JPH03215644A - ガスタービン翼用耐熱鋳造合金 - Google Patents
ガスタービン翼用耐熱鋳造合金Info
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- JPH03215644A JPH03215644A JP844990A JP844990A JPH03215644A JP H03215644 A JPH03215644 A JP H03215644A JP 844990 A JP844990 A JP 844990A JP 844990 A JP844990 A JP 844990A JP H03215644 A JPH03215644 A JP H03215644A
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明はガスタービン翼用耐熱鋳造合金に関し、更に詳
しくはガスタービン、ジエ”／トエンジンの高温部品（
タービン静翼）に適用されるＣｏ基耐熱鋳造合金に関す
る。
しくはガスタービン、ジエ”／トエンジンの高温部品（
タービン静翼）に適用されるＣｏ基耐熱鋳造合金に関す
る。
〔従来の技術］
ガスタービン、ジェットエンジンのタービン静翼にはＣ
Ｏ基耐熱合金製精密鋳造品が使用されている。ガスター
ビン、ジェットエンジンの性能向上のためには入口ガス
温度を高める必要があり、このため、静翼については冷
却構造と使用する合金の高温強度改善の両面からの開発
が鋭意なされてきた。
Ｏ基耐熱合金製精密鋳造品が使用されている。ガスター
ビン、ジェットエンジンの性能向上のためには入口ガス
温度を高める必要があり、このため、静翼については冷
却構造と使用する合金の高温強度改善の両面からの開発
が鋭意なされてきた。
従来、静翼用鋳造合金として、第１表に示す合金が使用
されている。
されている。
ｘ−４０、Ｘ−４５は古くから使用されている合金であ
り、ＦＳＸ− ４１４はＣｒ含有量を高くし耐食性・耐
酸化性を改善した合金であり、ＭａｒＭ５０９はＣを多
く添加するとともに、Ｔａ， Ｔｉを添加し高温強度を
改善した合金である。
り、ＦＳＸ− ４１４はＣｒ含有量を高くし耐食性・耐
酸化性を改善した合金であり、ＭａｒＭ５０９はＣを多
く添加するとともに、Ｔａ， Ｔｉを添加し高温強度を
改善した合金である。
上述のとおり、入口ガス温度が高くなるに伴い、これら
の改善を図った既存合金でも高温強度あるいは耐食・耐
酸化性の点で要求を満たすことができず、高温強度と耐
食・耐酸化性の両面について、すぐれた特性を有する合
金が要求されている。
の改善を図った既存合金でも高温強度あるいは耐食・耐
酸化性の点で要求を満たすことができず、高温強度と耐
食・耐酸化性の両面について、すぐれた特性を有する合
金が要求されている。
上述したように、ガスタービン、ジェットエンジンのタ
ービン静翼にはＣＯ基耐熱鋳造合金による精密鋳造品が
使用されている。しかし既存合金ではガスタービン入口
ガス温度が上昇するに伴い、特性を改善した高Ｃｒ，
Ｃｏ基耐熱鋳造合金でも高温強度が不足しており、高Ｃ
． Ｔａ， Ｔｉ添加Ｃｏ基耐熱鋳造合金ではＣｒ量が
低いために、耐食・耐酸化性が不足し寿命が短かい。
ービン静翼にはＣＯ基耐熱鋳造合金による精密鋳造品が
使用されている。しかし既存合金ではガスタービン入口
ガス温度が上昇するに伴い、特性を改善した高Ｃｒ，
Ｃｏ基耐熱鋳造合金でも高温強度が不足しており、高Ｃ
． Ｔａ， Ｔｉ添加Ｃｏ基耐熱鋳造合金ではＣｒ量が
低いために、耐食・耐酸化性が不足し寿命が短かい。
本発明は上記技術水準に鑑み、高温強度が高く、かつ耐
食・耐酸化性に優れたＣｏ基耐熱鋳造合金を提供しよう
とするものである。
食・耐酸化性に優れたＣｏ基耐熱鋳造合金を提供しよう
とするものである。
本発明は高温強度が高く、かつ耐食・耐酸化性に優れた
Ｃｏ基耐熱鋳造合金を得るために、次の手段を採用した
。
Ｃｏ基耐熱鋳造合金を得るために、次の手段を採用した
。
（１）溶接性を損わない範囲内で高Ｃとし、炭化物の析
出量を多くして強度向上を図った。炭化物形成元素とし
