1. 서 론

가스터빈은 고온·고압의 연소가스를 이용하여 발전하는 대표적인 고온 회전체 설비로, 최근 재생에너지 확대에 따른 계통 변동성 증가와 함께 유연운전(Flexible operation)의 중요성이 증가하고 있다. 특히 태양광 및 풍력 발전 비중 증가에 따라 가스터빈의 운전 방식은 기존의 장시간 연속운전(Base-load operation) 중심에서 반복적인 기동–정지(Daily Start-Stop) 중심 운전 형태로 변화하고 있다. 이러한 운전 환경에서는 누적 운전 시간(Equivalent Operating Hours, EOH)뿐 아니라 기동–정지 횟수(Equivalent Starts, ES)가 주요 수명 소진 인자로 작용하며, 기존 EOH 기반 수명관리 체계와는 다른 형태의 손상 특성을 나타낼 수 있다^{[1, 2]}.

가스터빈 고온부품의 대표적인 손상 메커니즘으로는 크리프(Creep), 저주기 피로(Low Cycle Fatigue, LCF), 열기계적 피로(Thermomechanical Fatigue, TMF), 산화(Oxidation) 및 코팅 열화(Coating degradation) 등이 알려져 있다^[3]. 일반적으로 장시간 고온 노출 조건에서는 크리프 손상이 주요 수명 지배 인자로 작용하지만, 기동-정지 운전이 증가하는 환경에서는 반복적인 열적·기계적 하중 변화에 따른 열기계적 피로의 영향이 증가하는 것으로 보고되고 있다^{[4, 5]}.

특히 airfoil과 platform이 접합되는 fillet 영역은 형상 변화에 따른 구조적 불연속부로서, 운전 중 발생하는 원심하중과 열하중에 의해 국부적인 응력집중이 발생할 수 있다^[6].

현재까지 가스터빈 블레이드의 수명평가 연구는 대부분 실험실 기반 모사 환경 또는 장시간 연속운전된 부품을 대상으로 수행되어 왔다^{[7, 8]}. 그러나, 최근 증가하는 ES 중심 유연운전 환경에서 실제 발전소 사용 블레이드(Service-Exposed blade)의 손상 거동 및 미세조직 열화 특성을 종합적으로 평가한 연구는 상대적으로 부족하며, 특히 반복적인 기동–정지 운전과 관련된 국부적 손상 특성을 실제 사용 블레이드에서 분석한 연구 사례는 제한적인 실정이다.

본 연구에서는 최근 증가하는 기동-정지 중심의 유연운전 환경에서 가스터빈 블레이드의 손상 특성을 평가하기 위하여, ES 기준 설계수명을 초과하여 운전된 F급 가스터빈 1단 블레이드 사용품을 대상으로 균열 분석, 코팅 열화 평가, 미세조직 분석 및 응력-파단 시험을 수행하였다. 이를 통해 반복 기동-정지 운전과 관련된 국부 손상 거동과 크리프 파단 특성을 함께 분석하고, 유연운전 환경에서의 블레이드 열화 특성을 종합적으로 평가하였다.

2. 실험 방법

본 연구의 평가 대상은 F급 가스터빈의 1단 블레이드 사용품으로, Ni계 단결정 초내열합금으로 제작되었다. 단결정 합금은 우수한 고온 강도와 크리프 저항성을 바탕으로 가스터빈 고온부 블레이드 소재로 널리 적용되고 있다^[9]. 평가 대상 블레이드의 소재 및 코팅층 특성을 확인하기 위하여 airfoil midspan 위치에서 모재, bond coat 및 top coat의 화학조성을 SEM-EDS로 분석하였으며, 그 결과를 표 1에 나타내었다. 모재의 주요 합금원소 조성은 소재 관련 기술정보 보호를 고려하여 범위로 제시하였으며, bond coat와 top coat는 EDS 정량 분석 결과를 제시하였다. 결정방위는 본 연구에서 별도로 측정하지 않았다.

평가 대상 블레이드의 ES와 EOH 기반 운전 이력을 표 2에 나타내었다. 대상 가스터빈의 터빈입구온도는 1,350℃이며, 실제 운전 중 1단 블레이드의 국부 금속온도는 내부 냉각, 열차폐 코팅 및 위치별 열전달 조건에 따라 달라진다. 위치별 실제 블레이드 금속온도는 일반적인 현장 운전 계측으로 직접 측정하기 어렵기 때문에 본 연구에서는 터빈입구온도만 제시하였다.

