JPH021961B2 - - Google Patents

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JPH021961B2
JPH021961B2 JP60276178A JP27617885A JPH021961B2 JP H021961 B2 JPH021961 B2 JP H021961B2 JP 60276178 A JP60276178 A JP 60276178A JP 27617885 A JP27617885 A JP 27617885A JP H021961 B2 JPH021961 B2 JP H021961B2
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JP
Japan
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hub
blade ring
blade
turbine rotor
saddle
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JP60276178A
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JPS61142301A (ja
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Kuraaku Jefurii
Fuingaa Deibido
Banoobaa Ron
Iigan Maiku
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Garrett Corp
Original Assignee
Garrett Corp
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Publication date
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Publication of JPH021961B2 publication Critical patent/JPH021961B2/ja
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/04—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines
    • F01D5/043—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines of the axial inlet- radial outlet, or vice versa, type
    • F01D5/048—Form or construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3061—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by welding, brazing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明はタービンロータおよびその製造方法に
関する。
本発明はガスタービンエンジン等のタービンに
おいて、耐割れ強度、引つ張り強度が高いタービ
ンロータとして有効に利用される。
（従来の技術） ガスタービンエンジンに用いられる半径流型の
タービンロータは極めて高い温度環境、厳しい温
度変化に曝され、且強度の遠心力を受ける。特に
ブレードリングは熱ガス流の中心部に位置してい
て、この影響を直接受けることになり、ブレード
リングの導入先端部が高温に曝される結果亀裂が
入り易くなり、導入先端部の破砕して周囲部材に
当たると、終局的にはタービンが破壊されること
になる。またハブは放射方向に作用する極めて高
い張力を受け、且低サイクル疲労（タービンロー
タが低速度で回転する際当該ロータに加わる力に
よつて生ずる金属疲労）を受けて損傷を来たす。
この場合ブレードリングとハブとに充分な強度を
持たせるため、二重合金構造が取られる。即ちハ
ブが高い引つ張り強度と高い耐低サイクル疲労性
を有する超合金材により作成され、一方タービン
ブレード（エア・ブレード）とリム部を含むブレ
ードリングが超高温において高い耐亀裂性を示す
超合金で作成される。
この二重合金構造は高性能のタービンロータに
おいて採用されることになるが、これはブレード
リングとして最適の特性を有する材料は、ハブに
用いる場合充分に高い引つ張り強度、耐低サイク
ル疲労強度を備えていないことに因る。
米国特許第4335997号には金属粉末により予め
円筒状の鼻部と外方に膨出した円錐状のスカート
部を有するハブが作成された上、ブレードリング
が固定される二種合金製の半径流型タービンロー
タが開示されている。このタービンロータのハブ
の外周面は熱間均衡プレス法によつて鋳造された
ブレードリングに接合される。またブレードリン
グの傾斜はブレードリングとハブとが最適に緊着
されるように設計されている。
（発明が解決しようとする問題点） 通常の、従来のタービンロータの構成では、ブ
レードリングのリム部に形成した鞍状部にクラツ
クが発生する危惧があつた。即ち通常ブレードリ
ングには亀裂が伝播され易い材料で形成され、特
にブレードリングにおけるリム部周部に位置する
鞍状部において充分に金属疲労に対抗し得なかつ
た。
一方上記米国特許第4335997号のタービンロー
タには冷却路が具備されていて、冷却路の無い従
来構成に比べリム部周部の温度は低下するから、
亀裂の伝播が抑止されるものの、この冷却路構成
を採ることにより相当に製造コストが高くなる問
題があり、従つて冷却路構成を具備しない反面、
鞍状部における金属疲労あるいはクラツクの発生
を抑止し得るタービンロータが望まれていた。
しかして本発明の目的はタービンロータの鞍状
