JPH04124237A - ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン - Google Patents
ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービンInfo
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- JPH04124237A JPH04124237A JP2245210A JP24521090A JPH04124237A JP H04124237 A JPH04124237 A JP H04124237A JP 2245210 A JP2245210 A JP 2245210A JP 24521090 A JP24521090 A JP 24521090A JP H04124237 A JPH04124237 A JP H04124237A
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- 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
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
- B22D3/00—Pig or like casting
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/607—Monocrystallinity
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Crystals, And After-Treatments Of Crystals (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (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、本体の横方向に張り出し、た突起部分を有す
るランド用のガスタービンブし・−ド並びにそれらの製
造方法及びガスタービンに関する。
るランド用のガスタービンブし・−ド並びにそれらの製
造方法及びガスタービンに関する。
発電用ガスタービンの動翼材料は、従来から主としてニ
ッケル基の超合金が使用されてきたが、ガスタービンの
熱効率向上を図るため、年々燃焼ガス温度が上昇してき
た。そして、それに対応するため複雑な内部冷却孔を有
する等軸品翼が使用されできた。
ッケル基の超合金が使用されてきたが、ガスタービンの
熱効率向上を図るため、年々燃焼ガス温度が上昇してき
た。そして、それに対応するため複雑な内部冷却孔を有
する等軸品翼が使用されできた。
一方、航空機用ジェットエンジンの動翼としては既に単
結１翼が使用されている。単結１翼の鋳造に用いられる
合金は、結晶粒界が無いことを前提として開発されてい
るため、Ｂ、Ｚｒ、Ｈｆ等の結晶粒界強化元素を含んで
いない。そのため、単結晶合金の粒界は非常に弱く、鋳
物の一部でも単結晶になっていないと使用することはで
きない。
結１翼が使用されている。単結１翼の鋳造に用いられる
合金は、結晶粒界が無いことを前提として開発されてい
るため、Ｂ、Ｚｒ、Ｈｆ等の結晶粒界強化元素を含んで
いない。そのため、単結晶合金の粒界は非常に弱く、鋳
物の一部でも単結晶になっていないと使用することはで
きない。
したがって単結１翼をガスタービンの動翼として用いる
ためには、鋳物全体を単結晶化することが必要不可欠で
ある。
ためには、鋳物全体を単結晶化することが必要不可欠で
ある。
単結晶鋳物の大部分は、特公昭５１−４１８５１号や特
公平１−２６７９６号公報に示される一方向凝固法で製
造されている。この方法は、加熱した炉の中から鋳型を
下方に引き出し、下端から上方に漸次凝固させる方法で