표 2는 동일 호기에서 운전된 1단 블레이드의 2012–2015년 및 2018–2021년 운전이력을 나타낸 것이다. 해당 블레이드는 2012년부터 2015년까지 운전된 후 재생정비를 거쳐 2018년부터 2021년까지 운전되었다. 운전 이력에 따르면, 2012년부터 2015년까지의 운전 기간 동안에는 누적 운전 시간이 주된 수명 소진 인자로 작용하며, EOH 기준 설계 수명 수준에 근접한 운전이 이루어졌다. 반면, 2018년부터 2021년까지의 운전 기간에는 기동–정지 횟수가 급격히 증가하여 ES 기준 설계 수명을 초과한 상태로 운전되었음에도 불구하고, EOH 기준 설계 수명 대비 상대적으로 낮은 수명 소진 수준을 나타낸다. 이러한 운전 이력 변화는 가스터빈 운전 환경이 기저부하 중심 운전에서 기동–정지 반복이 지배적인 운전 형태로 전환되었음을 보여준다.

블레이드 사용품의 손상 및 열화 특성을 평가하기 위하여, 코팅 열화, 균열 분석, 미세조직 관찰 및 응력-파단 시험을 수행하였다. 미세조직 분석 시편은 부품 위치에 따른 열화 차이를 고려하여 그림 1(a)에 나타낸 위치에서 채취하였으며, 본 연구에서는 pressure side의 미세조직과 코팅 상태를 분석하였다. 그림 1(a)에 표시된 TL, TM, TT, ML, MM, MT, BL, BM 및 BT는 블레이드 높이 방향과 코드 방향(chordwise direction)에 따른 airfoil 코팅층 분석 위치를 나타낸다. 블레이드 높이 방향에 따라 Tip(T), Middle(M) 및 Bottom(B)으로 구분하였으며, 코드 방향에 따라 Leading edge(L), Mid-chord(M) 및 Trailing edge(T)로 구분하였다. RM은 root부의 $\gamma'$ 석출상 미세조직을 분석한 위치를 나타낸다. 채취된 시편의 절단면을 기계적으로 연마한 후 주사전자현미경(SEM)을 이용하여 열차폐 코팅(Thermal Barrier Coating, TBC) 및 열성장 산화물(Thermally Grown Oxide, TGO) 층을 중심으로 코팅층을 관찰하였다.

Fig. 1. Generalized schematic illustration of the service-exposed first-stage turbine blade and specimen configurations used in this study: (a) simplified blade overview with microstructural and coating analysis locations, (b) representative airfoil midspan cross-section showing the stress-rupture specimen sampling locations on the pressure and suction sides, and (c) miniature stress-rupture test specimen geometry.

본 연구 대상 블레이드에 적용된 열차폐 코팅은 모재 표면에 NiCoCrAlY 계열 합금으로 구성된 bond coat가 도포되고, 그 위에 Electron Beam Physical Vapor Deposition(EB-PVD) 공정으로 증착된 Yttria-Stabilized Zirconia(YSZ) 세라믹 top coat로 구성된다. 고온 운전 중에는 bond coat의 산화에 의해 top coat와 bond coat 계면에 TGO 층이 형성되며, 이러한 계면 산화층의 성장 및 결합 상태는 코팅층의 장기 건전성에 중요한 영향을 미친다. 이에 따라 본 연구에서는 top coat–bond coat 계면의 박리 여부, 코팅층 두께 분포, TGO 성장 거동, 그리고 bond coat 내 알루미늄(Al) 함량을 주요 평가 항목으로 설정하여 코팅층의 열화 특성을 분석하였다. TGO 두께는 그림 1(a)에 표시된 airfoil부의 코팅 분석 위치에서 획득한 SEM 관찰 결과를 바탕으로 4개 이상의 지점에서 TGO 두께를 측정하여 평균값을 산출하였다. Top coat 탈락 영역에 대해서는 SEM-EDS 분석을 통해 bond coat 내 Al 함량을 측정하여 Al 고갈 여부와 보호성 산화막 형성 능력을 평가하였다.