てＣｒの他に、Ｔａ， Ｔｉ， Ｗを添加し、これらの
元素の炭化物による析出硬化を狙った。
出量を多くして強度向上を図った。炭化物形成元素とし
てＣｒの他に、Ｔａ， Ｔｉ， Ｗを添加し、これらの
元素の炭化物による析出硬化を狙った。
（２）炭化物の析出硬化以外にＷによる固溶体強化を図
り、高温強度向上を狙った。
り、高温強度向上を狙った。
（３）耐食・耐酸化性の向上は、Ｃｒ添加により図った
が、組織安定性の点から許容される範囲内で多く添加し
た。又Ｌａを添加し、より耐酸化性の向上を図った。
が、組織安定性の点から許容される範囲内で多く添加し
た。又Ｌａを添加し、より耐酸化性の向上を図った。
（４） Ｎｉは基質の才一ステナイト （ＦＣＣ）安
定化のために添加した。
定化のために添加した。
（５）又Ａ１を少量添加することにより、一層の耐酸化
性の改善を図った。
性の改善を図った。
すなわち、本発明は重量％で、Ｃｒ：２５〜３２％、Ｎ
ｌ：６〜１２％、Ｗ：６〜８％、Ｔａ：２〜５％： Ｔ
ｉ ： ０． １〜０．３％、Ｃ：０．４５〜０．６％
およびＬａ： ０． ０ ２ 〜０． ２％、Ａ１：０
．０１〜０，２％の１種又は２種、残部ＣＯおよび不可
避的不純物よりなるガスタービン翼用耐熱鋳造合金であ
る。
ｌ：６〜１２％、Ｗ：６〜８％、Ｔａ：２〜５％： Ｔ
ｉ ： ０． １〜０．３％、Ｃ：０．４５〜０．６％
およびＬａ： ０． ０ ２ 〜０． ２％、Ａ１：０
．０１〜０，２％の１種又は２種、残部ＣＯおよび不可
避的不純物よりなるガスタービン翼用耐熱鋳造合金であ
る。
本発明の対象となるＣｏ基耐熱鋳造合金の組成は第２表
に示す化学組成範囲のものであり、その組成範囲限定理
由を以下に述べる。
に示す化学組成範囲のものであり、その組成範囲限定理
由を以下に述べる。
Ｃｒ；耐腐食性及び耐酸化性の点より是非必要な元素で
ある。又炭化物形成元素であり、炭化物を形成し高温強
度を得るためにも必要な元素である。特に、陸用ガスタ
ービン静翼に使用するにあたっては、燃料の多様性の点
から航空機エンジンの静翼以上に高温での耐腐食性が要
求される。なお、静翼には冷却のためのインサート等の
付属部品が溶接されるので、溶接性も静翼用合金に要求
される特性である。これらの点よりＣｒは２５％以上必
要である。一方、あまり多すぎると高温長時間使用によ
る組織安定性に欠け、又溶接性が低下するので、３２％
以下とした。
ある。又炭化物形成元素であり、炭化物を形成し高温強
度を得るためにも必要な元素である。特に、陸用ガスタ
ービン静翼に使用するにあたっては、燃料の多様性の点
から航空機エンジンの静翼以上に高温での耐腐食性が要
求される。なお、静翼には冷却のためのインサート等の
付属部品が溶接されるので、溶接性も静翼用合金に要求
される特性である。これらの点よりＣｒは２５％以上必
要である。一方、あまり多すぎると高温長時間使用によ
る組織安定性に欠け、又溶接性が低下するので、３２％
以下とした。
Ｎｌ；基質のオーステナイ｝ （ＦＣＣ）安定化元素で
あり、又、加工性を改善する元素である。この点より６
％以上必要である。あまり多すぎるとＣｏ基耐熱合金の
特徴である耐熱疲労特性、耐硫化性が低下するため、１
２％以下とした。
あり、又、加工性を改善する元素である。この点より６
％以上必要である。あまり多すぎるとＣｏ基耐熱合金の
特徴である耐熱疲労特性、耐硫化性が低下するため、１
２％以下とした。
Ｗ；固溶体強化元素であり、Ｃｏ基耐熱合金の高温強度
を確保するためには是非必要な元素である。又一部は炭
化物を形成し強度向上に寄与する。あまり多く添加する
と高温長時間使用による組織安定性に欠け、又延性を損
なうので６〜８％とした。
を確保するためには是非必要な元素である。又一部は炭
化物を形成し強度向上に寄与する。あまり多く添加する
と高温長時間使用による組織安定性に欠け、又延性を損
なうので６〜８％とした。
Ｔａ；固溶体強化元素であるとともに炭化物形成元素で
ある。高Ｃ添加Ｃｏ基耐熱合金でＣｒ及びＷによる炭化
物形成のみでは耐食・耐酸化に有効にｍ＜Ｃｒあるいは
固溶体強化に有効に働くＷが少なくなるので、Ｔａを添