ある。
公平１−２６７９６号公報に示される一方向凝固法で製
造されている。この方法は、加熱した炉の中から鋳型を
下方に引き出し、下端から上方に漸次凝固させる方法で
ある。
航空用ジェットエンジンに用いられる動翼は長さが１０
ｃｍ位でシャンク部の横断面積も大きくて１０ｃｍ”で
あり、また本体の横方向に張り出したプラットホームの
突出寸法も小さいため全体に小型であり、翼形状の鋳物
を上記方法で一方向凝固させることで、単結晶を製造す
ることが可能であった・ 〔発明が解決しようとする課題〕 しかし、発電用ガスタービンに用いる動翼は、航空機用
ジェットエンジンに用いられている動翼に比べて非常に
大きく、小さいものでも全長１４〜１６ｃｍで現在は、
それ以上のものがあり、シャンク部の断面積も１５ｃ＋
ａ”以上あるので単結晶にて製造することが難かしい。
ｃｍ位でシャンク部の横断面積も大きくて１０ｃｍ”で
あり、また本体の横方向に張り出したプラットホームの
突出寸法も小さいため全体に小型であり、翼形状の鋳物
を上記方法で一方向凝固させることで、単結晶を製造す
ることが可能であった・ 〔発明が解決しようとする課題〕 しかし、発電用ガスタービンに用いる動翼は、航空機用
ジェットエンジンに用いられている動翼に比べて非常に
大きく、小さいものでも全長１４〜１６ｃｍで現在は、
それ以上のものがあり、シャンク部の断面積も１５ｃ＋
ａ”以上あるので単結晶にて製造することが難かしい。
更に、シャンク部の側面に突設されたプラットホームや
シール部など、凝固進行方向に対して横方向に大きく張
り出した部分があり、従来と同じ方法で一方向凝固を行
っても、鋳物全体を単結晶化することができなかった。
シール部など、凝固進行方向に対して横方向に大きく張
り出した部分があり、従来と同じ方法で一方向凝固を行
っても、鋳物全体を単結晶化することができなかった。
この理由は以下のように考えられる。横方向に大きく張
り呂した部分があると一方向凝固を行っても、横方向に
張り出した部分では、鋳物の外周部からも凝固が始まる
。外周部から凝固した部分は、鋳物本体とは全ったく関
係なく凝固しているため、鋳物本体の結晶方位と異なっ
た結晶方位を持つことになる。したがって凝固が更に進
み、両方の結晶がぶつかると、その面が結晶粒界となり
単結晶が得られない。
り呂した部分があると一方向凝固を行っても、横方向に
張り出した部分では、鋳物の外周部からも凝固が始まる
。外周部から凝固した部分は、鋳物本体とは全ったく関
係なく凝固しているため、鋳物本体の結晶方位と異なっ
た結晶方位を持つことになる。したがって凝固が更に進
み、両方の結晶がぶつかると、その面が結晶粒界となり
単結晶が得られない。
上記の理由により、発電用ガスタービンに用いられる大
型のタービンブレードを全体にわたり単結晶組織にする
ことはできなかった。
型のタービンブレードを全体にわたり単結晶組織にする
ことはできなかった。
本発明の目的は、引っ張り強度及び、クリープ強度に優
れ、更に熱や応力に対する耐熱疲労強度の優れた単結晶
の大型タービンブレード及びその製造方法、並びにラン
ド用の高効率ガスタービンを提供することにある。
れ、更に熱や応力に対する耐熱疲労強度の優れた単結晶
の大型タービンブレード及びその製造方法、並びにラン
ド用の高効率ガスタービンを提供することにある。
本発明は、ディスクへの固定部となるダブティル部と、
このダブティル部に連なりその側面に一体に突設された
単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、このシャン
ク部に連なる翼部とを備えたランド用のガスタービンブ
レードにおいて、前記ダブティル部、突起を含むシャン
ク部及び翼部を有するガスタービンブレードはＮｉを主
成分とし、実質的にγ相中にγ′相が析出したＮｉ基合
金からなり、前記γ相が単結晶組織で形成されているこ