또한, 사용 블레이드의 실제 손상 형태를 분석하기 위하여 TBC 제거 전후의 육안검사를 수행하였으며, fillet 영역에서 발생한 균열의 위치와 형상을 분석하였다. Fillet 영역에서 관찰된 균열은 균열 진전 방향에 따라 반경방향 균열(Radial crack)과 원주방향 균열(Tangential crack)로 구분하였다. 대표 균열부에 대해서는 블레이드 단면을 절단하여 분석 시편을 제작하였으며, 균열의 전파 양상 및 내부 산화 특성을 분석하기 위하여 SEM 관찰 및 EDS mapping 분석을 수행하였다.

1단 블레이드는 단결정 구조로 제작되어 일반 합금에서 나타나는 입계 열화 메커니즘의 영향은 제한적이다. 그러나 고온 환경에서 장시간 운전될 경우, 합금 내부의 $\gamma'$ 석출물이 조대화(Coarsening)되고 래프팅(Rafting) 현상이 나타나며, 이러한 미세조직 열화는 단결정 합금의 크리프 저항성을 약화시키는 주요 인자로 작용한다^{[10, 11]}. 따라서 기지 내 $\gamma'$ 석출상의 형상 변화를 평가하기 위하여 전해에칭(Electrolytic etching)을 수행한 후 SEM을 이용하여 미세조직을 관찰하였다. 미세조직 분석은 airfoil tip, middle, bottom 및 root 영역에 대해 수행하였으며, $\gamma'$ morphology 변화, rafting 거동 및 creep void 생성 여부를 중점적으로 분석하였다.

응력-파단 시험을 위한 시험편은 그림 1(b)에 나타낸 airfoil midspan 영역의 Pressure side(PS)와 Suction side(SS)에서 채취하였다. Airfoil 영역은 실제 운전 중 고온 연소가스와 원심응력에 지속적으로 노출되는 부위로, 블레이드의 고온 손상 거동을 평가하기 위한 대표 영역으로 판단하였다. 시험편은 블레이드 형상 및 채취 가능 면적을 고려하여 dog-bone 형상의 미소 응력-파단 시험편으로 가공하였으며(그림 1(c)), 시험편은 필름냉각공(Film cooling holes)이 포함되지 않는 영역에서 채취하였다. 동일한 운전 이력을 갖는 6개의 사용 블레이드에서 동일한 높이인 airfoil midspan 영역을 대상으로 시험편을 채취하였으며, 이 중 총 9개의 시험편을 사용하였다. 각 시험편이 채취된 블레이드의 식별기호(B1–B6)와 airfoil midspan 단면 내 시험편 채취 위치를 표 3에 제시하였다. 이와 같은 시험편 채취 및 평가 방법은 실제 사용 블레이드의 제한된 시편 채취 조건을 고려한 것으로, 가스터빈 사용품의 기계적 물성 평가 연구에 활용되고 있다^{[12, 13]}.

응력-파단 시험은 기존 문헌과 설계 기준에서 제시된 F급 가스터빈 1단 블레이드의 고온 크리프 평가 조건을 고려하여 수행하였다. 시험조건은 단결정 초내열합금의 크리프 평가에 활용되는 Larson–Miller Parameter(LMP) 기반 등가 수명 조건을 참고하여 선정하였으며, 760℃, 820℃, 892℃에서 각각 683 MPa, 535 MPa 및 372 MPa 응력 조건으로 시험조건별 3회의 반복시험을 수행하였다. 각 시험조건에서 일정 하중을 부가하여 파단시간을 측정하였으며, 시험 결과는 LMP를 이용하여 분석하였다. 또한 사용품 블레이드의 크리프 파단 특성을 평가하기 위하여, 시험 결과를 재료 물성 예측 소프트웨어인 JMatPro의 예측 결과와 함께 비교하였다.

3. 결과 및 고찰

블레이드 사용품의 열차폐 코팅 건전성 평가는 top coat 박리 및 계면 결합 상태, 코팅층 두께 분포, TGO 형성 특성, 그리고 bond coat의 Al 함량을 주요 평가 항목으로 수행하였으며, 그림 1(a)에 표시된 airfoil 분석 위치 중 코팅층이 비교적 건전하게 유지된 MM 부위와 국부적인 top coat 손상이 관찰된 BL, TT 및 BT 부위의 SEM 단면 관찰 결과를 그림 2에 나타내었다.