部、特にブレードリングの円錐部周面における金
属疲労あるいはクラツクの発生を来たさない、低
コストの二種合金でなる半径流型のタービンロー
タを提供することにある。
また本発明の他の目的は冷却路を有さず、ブレ
ードリングの導入先端部が約2000〓（約1093℃）
までのクラツクの発生に抗力を持つ低コストの二
種合金でなる半径流型のタービンロータを提供す
ることにある。
（問題点を解決するための手段） 本発明によればこの目的は、耐亀裂性の高い第
１の超合金材でなるブレードリングと引つ張り強
度が高く、且耐低サイクル疲労性の高い第２の超
合金材でなるハブを備えた半径流型のタービンロ
ータにおいて、ブレードリングが円筒状の鼻部と
円錐状の後部と放射状外側に突出し、且鞍状部に
よつて互いに分離された複数の薄手のブレードを
有すると共に内側にハブ受け面を有したリム部を
備え、ハブはブレードリングのリム部の鼻部並び
に円錐部の内面に合致されて接合された円筒状の
鼻部と円錐状の後部を有し、且ブレードリングの
リム部の円錐部の一部が（最終仕上げにより）先
細にされて鞍状部においてハブの一部が露呈され
るように設けることにより達成される。
（作用） 上述の構成によればタービンロータはハブの円
錐部周部に対し直径が大な鞍状部を具備すると共
に、熱間均衡プレス法によりハブをブレードリン
グのリム部の内面に接合した後、鞍状部において
ブレードリングのリム部の一部を除去しハブの一
部が露呈せしめるから、ハブ材がブレードリング
材より高い引つ張り強度並びに高い耐低サイクル
疲労性を有していて、鞍状部を介し金属疲労ある
いはクラツクの発生を抑止し得る作用を得れる。
（実施例） 第１図〜第５図を参照するに、本発明によるタ
ービンロータの半径流型（半径方向に作動流体を
流動させる型式）のタービンホイール１には２つ
の主要部材、即ちハブ２と鋳込み成形されたブレ
ードリング３とが包有されており、ハブ２はブレ
ードリング３内に収容され且ハブ２の周面がブレ
ードリング３の内面１８に接合される。ハブ２は
円筒状の鼻部２Ａとほぼ截頭円錐状の後部２Ｂと
を有していて、ブレードリング３内に納収可能に
設けられ、内面１８に緊密に接合される。またハ
ブ２の鼻部側の端面には円筒状の凹所１１が設け
られており、この凹所１１はハブ２への圧力の緩
和と重量軽減作用を果たす。
ブレードリング３はリム部８を備えており、リ
ム部８の滑らかな内面１８がハブ２の鼻部２Ａ並
びに後部２Ｂの外面と緊密に接合され、且リム部
８の外面には複数のタービンブレード５が放射方
向に延設されている。各タービンブレード５はリ
ム部８の大径部に隣接する最外の導入先端部６と
リム部８の最大径部より短径の領域から外側に延
びた導出部７を具備する。またタービンブレード
５にはブレードリング３のリム部８の最大径部側
に隣接して延びる鞍状部４が連接され、タービン
ブレード５はこの鞍状部４によつて相互に離間さ
れる。
上記ハブ２は作動時に高い遠心力を受け、且相
当に高温になるため高い引つ張り強度並びに耐低
サイクル疲労強度を具備させる必要があるが、多
くの場合、強力なアストロイ（Astroloy）金属
粉末材により作成して、超過速度による破砕を来
たす限界点を引き上げ、同時に耐低サイクル疲労
限度を大にせしめることが好ましい。鉄粉材によ
つてハブ２を形成するときは米国ペンシルバニア
州の法人ユニバーサル サイクロープ スペシヤ
リテイ スチール デイビジヨン（Universal
Cyclops Specialty Steel Division）社製のもの
を用い、大気圧下で固化工程を実行して完成品の
形態に予め固化しておくことが望ましい。
ハブ２の円錐部の傾斜即ちリム部８とハブ２と
の当接面上のブレードリング３の内面１８がなす
傾斜は、鞍状部４を介在させてハブ２の引つ張り
強度が高くなるような最適の位置に固定され得る
ように設定される。ハブ２の鼻部２Ａ並びに後部
２Ｂの外面とブレードリング３の内面１８とは約
40RMS（自乗値の平均平方根）の平滑度に仕上げ
る。
上記の強力なアストロイ金属粉末材は米国法人
スペシヤル メタル コーポレーシヨン
（Special Metals Corporation）等において製造
されているようなニツケルをベースとした超合金
材であり、上記ハブ２の作成に当つて有用であ
る。またハブ２の材料としては商標名RENE95、
UDIMET720等の他の耐熱性に富んだ平円盤状材
も使用でき且将来新規に開発される材料も使用で
きよう。更にニツケル超合金以外の超合金も一定
の条件下で使用可能である。ハブ２の鼻部２Ａ並
びに後部２Ｂの外面とブレードリング３の内面１
８とを40RMS即ち紙表面程度に平滑に仕上げる
ことにより、接着剤を塗布して周知の熱間均衡プ
レス法によりハブ２をブレードリング３に緊密に
固着し得る。尚第１図において点線１０は符号８
Ａで示したリム部８の一部を除去した状態におい
て鞍状部４の内側に現れるハブ２の輪郭を表わし
ている。また同図において細かにハツチングを施
した領域２２はハブ２の後部２Ｂが鞍状部４の内
側に現われる状態を表わしている。
またハブ２並びにブレードリング３に対しては
熱間均衡プレス法を施す前に、周知の方法により
合金溶着ビード部をなすような密封リング（図示
せず）あるいは溝（図示せず）を具備させ、ハブ
２とブレードリング３の内面１８との接合面の終
端部２０を密封せしめる。熱間均衡プレス法によ
りハブ２とブレードリング３とを接合することに
よつて、接合面全体に亘り金属拡散結合を実現で
きる。一方終端部２０の密封工程並びに熱間均衡
プレス工程前に周知の清浄工程が行なわれる。尚
熱間均衡プレス法並びにブレードリング３の内面
１８の終端部２０の密封構成自体は当業者に周知
であるから格別説明を要しないであろう。
本発明の一特徴によれば材料の特質を最大限引
き出すように、ブレードリング３並びにハブ２に
対し熱間均衡プレス工程を行なつた後、鞍状部４
近傍のリム部８の一部を切除することにより、リ
ム部８を符号２１に示す如く先細にせしめる。こ