加し、Ｃｒ， Ｗが本来の効果を発揮できるように添加
した。あまり多く添加すると延性を損なうので２〜５％
とした。
ある。高Ｃ添加Ｃｏ基耐熱合金でＣｒ及びＷによる炭化
物形成のみでは耐食・耐酸化に有効にｍ＜Ｃｒあるいは
固溶体強化に有効に働くＷが少なくなるので、Ｔａを添
加し、Ｃｒ， Ｗが本来の効果を発揮できるように添加
した。あまり多く添加すると延性を損なうので２〜５％
とした。
Ｔ１；炭化物形成元素であり微細な炭化物を形成し、高
温強度向上に有効な元素である。Ｔａと複合添加により
、より一層の高温強度向上を狙ったものである。あまり
多く添加すると延性を損ない、又高温強度もあまり変わ
らないので０．１〜０．３％とした。
温強度向上に有効な元素である。Ｔａと複合添加により
、より一層の高温強度向上を狙ったものである。あまり
多く添加すると延性を損ない、又高温強度もあまり変わ
らないので０．１〜０．３％とした。
Ｌａ；Ｌａの酸化物は緻密であり耐酸化性に富むスケー
ルを形成する。したがって、少量の添加で著しく耐酸化
性が向上するが、このためには０．０２％以上必要であ
る。しかし、Ｌａは高価な元素であるので０．２％以下
とした。
ルを形成する。したがって、少量の添加で著しく耐酸化
性が向上するが、このためには０．０２％以上必要であ
る。しかし、Ｌａは高価な元素であるので０．２％以下
とした。
Ｃ；炭化物形成元素であり炭化物を形成し、強度に寄与
する。優れた高温強度を確保するためには、０．４５％
以上必要である。しかし、多すぎると延性が著しく低下
し、溶接性が悪くなるので０．６％以下とした。
する。優れた高温強度を確保するためには、０．４５％
以上必要である。しかし、多すぎると延性が著しく低下
し、溶接性が悪くなるので０．６％以下とした。
Ａ１；緻密な留化皮膜を形成し耐酸化性向上に寄与する
ので、Ａ１を少量添加（概ね０． ５％以下）してもよ
いが、しａを添加しているのでＡＩをあえて添加しなく
てもよい。Ｌａを添加しない場合は０．０１〜０．２％
必要である。
ので、Ａ１を少量添加（概ね０． ５％以下）してもよ
いが、しａを添加しているのでＡＩをあえて添加しなく
てもよい。Ｌａを添加しない場合は０．０１〜０．２％
必要である。
なお、ＬａとＡ１の両者を添加すれば一層の効果が発揮
される。
される。
２ｒ， Ｂ ；粒界デントライト境界を強化し、高温強
度向上に寄与するので、２ｒを少量（０．５％以下）
Ｂを少量（０．０２％以下）添加してもよい。
度向上に寄与するので、２ｒを少量（０．５％以下）
Ｂを少量（０．０２％以下）添加してもよい。
残りはＣｏであるが、工業的に不可避な不純物元素、例
えば、Ｆｅ， Ｓｉ、ＭｎＳＰ， Ａｇ等はできる限り
低いことが望ましい。
えば、Ｆｅ， Ｓｉ、ＭｎＳＰ， Ａｇ等はできる限り
低いことが望ましい。
第１表に示す化学成分を有する供試材（φ２５×２００
βｍｍ）を高周波溶解炉にて溶製した。
βｍｍ）を高周波溶解炉にて溶製した。
供試材■〜■は本発明合金であり、供試材■（ ＦＳＸ
４１４相当材）及び供試材■（Ｍａｒ Ｍ５０９相当材
）は比較材である。供試材■以外は溶製後、そのまま試
験に供した。一方、供試材■は溶製後、１１５０℃×４
時間保持、その後９２７℃まで炉冷、この温度で１０時
間保持後、空冷なる熱処理を施こし試験に供した。
４１４相当材）及び供試材■（Ｍａｒ Ｍ５０９相当材
）は比較材である。供試材■以外は溶製後、そのまま試
験に供した。一方、供試材■は溶製後、１１５０℃×４
時間保持、その後９２７℃まで炉冷、この温度で１０時
間保持後、空冷なる熱処理を施こし試験に供した。
次に、溶製のまま材あるいは熱処理材より引張試験片（
平行部直径ｄ ＝ ６ ｍｍφ） クリープ破断試験片
（平行部直径ｄ ＝ ６ ｍｍφ）、腐食試験片（ １
５ Ｘ ３ ０ ｘ ２ ｔｍｍ）及び酸化試験片（
１ ５ Ｘ ３ ０ Ｘ ２ ｔｍｍ）を加工した。
平行部直径ｄ ＝ ６ ｍｍφ） クリープ破断試験片
（平行部直径ｄ ＝ ６ ｍｍφ）、腐食試験片（ １
５ Ｘ ３ ０ ｘ ２ ｔｍｍ）及び酸化試験片（
１ ５ Ｘ ３ ０ Ｘ ２ ｔｍｍ）を加工した。