Fig. 2. Representative SEM cross-sectional images of the thermal barrier coating (TBC) at selected locations of the service-exposed first-stage turbine blade: (a) airfoil bottom–leading edge(BL), (b) airfoil middle–middle region(MM), (c) airfoil tip–trailing edge(TT), and (d) airfoil bottom–trailing edge(BT).

Airfoil middle 부위(그림 2(b))에서는 top coat가 균일한 두께로 유지되고 있었으며, top coat–bond coat 계면에서 박리(Delamination)나 미세균열은 관찰되지 않아 코팅층이 전반적으로 건전한 상태를 유지하고 있는 것으로 확인되었다. 반면, 일부 국부 위치에서는 top coat 계면 박리 및 탈락(Spallation)이 관찰되었으며, 이러한 손상은 주로 airfoil tip 및 bottom 영역의 trailing edge 부위(그림 2(c, d))를 중심으로 나타났다. 또한, airfoil bottom 영역의 leading edge 부위(그림 2(a))에서도 국부적인 top coat 박리가 관찰되었다. 따라서 본 블레이드의 TBC 열화는 전면적인 손상 형태보다는 airfoil의 leading edge와 trailing edge를 중심으로 국부적으로 발생하는 경향을 나타내었다.

그림 3은 그림 1(a)에 표시된 9개 airfoil 분석 위치에서 측정한 top coat, bond coat 및 TGO 두께를 나타낸 것이다. Leading edge 부위는 형상이 급격하게 변화하고 고온 연소가스에 직접 노출되는 위치로서 국부적인 코팅 열화가 발생하기 쉬우므로, leading edge 시편에서는 최선단부(Leading edge)와 그 내측(Leading)으로 구분하여 추가로 측정하였다. 이에 따라 그림 3에는 블레이드 높이별로 leading edge, leading, mid-chord 및 trailing edge의 4개 위치에서 측정한 값을 나타내었다. 코팅 두께 측정 결과, 손상이 발생하지 않은 영역에서 top coat 두께는 약 200~380 μm(그림 3(a)) 범위로 분포하였으며, bond coat 두께는 약 155~280 μm(그림 3(b)) 수준으로 측정되었다. Airfoil bottom 부위에서는 다른 위치 대비 상대적으로 얇은 bond coat 두께가 관찰되었다. 위치별 코팅 두께 차이는 초기 코팅 공정에 따른 두께 편차와 운전 중 국부적인 코팅 손실이 함께 반영된 결과일 수 있으나, 신품 블레이드의 위치별 초기 코팅 두께 자료를 확보할 수 없어 각 요인의 영향을 정량적으로 분리하여 평가하기 어렵다.

Fig. 3. Measured thickness distributions of the (a) top coat, (b) bond coat, and (c) TGO layer at detailed measurement positions within the nine airfoil specimens shown in Fig. 1(a).

운전 후 블레이드의 열차폐 코팅의 열화 정도와 건전성을 평가하기 위해 TGO 두께를 분석하였다. 일반적으로 TGO의 성장은 고온 노출 온도와 시간의 영향을 받으며, TGO가 성장함에 따라 산화층의 성장응력이 증가한다. 또한 기동–정지에 따른 반복적인 가열 및 냉각 과정에서는 top coat, TGO 및 bond coat 간의 열팽창계수 차이에 의해 계면 열응력이 발생하여 균열 및 박리를 촉진할 수 있다^[14]. 본 연구 대상 블레이드는 상대적으로 짧은 누적 운전시간에 비해 많은 기동–정지 횟수의 운전이력을 갖는 부품으로 top coat가 유지된 영역에서 측정된 TGO 두께는 최대 3.5 μm 이하로 확인되었으며, 이는 EB-PVD TBC 시스템에서 보고된 박리 임계 두께보다 낮은 수준이다^[14]. 이러한 TGO 측정 결과와 앞서 관찰된 국부적인 top coat 박리 양상을 고려할 때, 본 사용재의 국부적인 top coat 박리는 TGO 성장뿐만 아니라 반복적인 기동–정지에 따른 열사이클 및 위치별 열적·기계적 조건의 영향을 함께 받은 것으로 판단된다.