の場合リム部８の一部８Ａを除去し、且符号２２
で示した部分も除去した後、露呈するハブ２の部
分が鞍状部４面と対向することになる。また導入
先端部６の半径方向内側はハブ２と同様に耐低サ
イクル疲労が高く、高引つ張り強度を有するよう
なアストロイ金属粉末材によつて形成する。
鞍状部４は最終的に、特に第２図に符号２５で
示すような彎曲した輪郭を持つように形成され
る。また第２図並びに第５図に符号１４で示す如
く、タービンブレード５の一部が除去される。こ
のとき鞍状部４近傍において符号２２Ａで示すよ
うにハブ２が露出される。また第２図に示す線２
５の上部は第１図に示す点線１０と合致する。尚
第５図に示す符号４′は鞍状部４の一部を線４Ｃ
で示す位置まで除去する領域を示しており、且点
線８Ａはこの領域を除去する前のリム部８の輪郭
を示している。
従つて第５図から明らかなように鞍状部４は切
除されて符号４Ａに示す如く形成されることにな
る。第５図においても第２図と同様に符号２２Ａ
でハブ２の露出領域を示してある。また同図にお
いて点線２１Ａは粉末材でなるハブ２の露出部２
２Ａとブレードリング３との境界部を示してい
る。且同図における点２１は第１図および第２図
における点２１と同一の位置を示している。
第１図の符号８Ａで示す領域はリム部８を作成
した当初ハブ２の後部２Ｂ周部に隣接するリム部
８の延長部であり、上述の除去工程によりリム部
８から除去され、これにより金属粉末でなるハブ
２が鞍状部４内において露呈される。
一方金属粉末でなるハブ２の後部２Ｂを露呈さ
せ得るブレードリング３を簡単には作成できな
い。実際上単にリム部８の一部を除去しただけで
はブレードリング３とハブ２との第５図に示す線
２１Ａに沿う金属拡散接合を達成し得ない。従つ
て本発明の一特徴によれば、タービンブレード５
がタービンリング３の鋳造時に成形される。また
タービンブレード５の導入先端部６は長手の粒子
が半径方向に向くように形成することが好まし
く、当該導入先端部６は約2000〓（約1093℃）ま
での耐熱性を有することになる。また符号２３で
示すタービンブレード５の中間部はタービンリン
グ３を鋳造するMAR−M247超合金材で形成さ
れることが好ましい。また各タービンブレード５
の導出部７は細粒の超合金材で形成されており、
細粒の超合金物質としては熱疲労の少なく、且耐
サイクル疲労強度の高いものが選択され、タービ
ンの作動中に振動により生ずる圧力に高耐性を示
し得る。
更に中間部２３はタービンブレード５の導入先
端部６並びに導出部７間に位置し、高温且高圧に
曝される導入先端部６に仮にクラツク等が生じて
もリム部８に達することを防ぐ。即ち導入先端部
６を、粒子が一方向に向いた材料で形成すること
により、2000〓（約1093℃）までの温度並びにク
ラツクに対し高い耐性を示す。ハブ２に沿つて延
びる中間部２３を細粒の超合金材で形成すること
により、鞍状部４内に露呈するアストロイ金属粉
末材と良好に接合して、鞍状部４に高熱疲労耐力
を与え、且クラツクの発生を有効に防止する。一
方ブレードリング３を細粒の超合金で作成するこ
とにより、所定の耐熱疲労特性並びに高い耐低サ
イクル疲労強度を有する。この場合ブレードリン
グ３の細粒度は全体に亘つて均一に作成する。当
該材料には米国インデイアナ州の法人ホウメツト
タービン（Howmet Turbine）社の商標名
GRAINEXを用いることができる。
熱間均衡プレス工程（通常熱間均衡プレス工程
は好適な熱間均衡プレス機内において1975〜2300
〓（約1079〜1260℃）のアルゴン雰囲気中で
15000〜20000psiの圧力を１時間〜３時間加え、
ハブ２とブレードリング３間を金属拡散結合せし
めるように実行する）の後、種々の加熱処理を行
なうことによりブレードリング３とハブ２の物理
的特性を最大にし得る。例えばタービンロータを
真空又はアルゴン雰囲気中で２〜４時間1900〜
2300〓（約1079〜1260℃）まで加熱し、次にガス
の導入によつて毎分100〓（約38℃）以上の低下
速度で約180〓（約82℃）まで急冷して焼入れし、
更に毎分75〓（約29℃）以上の速度で1200〓（約
649℃）まで急冷する。次にタービンロータを
1500〜1700〓（約816〜927℃）の大気あるいは空
気とアルゴンとの混合気中に６〜８時間置いた後
冷却して室温まで降温する。
その後再びタービンロータを1600〜1800〓（約
871〜982℃）の大気あるいは空気とアルゴンとの
混合気中に２〜４時間置いた後冷却して室温まで
下げる。次いで1000〜1200〓（約538〜649℃）の
大気あるいは空気とアルゴンとの混合気中に20〜
24時間置いた後冷却して室温まで下げる。更に最
終的に1200〜1400〓（約649〜760℃）の大気ある
いは空気とアルゴンとの混合気中に６〜８時間置
いた後冷却して室温まで下げることにより熱処理
を完了する。当業者においては異種の合金を接合
してなるタービンロータの特性を最大限になすよ
うに、上述の熱処理以外の各様の熱処理工程を採
用できよう。また第１図のタービンリング３には
ホウメツトタービン社の商標名MAR−M247材
を用いて鋳造できる。
尚本発明においては多様の設計変更が可能であ
る。例えばグレードリング３はその導入先端部６
を単一の結晶構造を持つように鋳造してもよい。
（発明の効果） 上述の如く構成された本発明によるタービンロ
ータにおいては極めて高度に安定した運転性を備
え、高い引張り強度並びに耐低サイクル疲労性を
有する反面低廉にでき、特にタービンブレード間
に位置する領域における熱疲労を確実に抑止でき
る等々の顕著な効果を達成する。
本発明の実施態様を以下に簡潔に記載する。
１ ブレードリングとハブとを備えるタービンロ
ータにおいて、ブレードリングが第１の超合金
材でなり、実質的に円筒状の鼻部と円錐状の後
部を持つハブ受け面を有したリム部を備え、且
リム部から延び、間に鞍状部を区画する複数の
ブレードを有し、ハブは高い引張り強度を有す
る第２の超合金材でなり、実質的に円筒状の鼻