とを特徴とするガスタービンブレードである。
このダブティル部に連なりその側面に一体に突設された
単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、このシャン
ク部に連なる翼部とを備えたランド用のガスタービンブ
レードにおいて、前記ダブティル部、突起を含むシャン
ク部及び翼部を有するガスタービンブレードはＮｉを主
成分とし、実質的にγ相中にγ′相が析出したＮｉ基合
金からなり、前記γ相が単結晶組織で形成されているこ
とを特徴とするガスタービンブレードである。
前記タービンブレードにおいて、シャンク部に設けられ
た突起は翼の回転面に沿う両側面に設けられた一段又は
複数段のシール部であるものがよく、シール部の先端は
翼部側に折曲されているものがよい。また、シャンク部
に設けられた突起は翼の回転面と交わる両側面に設けら
れた一つのプラットホームが挙げられる。また突起が設
けられている部分のシャンク部は、その横断面積が１５
０ｍＺ以上であるものがよい。また、ダブティル部、突
起を含むシャンク部及び翼部はγ相の単結晶基地にγ′
相が析出したものがよい。また、長手方向の全長が１８
０ｍｎ１以上であるもの、又は翼部重量は全重量の３０
％以下、特に２０〜３０％であるものがよい。
た突起は翼の回転面に沿う両側面に設けられた一段又は
複数段のシール部であるものがよく、シール部の先端は
翼部側に折曲されているものがよい。また、シャンク部
に設けられた突起は翼の回転面と交わる両側面に設けら
れた一つのプラットホームが挙げられる。また突起が設
けられている部分のシャンク部は、その横断面積が１５
０ｍＺ以上であるものがよい。また、ダブティル部、突
起を含むシャンク部及び翼部はγ相の単結晶基地にγ′
相が析出したものがよい。また、長手方向の全長が１８
０ｍｎ１以上であるもの、又は翼部重量は全重量の３０
％以下、特に２０〜３０％であるものがよい。
また、本発明は、ディスクへの固定部となるダブティル
部と、このダブティル部に連なりその側面に一体に突設
された単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、この
シャンク部に連なる翼部とを備えたランド用ガスタービ
ンブレードの製造法において、前記翼部、シャンク部及
びダブティル部に相当するメーン鋳型に対して前記突起
に相当するバイパス鋳型が前記メーン鋳型に連通してお
り、前記メーン鋳型とバイパス鋳型内のＮ３−基合金の
溶湯を同速度で一方向に漸次凝固させ単結晶組織に鋳造
する工程を含むタービンブレードの製造方法にある。
部と、このダブティル部に連なりその側面に一体に突設
された単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、この
シャンク部に連なる翼部とを備えたランド用ガスタービ
ンブレードの製造法において、前記翼部、シャンク部及
びダブティル部に相当するメーン鋳型に対して前記突起
に相当するバイパス鋳型が前記メーン鋳型に連通してお
り、前記メーン鋳型とバイパス鋳型内のＮ３−基合金の
溶湯を同速度で一方向に漸次凝固させ単結晶組織に鋳造
する工程を含むタービンブレードの製造方法にある。
また本発明は、ディスクへの固定部となるダブティル部
、該ダブティル部に連なりその側面に一体に突設された
突起を備えたシャンク部及び該シャンク部に連なる翼部
とを備えたガスタービン用ブレードにおいて、該ブレー
ドは前記翼部先端より前記ダブティル部に向って一方向
凝固しており。
、該ダブティル部に連なりその側面に一体に突設された
突起を備えたシャンク部及び該シャンク部に連なる翼部
とを備えたガスタービン用ブレードにおいて、該ブレー
ドは前記翼部先端より前記ダブティル部に向って一方向
凝固しており。
γ相が単結晶であるＮｉ基合金からなることを特徴とす
るガスタービン用ブレードにある。