Top coat 박리가 관찰된 airfoil bottom 부위에 대하여 bond coat의 두께 방향 조성 변화를 확인하기 위해 SEM-EDS 분석을 수행하였다. 기존 연구에서는 bond coat 내 Al 함량 감소가 내산화 역할을 하는 $\alpha$-Al₂O₃의 형성과 유지를 저하시켜 산화 저항성과 코팅 수명에 영향을 미칠 수 있는 것으로 보고되고 있다^[15]. 이에 따라 TGO 형성에 따른 Al 소모 정도를 확인하기 위한 표면 인접부(#1), 표면 산화와 계면 상호확산의 영향을 상대적으로 적게 받는 bond coat 두께 중앙부(#2), 그리고 모재와의 상호확산에 따른 조성 변화를 확인하기 위한 bond coat와 모재(Substrate) 계면 인접부(#3)에서 EDS 분석을 수행하였다. EDS 분석 결과, Al 함량은 #1, #2 및 #3에서 각각 8.40, 12.83 및 9.39wt%로 측정되었다. 상용 NiCoCrAlY계 bond coat의 대표적인 Al 함량은 약 11–14 wt%로 보고되고 있으며^[16], 기존 연구에서는 MCrAlY계 코팅에서 약 4–6 wt%의 Al 함량으로도 $\alpha$-Al₂O₃가 유지될 수 있는 것으로 보고되어 있다^[17]. 본 사용품 블레이드의 bond coat 중앙부(#2)의 Al 함량은 상용 NiCoCrAlY계의 대표 조성 범위에 포함되었으며, 표면 인접부(#1)와 계면 인접부(#3)는 대표 조성 범위보다 낮았으나, $\alpha$-Al₂O₃ 유지를 위한 범위보다는 높은 수준으로 분석되었다.

표면 인접부에서의 Al 함량 감소는 고온 운전 중 TGO 형성을 위한 Al의 확산 및 산화에 따른 국부적인 소모와 관련된 것으로 판단되며, 계면 인접부에서는 bond coat와 모재 사이의 상호확산에 따른 조성 변화로 Al 함량이 감소한 것으로 판단된다. 따라서 본 연구의 두께 방향 EDS 분석 결과, bond coat 중앙부에서는 상용 NiCoCrAlY계와 유사한 Al 함량이 확인된 반면, 표면 및 계면 인접부에서는 각각 산화와 상호확산에 따른 국부적인 Al 감소가 나타났다. Top coat 박리 후에는 bond coat가 고온 산화환경에 직접 노출되며, 이 과정에서 보호성 $\alpha$-Al₂O₃ 형성을 위한 Al의 소모가 진행된다. 본 연구의 박리부에서는 표면 인접부의 Al 함량이 보호성 $\alpha$-Al₂O₃ 형성에 필요한 수준 이상으로 유지되고 있어, 현재 박리부에서는 bond coat의 산화 보호 기능이 유지되고 있는 것으로 판단된다. 그림 4의 bond coat에서 관찰된 수직 균열의 원인을 분석하기 위해 균열 내부(#4)에 대한 EDS 분석을 수행하였다. 분석 결과, Cr과 O 함량이 각각 34.91 및 7.99wt%로 측정되어 균열 내부에 Cr-rich 산화물이 형성된 것으로 확인되었으며, 이는 해당 균열이 고온 운전 중 형성되어 산화 환경에 노출된 손상임을 나타낸다.

Fig. 4. Cross-sectional BSE-SEM image and EDS composition of the bond coat region at the airfoil bottom area with top-coat spallation. EDS analyses were performed at #1 near the surface, #2 at the mid-thickness region, #3 near the bond coat/substrate interface, and #4 inside the vertical crack.

블레이드에 발생한 균열의 분포와 손상 특성을 확인하기 위해 TBC 제거 후 블레이드 표면에 대한 육안검사와 균열 단면 분석을 수행하였다. 그 결과, fillet 영역에서 반경방향 균열과 원주방향 균열이 관찰되었으며, 특히 원주방향 균열은 주로 필름 냉각 홀 인근에서 관찰되었다.

Fillet 영역에서 관찰된 반경방향 균열의 깊이는 약 36∼222 μm 범위로 측정되었으며, 원주방향 균열의 깊이는 약 113 μm 수준으로 확인되었다. 균열은 주로 platform과 airfoil이 접합되는 구조적 불연속 영역에서 관찰되었으며, 이는 실제 운전 중 열응력과 원심응력이 복합적으로 작용한 영향으로 판단된다.