部と円錐状の後部を有し、ブレードリングの鼻
部と後部内に収容可能に設けられ、ハブ受け面
に接合され、且ハブの後部の一部が鞍状部にお
いて露呈されてなることを特徴とするタービン
ロータ。
２ リム部の一部の厚さが、鼻部の周部からハブ
の露呈部に沿う位置に向つて先細にされてなる
上記第１項記載のタービンロータ。
３ ブレードリングの各ブレードの外側の導入先
端部は放射方向への方向性を持つ材料でなる上
記第２項記載のタービンロータ。
４ 第１の超合金材が実質的に2000〓（約1093
℃）までの高い耐亀裂性を有し、第２の超合金
材が高い引張り強度と実質的に1400〓（760℃）
まで耐低サイクル疲労性を有する上記第３項記
載のタービンロータ。
５ ブレードリングとハブとを備えるタービンロ
ータにおいて、ブレードリングが実質的に2000
〓（約1093℃）までの高い耐亀裂性を有する第
１の超合金材で鋳造物でなり、実質的に円筒状
の鼻部と円錐状の後部を持つ内側のハブ受け面
を有するリム部を備え、且リム部から外側に延
び、間に鞍状部を区画する複数の薄手のブレー
ドを有し、ハブは実質的に1400〓（760℃）ま
で高い引張り強度と耐低サイクル疲労性を有す
る第２の超合金材で形成され、実質的に円筒状
の鼻部と円錐状の後部を有し、ブレードリング
の鼻部と後部内に収容可能に設けられ、受け面
に接合され、且ハブの後部の一部が鞍状部の中
央最上部において露呈され、リム部の一部の厚
さが鼻部の周部からハブの露呈部に沿う位置に
向つて先細にされてなることを特徴とするター
ビンロータ。
６ 高い耐亀裂性を有する第１の超合金材でな
り、鼻部と円錐状の後部を持つ内側の面を有し
たリム部を備え、且リム部から外側に突出し、
且鞍状部によつて分離された複数の薄手の刃部
を有するタービンブレードを準備する工程と、
高い引張り力を有する第２の超合金材でなり、
鼻部と円錐状の後部を有するハブを準備する工
程と、ハブをブレードリング内に収容する工程
と、ハブとブレードリングを接着する工程と、
鞍状部においてブレードリングの一部を除去し
てハブを露呈させる工程とを包有してなるター
ビンロータの製造方法。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明によるタービンロータの一実施
例における除去作業前の断面図、第２図は同除去
作業後の断面図、第３図は同組立て前の分解斜視
図、第４図は同組立て後の斜視図、第５図は同部
分拡大斜視図である。 １……タービンホイール、２……ハブ、２Ａ…
…鼻部、２Ｂ……後部、３……ブレードリング、
４……鞍状部、５……タービンブレード、６……
導入先端部、７……導出部、８……リム部、１０
……点線、１１……凹所、１４……タービンブレ
ード５の一部、１８……タービンリング３の内
面、２０……終端部、２１……点、２２……ハブ
８の小部分、２３……中間部、２５……線。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ブレードリングとハブとを備えるタービンロ
    ータにおいて、ブレードリングが耐亀裂性を有す
    る第１の超合金材でなり、実質的に円筒状の鼻部
    と円錐状の後部を持つ内側のハブ受け面を有した
    リム部を具備し、且リム部から外側に延び、間に
    鞍状部を区画する複数の薄手のブレードを有し、
    ハブは高い引つ張り強度と耐低サイクル疲労性を
    有する第２の超合金材でなり、実質的に円筒状の
    鼻部と円錐状の後部を有し、ブレードリングの鼻
    部と後部内に収容可能に設けられ、ハブ受け面に
    接合され、且ハブの後部の一部が鞍状部において
    露呈されてなることを特徴とするタービンロー
    タ。 ２ リム部の一部の厚さが、円筒状の鼻部の周部
    からハブの露呈部に沿う位置に向つて先細にされ
    てなる特許請求の範囲第１項記載のタービンロー
    タ。 ３ 複数の薄手のブレードは非冷却構成である特
    許請求の範囲第２項記載のタービンロータ。 ４ ブレードの外側の導入先端部は放射方向への
    方向性を持つ材料でなる特許請求の範囲第２項記
    載のタービンロータ。 ５ ブレードの導出部は細粒の材料でなる特許請
    求の範囲第４項記載のタービンロータ。 ６ ブレードは方向性を持つ細粒でなる部分とブ
    レードリングの基部間に位置する中間部とを有し
    てなる特許請求の範囲第５項記載のタービンロー
    タ。 ７ ブレードリング全体が細粒材料でなる特許請
    求の範囲第２項記載のタービンロータ。 ８ ハブが強力なアストロイ金属粉末でなる特許
    請求の範囲第２項記載のタービンロータ。 ９ ブレードがニツケル超合金材で鋳造されてな
    る特許請求の範囲第８項記載のタービンロータ。 １０ 第１の超合金材が実質的に2000〓（約1093
    ℃）までの高い耐亀裂性を有し、第２の超合金材
    が高い引つ張り強度と実質的に1400〓（760℃）
    まで耐低サイクル疲労性を有する特許請求の範囲
    第９項記載のタービンロータ。 １１ ハブが鞍状部の中央部において露呈されて
    なる特許請求の範囲第８項記載のタービンロー
    タ。 １２ 所定の温度まで高い耐亀裂性を有する第１
    の超合金材でなるブレードリングを準備し、ブレ
    ードリングに円筒状の鼻部と円錐状の後部を持つ
    内側面を有したリム部を具備させ、且リム部から
    外側に延び、間に鞍状部を区画する複数の薄手の
    ブレードを形成する工程と、所定の温度まで高い
    引つ張り強度と耐低サイクル疲労性を有する第２
    の超合金材でなるハブを準備し、円筒状の鼻部と
    円錐状の後部を具備させる工程と、ハブをブレー
    ドリング内に収容させ、ハブの円筒状の鼻部と円
    錐状の後部を夫々ブレードリングの円筒状の鼻部
    と円錐状の後部内に着座させる工程と、ハブとブ
    レードリングを熱間均衡プレス法により接着する