るガスタービン用ブレードにある。
又、本発明は、圧縮機と、燃焼機と、タービンディスク
にダブティル部が固定された単段又は複数段のタービン
ブレードと、前記のブレードと交互に設けられたタービ
ンノズルと、を備えたランド用のガスタービンにおいて
、作動用のガス温度が１４００℃以上であり、初段ブレ
ードのメタル温度は使用応力下で１０５ｈ破断温度が１
０００℃以上であり、タービンブレードの全長が１８０
ｍｍ以上であることを特徴とするガスタービンである。
にダブティル部が固定された単段又は複数段のタービン
ブレードと、前記のブレードと交互に設けられたタービ
ンノズルと、を備えたランド用のガスタービンにおいて
、作動用のガス温度が１４００℃以上であり、初段ブレ
ードのメタル温度は使用応力下で１０５ｈ破断温度が１
０００℃以上であり、タービンブレードの全長が１８０
ｍｍ以上であることを特徴とするガスタービンである。
本発明に係るガスタービンブレードの製造法は、ダブテ
ィル部、シャンク部及び翼部の本体と別個に突起部のバ
イパスを設けた鋳型を用いて一方向凝固させるので、大
型で、複雑な形状のガスタービンブレードを単結晶にて
製造できる。
ィル部、シャンク部及び翼部の本体と別個に突起部のバ
イパスを設けた鋳型を用いて一方向凝固させるので、大
型で、複雑な形状のガスタービンブレードを単結晶にて
製造できる。
本発明に係るタービンブレードは、横断面積が１．５ｃ
ｄ以上の部分に突起を有する大型のものであるが単結晶
組織であるため、多結晶である結晶粒界が存在するもの
より強度が向上する。
ｄ以上の部分に突起を有する大型のものであるが単結晶
組織であるため、多結晶である結晶粒界が存在するもの
より強度が向上する。
本発明で用いられるタービンブレードに用いられるＮｉ
基合金は重量で、Ｃ５０，１５％好ましくは不純物とし
て含有される程度〜０．０２％、ＳｉＳ２．０３％好ま
しくは不純物として含有される程度、ＭｎＳ２．０％、
Ｃｒ：５〜１４％、ＡＱ：１〜７％、Ｔｉ：１〜５％、
ＮｂＳ２．０％、Ｗ：２〜１５％、Ｍｏ５５％、Ｔａ５
１２％、好ましくは２〜１０％、Ｇｏ≦１０％、Ｈｆ≦
０．２％、Ｒｅ≦３．０％、Ｂ５０．０２％のものが望
ましい。その具体的な合金の例としては表１に示す。ま
た、静翼となるタービンノズルに用いられるＣｏ基合金
の例としては表２のものが挙げられる。
基合金は重量で、Ｃ５０，１５％好ましくは不純物とし
て含有される程度〜０．０２％、ＳｉＳ２．０３％好ま
しくは不純物として含有される程度、ＭｎＳ２．０％、
Ｃｒ：５〜１４％、ＡＱ：１〜７％、Ｔｉ：１〜５％、
ＮｂＳ２．０％、Ｗ：２〜１５％、Ｍｏ５５％、Ｔａ５
１２％、好ましくは２〜１０％、Ｇｏ≦１０％、Ｈｆ≦
０．２％、Ｒｅ≦３．０％、Ｂ５０．０２％のものが望
ましい。その具体的な合金の例としては表１に示す。ま
た、静翼となるタービンノズルに用いられるＣｏ基合金
の例としては表２のものが挙げられる。
Ｃｏ基合金としては、Ｃ：０．２〜０，６％、Ｓｉ：０
．５％以下、Ｍ ｎ ： ２％以下、Ｃｒ：２０〜３０
％、Ｎｉ ： ２０％以下、ＭＯ＝５％以下、Ｗ：２〜
１５％、Ｎｂ ： ５％以下、Ｔｉ：０．５％以下、Ａ
ｌ１：０．５％以下、Ｆｅ：５％以下、Ｂ：０．０２％
以下、Ｚｒ：０．５％以下、Ｔ ａ、 ： ５％以下、
残部Ｃｏが好ましい。
．５％以下、Ｍ ｎ ： ２％以下、Ｃｒ：２０〜３０
％、Ｎｉ ： ２０％以下、ＭＯ＝５％以下、Ｗ：２〜
１５％、Ｎｂ ： ５％以下、Ｔｉ：０．５％以下、Ａ
ｌ１：０．５％以下、Ｆｅ：５％以下、Ｂ：０．０２％
以下、Ｚｒ：０．５％以下、Ｔ ａ、 ： ５％以下、
残部Ｃｏが好ましい。
本発明に係るガスタービンは、タービンブレードが大型
で作動用のガス温度も初期部分で１４００℃以上にでき
るので、効率がアップする。
で作動用のガス温度も初期部分で１４００℃以上にでき
るので、効率がアップする。
実施例１