그림 5는 fillet 영역에서 관찰된 대표 균열 형상 및 단면 분석 결과를 나타낸 것이다. Ni기 초내열합금인 IN792의 고온 산화 연구에서는 Ti-, Cr- 및 Al계 산화물을 포함하는 다층 산화구조가 형성되는 것으로 보고되었다^[18]. 균열 단면에 대한 SEM-EDS mapping 분석 결과, 균열 외부에서는 Al-rich oxide layer가 형성된 반면, 균열 내부에서는 Cr 및 Ti 기반 복합 산화물이 관찰되었다. 이러한 산화물 분포는 표면에서 우선적으로 형성된 보호성 Al 산화층 이후 균열 내부에서 추가적인 내부 산화가 진행되었음을 나타낸다.

Fig. 5. Representative crack morphologies observed in the fillet region of the service-exposed first-stage blade: (a) radial crack morphology, (b) tangential crack morphology near cooling hole row, (c) cross-sectional SEM image of radial crack, and (d) cross-sectional SEM image of tangential crack.

그림 6은 fillet 균열 인접부의 국부적인 조직 열화 여부를 확인하기 위해 블레이드 표면으로부터 약 100 μm 깊이에서 관찰한 미세조직을 나타낸 것이다. 균열 인접 영역에서 일부 $\gamma'$ 석출상 모서리의 구상화가 관찰되었으나, 크리프에 의한 손상을 나타내는 $\gamma'$ rafting이나 뚜렷한 조대화는 관찰되지 않았다. 따라서, 본 연구 대상 블레이드의 fillet 균열이 장시간 크리프 지배 손상보다는 반복적인 기동-정지 운전 조건에서의 열응력 및 기계적 응력 변화와 관련된 국부적인 균열 손상 거동을 나타내는 것으로 판단된다^{[4- 6]}.

Fig. 6. SEM micrographs showing γ' precipitate morphology near the fillet crack region of the service-exposed first-stage blade(x5,000): (a) radial crack region and (b) tangential crack region.

그림 7은 가스터빈 1단 블레이드 사용품의 위치별 $\gamma'$ 석출상 열화 상태를 나타낸 것이다. Airfoil tip, middle, bottom 및 root 영역의 미세조직을 분석하였으며, 그림 7에는 대표적인 위치별 관찰 결과를 나타내었다. 미세조직은 각 측정 위치의 두께 중앙부에서 관찰하였으며, 상대적으로 열영향이 적은 root 부위를 비교 기준으로 airfoil 부위의 미세조직과 비교하였다. 그림 7(a)에 나타낸 바와 같이, root 부위에서 관찰된 $\gamma'$ 석출상은 입방형(Cubic) 형태를 유지하고 있으며, 석출상 크기와 배열도 비교적 균일하게 나타났다.

Fig. 7. Representative SEM micrographs showing γ' precipitate morphology at different blade locations(x10,000): (a) root region with stable cubic γ' morphology, (b) airfoil middle region, and (c) airfoil tip–trailing edge region showing local rafting behavior.