    工程と、鞍状部においてリム部の一部を除去しハ
    ブの一部を露呈させる工程とを包有してなるター
    ビンロータの製造方法。 １３ ハブを準備する工程においてはハブの円錐
    状の後部の外周部に一定量の第２の超合金物質を
    用い、その一部分をハブの一部を露出させるとき
    除去する領域を形成してなる特許請求の範囲第１
    ２項記載の方法。 １４ ブレードリングを準備する工程においては
    第１の超合金でタービンブレードの刃部の外側部
    に放射方向の方向性を持つ領域を鋳造してなる特
    許請求の範囲第１３項記載の方法。 １５ ブレードリングを準備する工程においては
    第１の超合金でタービンブレードの刃部の内側部
    に細粒領域を鋳造し、同時に刃部の外側部と内側
    部との間の中間領域に別の粒子領域を形成してな
    る特許請求の範囲第１４項記載の方法。 １６ 第１の超合金材によりブレードリング全体
    を細粒構造にしてなる特許請求の範囲第１３項記
    載の方法。 １７ アストロイ金属粉末を予め固化してハブを
    形成してなる特許請求の範囲第１５項記載の方
    法。 １８ 第１の所定の温度が実質的に2000〓（約
    1093℃）であり、第２の所定の温度が実質的に
    1400〓（760℃）である特許請求の範囲第１７項
    記載の方法。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021125172A1 (ja) 2019-12-20 2021-06-24 正通 亀井 耐洪水塀を備えた耐水害施設
WO2021177028A1 (ja) 2020-03-04 2021-09-10 株式会社ランドビジネス 広域電力供給システム

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4819885A (en) * 1985-01-31 1989-04-11 Microfuel Corporation Means of pneumatic comminution
US4819884A (en) * 1985-01-31 1989-04-11 Microfuel Corporation Means of pneumatic comminution
US4923124A (en) * 1985-01-31 1990-05-08 Microfuel Corporation Method of pneumatic comminution
US4824031A (en) * 1985-01-31 1989-04-25 Microfuel Corporation Means of pneumatic comminution
US4907947A (en) * 1988-07-29 1990-03-13 Allied-Signal Inc. Heat treatment for dual alloy turbine wheels
US5061154A (en) * 1989-12-11 1991-10-29 Allied-Signal Inc. Radial turbine rotor with improved saddle life
CA2030427A1 (en) * 1989-12-19 1991-06-20 Jonathan S. Stinson Method of enhancing bond joint structural integrity of spray cast articles
US5277541A (en) * 1991-12-23 1994-01-11 Allied-Signal Inc. Vaned shroud for centrifugal compressor
US5273708A (en) * 1992-06-23 1993-12-28 Howmet Corporation Method of making a dual alloy article
GB9325135D0 (en) * 1993-12-08 1994-02-09 Rolls Royce Plc Manufacture of wear resistant components
US5593085A (en) * 1995-03-22 1997-01-14 Solar Turbines Incorporated Method of manufacturing an impeller assembly
RU2175069C2 (ru) * 1996-02-29 2001-10-20 Сименс Акциенгезелльшафт Вал турбины и способ его получения
US6325871B1 (en) 1997-10-27 2001-12-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of bonding cast superalloys
CA2307471A1 (en) * 1997-10-27 1999-05-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of bonding cast superalloys
US6511294B1 (en) 1999-09-23 2003-01-28 General Electric Company Reduced-stress compressor blisk flowpath
US6524070B1 (en) 2000-08-21 2003-02-25 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6499953B1 (en) 2000-09-29 2002-12-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual flow impeller