第１図は、本発明に係る発電用のガスタービン動翼の斜
視図を示し、第２図は本発明の鋳型を用いて、前記動翼
の製造方法の概略を示した横断面図である。
視図を示し、第２図は本発明の鋳型を用いて、前記動翼
の製造方法の概略を示した横断面図である。
第２図において、最初、水冷銅チル゛１の上に本発明に
係るアルミナからなるシェル鋳型２を固定し、それを鋳
型加熱ヒーター３の中にセットし、鋳型２をＮｉ基合金
の融点以上に加熱する６次に溶解した合金を鋳型２の中
に鋳込み、その後水冷銅チル１を下方に引き出し、一方
向凝固させる。
係るアルミナからなるシェル鋳型２を固定し、それを鋳
型加熱ヒーター３の中にセットし、鋳型２をＮｉ基合金
の融点以上に加熱する６次に溶解した合金を鋳型２の中
に鋳込み、その後水冷銅チル１を下方に引き出し、一方
向凝固させる。
一方向凝固させると、最初鋳型２下端のスタータ４では
多くの結晶が発生するが、３６０℃旋回させるセレクタ
５を凝固が進行する過程で１つの結晶に絞られ単結晶と
なる。更に拡大部６で大きな単結晶となり、鋳物本体７
部分へと凝固が進行する。鋳物本体７は内部に冷却孔を
有する翼部８と、その上のシャンク部９と、その上のク
リスマスツリー型のダブティル部１０とから成り、シャ
ンク部９にシール部１１が突設されている。すなわち、
第１図のタービン動翼の翼部側よりシャンク部及びダブ
ティル部に向って第２図の如く鋳造することを示してい
る。なお、シール部先端は翼部８側へ折曲されている。
多くの結晶が発生するが、３６０℃旋回させるセレクタ
５を凝固が進行する過程で１つの結晶に絞られ単結晶と
なる。更に拡大部６で大きな単結晶となり、鋳物本体７
部分へと凝固が進行する。鋳物本体７は内部に冷却孔を
有する翼部８と、その上のシャンク部９と、その上のク
リスマスツリー型のダブティル部１０とから成り、シャ
ンク部９にシール部１１が突設されている。すなわち、
第１図のタービン動翼の翼部側よりシャンク部及びダブ
ティル部に向って第２図の如く鋳造することを示してい
る。なお、シール部先端は翼部８側へ折曲されている。
ここで拡大部６から張出し部であるシール部１１へ鋳物
本体７とは異なるバイパス鋳型１２を設けることにより
タービン動翼全体を単結晶化することができた。ここで
、第１図に示したタービンブレードの全体の大きさを説
明すると、全長１３は１８０ｍ程度、翼部９０ｍｍ程度
、縦１４は４０ｏ程度、横１５はＬｏｏｍ程度であり、
シール部１１の突出寸法１６は１５ａｎ程度である。シ
ール部１１が設けられているシャンク部の断面積は４０
ａ＋ｆである。また、翼部８の重量はタービンブレード
全重量の３０％である。この場合、鋳型加熱ヒーター３
は鋳型７が完全に引き出され、凝固が終了するまで高温
に保たれる。又上記鋳造工程は全て真空中で行われる。
本体７とは異なるバイパス鋳型１２を設けることにより
タービン動翼全体を単結晶化することができた。ここで
、第１図に示したタービンブレードの全体の大きさを説
明すると、全長１３は１８０ｍ程度、翼部９０ｍｍ程度
、縦１４は４０ｏ程度、横１５はＬｏｏｍ程度であり、
シール部１１の突出寸法１６は１５ａｎ程度である。シ
ール部１１が設けられているシャンク部の断面積は４０
ａ＋ｆである。また、翼部８の重量はタービンブレード
全重量の３０％である。この場合、鋳型加熱ヒーター３
は鋳型７が完全に引き出され、凝固が終了するまで高温
に保たれる。又上記鋳造工程は全て真空中で行われる。
尚、上記方法で単結晶組織のタービンブレードを鋳造後
、それを１３００〜１３５０℃で真空中２〜１０ｈ溶体
化処理を行って凝固によって形成された共晶γ′相をγ
相に変え、その後、９８０〜１ｏ８ｏ℃で４〜１５ｈと
８００−９００℃で１０〜２５ｈの時効処理をしてγ相
中に平均３〜５μｍ角形状のγ′相を析出させた。表３
に単結１翼の鋳造条件を、表４に本発明法を用いた場合
と、従来法における単結１翼の歩留りの比較を示す。プ