Airfoil 부위의 $\gamma'$ 석출상 관찰 결과, 대부분 영역에서는 석출상이 전반적으로 cubic 형태를 유지하고 있었으며, airfoil middle 부위에서는 석출상 간 간격과 배열이 root 부위와 유사한 수준으로 관찰되었다. 반면, airfoil tip의 trailing edge 부위에서는 국부적인 $\gamma'$ 석출상의 조대화와 함께, 석출상이 서로 연결되며 특정 방향으로 배열되는 rafting 구조가 뚜렷하게 관찰되었으며(그림 7(c)), 이러한 결과는 블레이드 위치에 따라 국부적인 열화 정도 차이가 존재함을 보여준다. 한편, 그림 6의 fillet부와 그림 7(a)의 root부에서 관찰된 $\gamma'$ 석출상 형태를 비교한 결과, root부의 $\gamma'$ 석출상은 입방형 형태를 유지한 반면 fillet부에서는 일부 석출상 모서리의 구상화가 관찰되었다. 이러한 형상 변화는 fillet부가 root부에 비해 상대적으로 더 큰 열적 영향을 받은 것으로 해석된다. 이에 두 위치에서 관찰된 $\gamma'$ 석출상의 크기를 정량적으로 비교하였다. $\gamma'$ 석출상 크기는 Image-Pro의 Diameter(mean) 기능을 이용하여 석출상 중심을 통과하는 직경을 2° 간격으로 측정한 평균값으로 산출하였다. 측정 결과, fillet부와 root부의 평균 $\gamma'$ 크기는 각각 0.222 μm와 0.269 μm로 상대적으로 큰 열적 영향을 받은 fillet부에서 $\gamma'$ 크기가 약 17% 작게 분석되었다. 이러한 크기 차이는 두 위치의 관찰 깊이와 제조 열처리 후 냉각조건에 따른 초기 $\gamma'$ 미세조직 차이의 영향으로 판단된다. 그림 6의 fillet부는 균열 인접 영역의 미세조직 열화 상태를 평가하기 위하여 블레이드 표면으로부터 약 100 μm 깊이의 표면 인접 영역에서 관찰하였으며, 그림 7(a)의 root부는 두께 중앙부에서 관찰하였다. Ni기 단결정 초내열합금에서는 용체화 열처리 후 냉각속도가 증가할수록 $\gamma'$ 석출상의 핵생성률이 증가하고 평균 크기가 감소하는 것으로 보고되어 있다^[19]. 따라서 fillet부의 상대적으로 작은 $\gamma'$ 크기는 표면 인접부의 초기 미세조직 특성이 반영된 결과로 해석되며, 이후 운전 중 열이력이 누적되면서 일부 $\gamma'$ 석출상 모서리의 구상화가 진행된 것으로 판단된다.

블레이드의 크리프 파단 특성을 평가하기 위하여 airfoil midspan 영역에서 미소 시험편을 채취하여 응력-파단 시험을 수행하였다. 실제 사용 블레이드에서 채취한 미소 시험편의 형상적 제약으로 인해 크리프 변형률은 측정하지 않았으며, 파단시간(Stress-rupture life)을 기준으로 사용 블레이드의 상대적인 크리프 파단 저항성을 비교하였다. 응력-파단 시험은 760℃/683 MPa, 820℃/535 MPa 및 892℃/372 MPa 조건에서 각각 3회 반복 수행하였으며, 각 시험조건에서 측정된 파단시간을 표 3에 제시하였다. 표 3에서 Blade ID는 시험편이 채취된 블레이드의 식별기호를 나타내며, PS와 SS는 각각 airfoil midspan 단면의 pressure side와 suction side를 의미한다.

응력-파단 시험조건별 평균 파단시간을 기반으로 LMP를 산출하고, 이를 통해 평가 대상 블레이드의 크리프 파단 특성을 비교하였다. LMP는 시험 온도와 파단시간을 하나의 파라미터로 결합하여 서로 다른 시험조건의 크리프 파단 특성을 비교하기 위한 방법으로, 본 연구에서는 일반적인 Ni기 초내열합금에 적용되는 C = 20 조건을 사용하여 LMP를 계산하였다.

사용품 블레이드의 응력-파단 시험 결과와 위치별 미세조직 상태를 반영한 크리프 수명 예측 결과를 비교하기 위하여 JMatPro를 이용하여 LMP 선도를 계산하였다. 실제 미소 응력–파단 시험편이 채취된 airfoil midspan 영역에 대해서는 해당 위치에서 분석한 화학조성과 $\gamma'$ 석출상 크기를 적용하여 실험 결과와 직접 비교하였다. 한편, 본 연구 대상과 같이 누적 운전시간에 비해 기동–정지 횟수가 많은 운전환경에서는 반복적인 열·기계적 하중에 따른 국부 손상과 국부적인 미세조직 열화가 진행되더라도, 블레이드의 전반적인 크리프 수명은 일정 수준 유지될 수 있다. 이에 $\gamma'$ 조대화와 rafting이 가장 뚜렷하게 관찰된 airfoil tip–trailing edge 영역의 크리프 수명 예측 결과를 함께 제시하여, 실제 사용품의 크리프 파단 특성이 어느 수준에 해당하는지를 비교하였다. JMatPro 계산에 적용한 위치별 $\gamma'$ 석출상 크기와 시험조건별 예측 파단시간을 표 4에 나타내었으며, 그림 8에 사용품 블레이드의 응력–파단 시험 결과와 JMatPro 기반 예측 결과를 비교하였다.