US6471474B1 (en) 2000-10-20 2002-10-29 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6553763B1 (en) * 2001-08-30 2003-04-29 Caterpillar Inc Turbocharger including a disk to reduce scalloping inefficiencies
EP1424465A4 (en) * 2001-09-03 2010-05-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd HYBRID ROTOR; PROCESS FOR PREPARING A HYBRID ROTOR; AND GAS TURBINE
JP3462870B2 (ja) * 2002-01-04 2003-11-05 三菱重工業株式会社 ラジアルタービン用羽根車
US7416697B2 (en) 2002-06-14 2008-08-26 General Electric Company Method for preparing a metallic article having an other additive constituent, without any melting
US6935840B2 (en) * 2002-07-15 2005-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Low cycle fatigue life (LCF) impeller design concept
US7384596B2 (en) * 2004-07-22 2008-06-10 General Electric Company Method for producing a metallic article having a graded composition, without melting
US7531021B2 (en) 2004-11-12 2009-05-12 General Electric Company Article having a dispersion of ultrafine titanium boride particles in a titanium-base matrix
US20060239825A1 (en) * 2005-04-21 2006-10-26 Honeywell International Inc. Bi-cast blade ring for multi-alloy turbine rotor
EP1717414A1 (de) * 2005-04-27 2006-11-02 ABB Turbo Systems AG Turbinenrad
EP1873400A1 (en) * 2006-06-30 2008-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Impeller and method of producing the same
US9114488B2 (en) * 2006-11-21 2015-08-25 Honeywell International Inc. Superalloy rotor component and method of fabrication
US8262817B2 (en) * 2007-06-11 2012-09-11 Honeywell International Inc. First stage dual-alloy turbine wheel
EP2022987A1 (en) * 2007-07-27 2009-02-11 Napier Turbochargers Limited Impeller and method of producing the same
US8292501B1 (en) * 2008-05-13 2012-10-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbopump with cavitation detection
US8397506B1 (en) * 2009-06-03 2013-03-19 Steven A. Wright Turbo-alternator-compressor design for supercritical high density working fluids
IT1399883B1 (it) 2010-05-18 2013-05-09 Nuova Pignone S R L Girante incamiciata con materiale funzionale graduato e metodo
US8794914B2 (en) 2010-11-23 2014-08-05 GM Global Technology Operations LLC Composite centrifugal compressor wheel
US20130004316A1 (en) * 2011-06-28 2013-01-03 Honeywell International Inc. Multi-piece centrifugal impellers and methods for the manufacture thereof
US8956700B2 (en) 2011-10-19 2015-02-17 General Electric Company Method for adhering a coating to a substrate structure
US8408446B1 (en) 2012-02-13 2013-04-02 Honeywell International Inc. Methods and tooling assemblies for the manufacture of metallurgically-consolidated turbine engine components