上述の試験片を用いて以下の試験を行なった。
引張試験は８５０℃で行なった。その結果を第４表に示
す。
す。
第４表に示すとおり、供試材■〜■の引張性質は比較材
である供試材■〜■のそれに比べ、０．２％酎力及び引
張強さは供試材■よりやや高く、供試材■よりやや低い
傾向にある。一方、伸び、絞りについては供試材間で大
差はない。
である供試材■〜■のそれに比べ、０．２％酎力及び引
張強さは供試材■よりやや高く、供試材■よりやや低い
傾向にある。一方、伸び、絞りについては供試材間で大
差はない。
クリープ破断試験を温度９８０℃、応力１１．３ｋｇ／
ｍｍ２なる条件下で行なった。その結果も第４表に併せ
て示す。第４表に示すとおり、供試材■〜■（本発明合
金）の破断時間は５４〜７５時間であるのに対し、比較
材である供試材■のそれは１．７時間で著しく弱く、供
試材■のそれは８０時間であり強かった。一方、伸び、
絞りについては、供試材■〜■及び■の間で有意差はな
く、供試材■は高い値で延性に富む合金であった。
ｍｍ２なる条件下で行なった。その結果も第４表に併せ
て示す。第４表に示すとおり、供試材■〜■（本発明合
金）の破断時間は５４〜７５時間であるのに対し、比較
材である供試材■のそれは１．７時間で著しく弱く、供
試材■のそれは８０時間であり強かった。一方、伸び、
絞りについては、供試材■〜■及び■の間で有意差はな
く、供試材■は高い値で延性に富む合金であった。
このようなクリープ破断性質の差は、化学成分によるも
のと考えられる。即ち、供試材■はＴａＳＴｉが添加さ
れておらず、又、Ｃ添加量も少ないために、炭化物の析
出硬化及び固溶強化の寄与が少なく、強度が弱くなった
ものと考えられる。その反面延性が高くなっている。な
お、供試材■〜■は供試材■に比べＣｓ Ｔａ， Ｔ＋
がやや低いために強度が低かったものと推定される。
のと考えられる。即ち、供試材■はＴａＳＴｉが添加さ
れておらず、又、Ｃ添加量も少ないために、炭化物の析
出硬化及び固溶強化の寄与が少なく、強度が弱くなった
ものと考えられる。その反面延性が高くなっている。な
お、供試材■〜■は供試材■に比べＣｓ Ｔａ， Ｔ＋
がやや低いために強度が低かったものと推定される。
次に、腐食試験をＶ２０Ｓ ： ＮａｚＳＯ４＝ ８
５％＝１５％なる腐食灰を用い、２０■／ｃｍ”の割合
で全面塗布し、８５０℃ｘ２０時間大気電気炉中で加熱
し、腐食させた。試験後、脱スケールを行ない腐食量を
測定した。その結果、腐食減量は、供試材■》供試材■
〜供試材■〉供試材■〜供試材■の順に少なかった。こ
の結果、Ｃｒ量の少ない供試材■の腐食量は他の供試材
に比べ著しく多かった。供試材■〜■及び■の間で大差
はないが、上述の順の傾向が認められた。
５％＝１５％なる腐食灰を用い、２０■／ｃｍ”の割合
で全面塗布し、８５０℃ｘ２０時間大気電気炉中で加熱
し、腐食させた。試験後、脱スケールを行ない腐食量を
測定した。その結果、腐食減量は、供試材■》供試材■
〜供試材■〉供試材■〜供試材■の順に少なかった。こ
の結果、Ｃｒ量の少ない供試材■の腐食量は他の供試材
に比べ著しく多かった。供試材■〜■及び■の間で大差
はないが、上述の順の傾向が認められた。
最後に、酸化試験を行った。大気電気炉中で、１０００
℃×１００時間加熱して酸化させた。
℃×１００時間加熱して酸化させた。
試験後、重量測定を行い重量変化を求めた。いずれの供
試材も重量増加であった。重量増加量は供試材■〉供試
材■》供試材■〜供試材■〜供試材■の順に少なかった
。供試材■及び供試材■は重量増加量が少なく、耐酸化
性に優れている。これはＬａあるいは又Ａ１の効果と考
えられる。
試材も重量増加であった。重量増加量は供試材■〉供試
材■》供試材■〜供試材■〜供試材■の順に少なかった
。供試材■及び供試材■は重量増加量が少なく、耐酸化
性に優れている。これはＬａあるいは又Ａ１の効果と考
えられる。
以上のとおり、本発明合金は既存合金の長所を持ち、短
所を補なった優れた高温強度を有し、かつ、耐食性と耐
酸化性を兼備したＣｏ基耐熱鋳造合金である。
所を補なった優れた高温強度を有し、かつ、耐食性と耐
