高めるとともに検査効率も向上させることができるた
め、その効果は極めて大きい。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明のガスタービン動翼検査装置の一実施例
のブロック構成図。

【図２】本発明に係るレーザ変位干渉計による接合部の
変位を計測する方法の説明図。

【図３】図２のレーザ変位干渉計の構成図。

【図４】動翼接合部の拡散接合断面での接合状態を解析
する過程の説明図。

【図５】本発明の他の実施例であるひずみゲージ式変位
計による検査法の説明図。

【図６】本発明のさらに他の実施例である液圧を用いた
検査法の説明図。

【図７】同図（ａ）は従来のセラミック動翼の側面図、
同図（ｂ）は同図（ａ）の断面図。

【図８】従来のガスタービンの主要部を説明するための
断面図。

【符号の説明】

１…圧縮機、２…ガスタービン、３…燃焼器、４…ライ
ナー、５…トランジッションピース、６…静翼、７…動
翼、８…セラミックスリーブ、９…芯金、１０…冷却空
気孔、１１…拡散接合部、１２…突起部、１３…ロード
セル、１４…試験治具、１５…レーザ干渉変位計、１６
…レーザ光、１７…データ処理装置、１８…未接合部演
算装置、１９…表示装置、２０…圧痕、２１…干渉縞、
２２…未接合部、２３…レーザ発振器、２４…ミラー、
２５…光センサ、２６…変位演算器、２７…接合部、２
８…許容未接合形状、２９…探触子、３０…ひずみゲー
ジ、３１…液圧。

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 頭部芯金と下部芯金からなる動翼の芯金
   金属と、この動翼の芯金金属の高温ガス通路部の外表面
   にセラミックスリーブを配した構造のガスタービン動翼
   の検査装置において、前記動翼の頭部芯金に設けた突起
   部と動翼植込部を用いて遠心力相当荷重により前記頭部
   芯金と前記下部芯金の接合部の接合強度の保証試験を行
   うことを特徴とするガスタービン動翼検査装置。
2. 【請求項２】 接合部上下部にレーザ光を反射するため
   の圧痕を接合部外周に沿って複数設け、この圧痕部分で
   レーザ干渉変位計による変位分布と外力条件から未接合
   部演算装置により接合部内部の未接合部分の形状を解析
   して許容接合状態と比較することにより動翼接合部の接
   合強度の保証試験を行うことを特徴とする請求項１記載
   のガスタービン動翼検査装置。
3. 【請求項３】 動翼の下部芯金に設けた冷却空気孔に液
   圧を加え、その圧力により生ずる遠心力相当荷重により
   動翼接合部の接合強度の保証試験を行うことを特徴とす
   る請求項１記載のガスタービン動翼検査装置。