ラットフォームの凝固方向の上側部分にシュリンケージ
が形成され、下側は細長いデンドライトの二次成長が見
られる。
、それを１３００〜１３５０℃で真空中２〜１０ｈ溶体
化処理を行って凝固によって形成された共晶γ′相をγ
相に変え、その後、９８０〜１ｏ８ｏ℃で４〜１５ｈと
８００−９００℃で１０〜２５ｈの時効処理をしてγ相
中に平均３〜５μｍ角形状のγ′相を析出させた。表３
に単結１翼の鋳造条件を、表４に本発明法を用いた場合
と、従来法における単結１翼の歩留りの比較を示す。プ
ラットフォームの凝固方向の上側部分にシュリンケージ
が形成され、下側は細長いデンドライトの二次成長が見
られる。
表 ３
表
上記衣２で示したように本発明により、従来製造できな
かった大型の単結１翼が製造できるようになった。特に
、本実施例ではブレードとして最も強度、延性等が要求
される翼部を最初に凝固させるので、溶湯状態での鋳型
との接触時間が短く。
かった大型の単結１翼が製造できるようになった。特に
、本実施例ではブレードとして最も強度、延性等が要求
される翼部を最初に凝固させるので、溶湯状態での鋳型
との接触時間が短く。
成分の変動及び欠陥の少ないものが得られる結果、要求
される特性のものが得られる。翼部の凝固時間は約１時
間、その後のダブティル部までは約２時間である。成分
変動の大きいものは特にＣｒで、本実施例の如く８．５
重量％、特に１ｏ重量％以上の多量のＣｒを含む合金で
その変動が少なくできることから効果が大きい。それ以
下のＣｒでは変動は小さい。タービンブレード本体を形
成する鋳型と異なるバイパス鋳型１２の取り付は位置は
、セレクタ法ではセレクタ５より上方、種付法では種結
晶より上方で突起１１の位置より下方であれば、どこで
も良いが、単結晶鋳造後、そのバイパス部分を除去する
必要があるので、セレクタ５又は種結晶より上方で、第
２図で言えば翼部８より下方の拡大部６の位置が望まし
い。
される特性のものが得られる。翼部の凝固時間は約１時
間、その後のダブティル部までは約２時間である。成分
変動の大きいものは特にＣｒで、本実施例の如く８．５
重量％、特に１ｏ重量％以上の多量のＣｒを含む合金で
その変動が少なくできることから効果が大きい。それ以
下のＣｒでは変動は小さい。タービンブレード本体を形
成する鋳型と異なるバイパス鋳型１２の取り付は位置は
、セレクタ法ではセレクタ５より上方、種付法では種結
晶より上方で突起１１の位置より下方であれば、どこで
も良いが、単結晶鋳造後、そのバイパス部分を除去する
必要があるので、セレクタ５又は種結晶より上方で、第
２図で言えば翼部８より下方の拡大部６の位置が望まし
い。
ここで、翼部８から、ダブティル部１０へと凝固させる
理由を述べると、ガスタービン動翼の翼部８は、動翼の
心臓部に当り、高温、高応力下にされされるため、他の
部分に比べて欠陥が少なく高品質にする必要がある。し
たがって翼部８を先に凝固させ、高温に保持される時間
を短くすること、更に、成分変動を少なくする意味で最
初に凝固させるガスタービン用動翼の製造に適している
ためである。翼部からダブティル部にかけて冷媒によっ
てこれらを冷却する冷却孔が複数本設けられる。鋳型に
は冷却孔用の中子が用いられる。凝固速度は鋳物の凝固
部分の大きさによって１〜５０ ｃｓ ／ ｈで行われ
る。翼部はダブティル部、シャンク部より早く凝固させ
ることができる。
理由を述べると、ガスタービン動翼の翼部８は、動翼の
心臓部に当り、高温、高応力下にされされるため、他の
部分に比べて欠陥が少なく高品質にする必要がある。し
たがって翼部８を先に凝固させ、高温に保持される時間
を短くすること、更に、成分変動を少なくする意味で最
初に凝固させるガスタービン用動翼の製造に適している
ためである。翼部からダブティル部にかけて冷媒によっ
てこれらを冷却する冷却孔が複数本設けられる。鋳型に