US9033670B2 (en) 2012-04-11 2015-05-19 Honeywell International Inc. Axially-split radial turbines and methods for the manufacture thereof
US9534499B2 (en) * 2012-04-13 2017-01-03 Caterpillar Inc. Method of extending the service life of used turbocharger compressor wheels
US9115586B2 (en) 2012-04-19 2015-08-25 Honeywell International Inc. Axially-split radial turbine
US9476305B2 (en) 2013-05-13 2016-10-25 Honeywell International Inc. Impingement-cooled turbine rotor
US9714577B2 (en) 2013-10-24 2017-07-25 Honeywell International Inc. Gas turbine engine rotors including intra-hub stress relief features and methods for the manufacture thereof
US20160010469A1 (en) * 2014-07-11 2016-01-14 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid manufacturing for rotors
US10040122B2 (en) 2014-09-22 2018-08-07 Honeywell International Inc. Methods for producing gas turbine engine rotors and other powdered metal articles having shaped internal cavities
US9938834B2 (en) 2015-04-30 2018-04-10 Honeywell International Inc. Bladed gas turbine engine rotors having deposited transition rings and methods for the manufacture thereof
US10294804B2 (en) 2015-08-11 2019-05-21 Honeywell International Inc. Dual alloy gas turbine engine rotors and methods for the manufacture thereof
US10036254B2 (en) 2015-11-12 2018-07-31 Honeywell International Inc. Dual alloy bladed rotors suitable for usage in gas turbine engines and methods for the manufacture thereof
US12503773B2 (en) * 2023-02-20 2025-12-23 Spirit Aerosystems, Inc. Method to produce void-free ferrous and non-ferrous aerospace structural castings

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3124452A (en) * 1964-03-10 figure
US2174380A (en) * 1938-04-01 1939-09-26 Gen Electric Method of making elastic fluid turbines
US2429324A (en) * 1943-12-30 1947-10-21 Meisser Christian Rotor for centrifugal compressors
US2585973A (en) * 1948-04-01 1952-02-19 Thompson Prod Inc Milling machine and method for impeller wheel manufacture
US2922619A (en) * 1954-03-15 1960-01-26 Chrysler Corp Turbine wheel assembly
US2888244A (en) * 1956-05-24 1959-05-26 Thompson Ramo Wooldridge Inc Fluid directing member
US2913819A (en) * 1957-08-26 1959-11-24 American Hardware Corp Powdered metal armature
US3342455A (en) * 1964-11-24 1967-09-19 Trw Inc Article with controlled grain structure
GB1225928A (ja) * 1968-10-03 1971-03-24
US3598169A (en) * 1969-03-13 1971-08-10 United Aircraft Corp Method and apparatus for casting directionally solidified discs and the like
GB1302036A (ja) * 1969-06-26 1973-01-04
US3700023A (en) * 1970-08-12 1972-10-24 United Aircraft Corp Casting of directionally solidified articles