酸化性を兼備したＣｏ基耐熱鋳造合金である。
以上のとおり、第２表に示す化学成分範囲のＣｏ基耐熱
鋳造合金は第４表に示すとおり高温強度が高く、かつ耐
食・耐酸化性に優れたものである。
鋳造合金は第４表に示すとおり高温強度が高く、かつ耐
食・耐酸化性に優れたものである。
即ち、高温強度の改善は、Ｗの固溶体強化の他に、高Ｃ
とし、Ｔａ， Ｔｉ、Ｗを添加し、炭化物の析出潰を多
くし、析出硬化により図ったことにより、一方、耐食・
耐酸化性の改善は高ＣｒとＬａ， ＡＩの添加により図
ったことによる。
とし、Ｔａ， Ｔｉ、Ｗを添加し、炭化物の析出潰を多
くし、析出硬化により図ったことにより、一方、耐食・
耐酸化性の改善は高ＣｒとＬａ， ＡＩの添加により図
ったことによる。
Claims (1)
- 重量％で、Ｃｒ：２５〜３２％、Ｎｉ：６〜１２％、Ｗ
：６〜８％、Ｔａ：２〜５％：Ｔｉ：０．１〜０．３％
、Ｃ：０．４５〜０．６％およびＬａ：０．０２〜０．
２％、Ａｌ：０．０１〜０．２％の１種又は２種、残部
Ｃｏおよび不可避的不純物よりなるガスタービン翼用耐
熱鋳造合金。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP844990A JP2721723B2 (ja) | 1990-01-19 | 1990-01-19 | ガスタービン翼用耐熱鋳造合金 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP844990A JP2721723B2 (ja) | 1990-01-19 | 1990-01-19 | ガスタービン翼用耐熱鋳造合金 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03215644A true JPH03215644A (ja) | 1991-09-20 |
| JP2721723B2 JP2721723B2 (ja) | 1998-03-04 |
Family
ID=11693436
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP844990A Expired - Lifetime JP2721723B2 (ja) | 1990-01-19 | 1990-01-19 | ガスタービン翼用耐熱鋳造合金 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2721723B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0694398A (ja) * | 1992-09-10 | 1994-04-05 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛しょう体 |
| WO1997005297A1 (en) * | 1995-07-28 | 1997-02-13 | Westinghouse Electric Corporation | Cobalt alloy |
-
1990
- 1990-01-19 JP JP844990A patent/JP2721723B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0694398A (ja) * | 1992-09-10 | 1994-04-05 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛しょう体 |
| WO1997005297A1 (en) * | 1995-07-28 | 1997-02-13 | Westinghouse Electric Corporation | Cobalt alloy |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2721723B2 (ja) | 1998-03-04 |
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