Fig. 8. Larson–Miller parameter (LMP) curves comparing the experimental stress-rupture results of the service-exposed first-stage blade with JMatPro-based predictions for airfoil midspan and airfoil tip-trailing edge regions.

실제 응력–파단 시험 결과를 airfoil midspan의 JMatPro 예측 결과와 비교한 결과, 사용품 블레이드의 응력–파단 시험 결과는 전반적으로 예측값보다 낮은 LMP 영역에 위치하였다. 특히 고응력 조건에서 실험값과 예측값의 차이가 상대적으로 크게 나타났으며, 응력이 감소함에 따라 두 결과의 차이는 줄어드는 경향을 보였다. 한편, JMatPro 예측 결과 airfoil tip–trailing edge 영역은 airfoil midspan보다 현저히 낮은 크리프 파단 특성을 나타내었는데, 이는 해당 위치에서 관찰된 $\gamma'$ 조대화를 포함한 열화가 크리프 수명 저하와 관련된 것으로 해석할 수 있다. 이와 함께 사용품 블레이드의 응력–파단 시험 결과는 airfoil tip–trailing edge 영역의 예측 결과보다 높은 LMP 영역에 위치하였으며, 이를 통해 일부 위치에서 국부적인 미세조직 열화가 진행되었음에도 블레이드 전반의 크리프 수명은 일정 수준의 여유를 갖는 것으로 판단된다. 또한, fillet 영역에서 관찰된 균열과 균열 내부 산화 및 일부 위치의 코팅 박리는 블레이드의 국부적인 건전성을 저하시킬 수 있으므로, 사용 적합성 평가 시 우선적으로 고려할 필요가 있다.

4. 결 론

본 연구에서는 유연운전환경에서 기동–정지 횟수(ES)가 증가하여 설계 기준 대비 약 70% 초과 운전된 가스터빈 1단 블레이드 사용품을 대상으로 코팅 열화, 균열 손상, 미세조직 변화 및 응력–파단 시험을 수행하고, LMP 기반 크리프 파단 수명을 분석하였다.

1. TBC 분석 결과, airfoil tip 및 bottom 부위의 trailing edge 영역을 중심으로 국부적인 top coat 박리 및 탈락이 관찰되었다. Top coat가 유지된 영역의 TGO 두께는 전반적으로 낮은 수준이었으며, bond coat의 Al 함량은 두께 방향에 따라 차이를 나타냈으나, 모든 측정 위치에서 문헌에 보고된 $\alpha$-Al₂O₃ 유지 범위보다 높게 분석되었다.

2. Fillet 영역에서는 반경방향 균열 및 원주방향 균열이 다수 관찰되었으며, 균열 내부 SEM-EDS 분석 결과 Al-rich 산화층 및 Cr/Ti 기반 복합 산화물이 확인되었다. 균열 위치 및 산화물 분포 특성을 고려할 때, fillet 균열은 반복적인 기동-정지 운전 중 발생하는 열적·기계적 응력 변화와 관련된 국부 손상으로 판단되며, 균열 성장 과정에서 내부 산화가 진행된 것으로 해석된다.

3. 미세조직 분석 결과, 일부 영역에서 $\gamma'$ 석출상 모서리의 구상화와 airfoil tip–trailing edge 부위에서 국부적인 rafting 구조가 관찰되었다. 그러나 대부분 영역에서는 안정적인 cubic morphology가 유지되어, 위치에 따라 미세조직 변화 정도에 차이가 있는 것으로 나타났다.

4. LMP 기반 크리프 파단 특성 평가 결과, 사용품 블레이드의 airfoil midspan 크리프 파단 특성은 JMatPro 예측값보다 낮게 나타났으나, 국부적인 미세조직 열화가 가장 크게 관찰된 airfoil tip–trailing edge 영역의 예측 결과보다는 높은 수준을 유지하였다.

5. 본 연구 결과, 최근 증가하는 ES 중심 유연운전 환경에서 가스터빈 블레이드에서는 국부적인 균열 손상과 균열 내부의 산화가 주요 손상 특징으로 관찰되었다. 이러한 국부 손상은 블레이드 전반의 크리프 지배 고온 열화가 제한적인 경우에도 사용 블레이드의 건전성 및 사용 적합성 평가 시 우선적으로 고려해야 할 중요한 인자로 판단된다.