CH544217A (de) * 1971-04-08 1973-11-15 Bbc Sulzer Turbomaschinen Gasturbinenschaufel
US3915761A (en) * 1971-09-15 1975-10-28 United Technologies Corp Unidirectionally solidified alloy articles
US3927952A (en) * 1972-11-20 1975-12-23 Garrett Corp Cooled turbine components and method of making the same
US3940268A (en) * 1973-04-12 1976-02-24 Crucible Inc. Method for producing rotor discs
US3897815A (en) * 1973-11-01 1975-08-05 Gen Electric Apparatus and method for directional solidification
US3939895A (en) * 1974-11-18 1976-02-24 General Electric Company Method for casting directionally solidified articles
US4184900A (en) * 1975-05-14 1980-01-22 United Technologies Corporation Control of microstructure in cast eutectic articles
US4063939A (en) * 1975-06-27 1977-12-20 Special Metals Corporation Composite turbine wheel and process for making same
US4097276A (en) * 1975-07-17 1978-06-27 The Garrett Corporation Low cost, high temperature turbine wheel and method of making the same
US4096615A (en) * 1977-05-31 1978-06-27 General Motors Corporation Turbine rotor fabrication
US4152816A (en) * 1977-06-06 1979-05-08 General Motors Corporation Method of manufacturing a hybrid turbine rotor
US4240495A (en) * 1978-04-17 1980-12-23 General Motors Corporation Method of making cast metal turbine wheel with integral radial columnar grain blades and equiaxed grain disc
US4186473A (en) * 1978-08-14 1980-02-05 General Motors Corporation Turbine rotor fabrication by thermal methods
US4190094A (en) * 1978-10-25 1980-02-26 United Technologies Corporation Rate controlled directional solidification method
US4270256A (en) * 1979-06-06 1981-06-02 General Motors Corporation Manufacture of composite turbine rotors
US4335997A (en) * 1980-01-16 1982-06-22 General Motors Corporation Stress resistant hybrid radial turbine wheel
CA1156562A (en) * 1980-06-23 1983-11-08 George S. Hoppin, Iii Dual alloy turbine wheels
US4850802A (en) * 1983-04-21 1989-07-25 Allied-Signal Inc. Composite compressor wheel for turbochargers
US4529452A (en) * 1984-07-30 1985-07-16 United Technologies Corporation Process for fabricating multi-alloy components

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021125172A1 (ja) 2019-12-20 2021-06-24 正通 亀井 耐洪水塀を備えた耐水害施設
WO2021177028A1 (ja) 2020-03-04 2021-09-10 株式会社ランドビジネス 広域電力供給システム

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Publication number Publication date
EP0184934B1 (en) 1988-11-23
IL77235A (en) 1992-01-15
EP0184934A1 (en) 1986-06-18
CA1235069A (en) 1988-04-12
JPS61142301A (ja) 1986-06-30
DE3566429D1 (en) 1988-12-29
US4659288A (en) 1987-04-21

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