は冷却孔用の中子が用いられる。凝固速度は鋳物の凝固
部分の大きさによって１〜５０ ｃｓ ／ ｈで行われ
る。翼部はダブティル部、シャンク部より早く凝固させ
ることができる。
以上は、ガスタービン用動翼の製造法について述べたが
、対象製品が動翼でなく、静翼であっても、全く同じ方
法で単結晶成長させることが可能である。
、対象製品が動翼でなく、静翼であっても、全く同じ方
法で単結晶成長させることが可能である。
実施例２
次に実施例１に示した動翼と形状はぼ同様の動翼の鋳造
をＮ（１２の合金を用いて行った。鋳造条件及び一方向
凝固法は、実施例１と同じである。全長１６０ｍ、翼部
７０＋ｏｎ＋、シャンク及びダブティル部９０ｍｍであ
る。
をＮ（１２の合金を用いて行った。鋳造条件及び一方向
凝固法は、実施例１と同じである。全長１６０ｍ、翼部
７０＋ｏｎ＋、シャンク及びダブティル部９０ｍｍであ
る。
第３図にその動翼の正面図を示すが、この動翼はプラッ
トホーム部１７が広いため、従来の方法で一方向凝固さ
せると、プラットホーム部１７で異結晶が発生し、単結
晶成長しなかったものである。そこで、本発明を適用し
、第４図に示した如く、プラットホーム部１７の先端と
セレクタ５の直上部を、鋳物本体７を形成する部分と異
なるバイパス１２で接続することで、単結晶成長させる
ことができた。バイパス１２の大きさは、厚さ１■、巾
２０ｍとした。第４図は動翼中心線での断面形状を示す
。第５図に従来法を、及び第６図に本発明を用いた場合
の翼部上方から見たプラットホーム部１７での異結晶の
発生状況を示す・本発明の方法により、異結晶が発生せ
ず単結晶成長させることが可能となった。第６図で１８
は結晶粒界を示し、１９は異結晶部分を示す。
トホーム部１７が広いため、従来の方法で一方向凝固さ
せると、プラットホーム部１７で異結晶が発生し、単結
晶成長しなかったものである。そこで、本発明を適用し
、第４図に示した如く、プラットホーム部１７の先端と
セレクタ５の直上部を、鋳物本体７を形成する部分と異
なるバイパス１２で接続することで、単結晶成長させる
ことができた。バイパス１２の大きさは、厚さ１■、巾
２０ｍとした。第４図は動翼中心線での断面形状を示す
。第５図に従来法を、及び第６図に本発明を用いた場合
の翼部上方から見たプラットホーム部１７での異結晶の
発生状況を示す・本発明の方法により、異結晶が発生せ
ず単結晶成長させることが可能となった。第６図で１８
は結晶粒界を示し、１９は異結晶部分を示す。
実施例３
第７図は本発明の実施例１で得た晃２の単結晶Ｎｉ基合
金を初段のガスタービンブレード２０に用いた一実施例
を示すガスタービンの回転部分の部分断面図である。本
実施例におけるタービンディスク２１は２段有しており
、ガス流の上流側より初段及び２段目には中心孔２２が
設けられている。更に、本実施例ではコンプレッサディ
スク２３のガス流の下流側での最終段、デイスタンドピ
ース２４、タービンスペーサ２５、タービンスタッキン
グボルト２６及びコンプレッサスタッキングボルト２７
に１２％Ｃｒ全マルテンサイト系耐熱鋼を用いたもので
ある。その化２段目のタービンブレード２０、タービン
ノズル２８、燃焼器２９のライナ３０、コンプレッサブ
レード３１、コンプレッサノズル３２、ダイヤフラム３
３及びシュラウド３４を表５に示す合金によって構成し
た。初段の、タービンノズル２８及びタービンブレード
２ｏは単結晶鋳物によって構成されている。
金を初段のガスタービンブレード２０に用いた一実施例
を示すガスタービンの回転部分の部分断面図である。本
実施例におけるタービンディスク２１は２段有しており
、ガス流の上流側より初段及び２段目には中心孔２２が
設けられている。更に、本実施例ではコンプレッサディ
スク２３のガス流の下流側での最終段、デイスタンドピ
ース２４、タービンスペーサ２５、タービンスタッキン
グボルト２６及びコンプレッサスタッキングボルト２７
に１２％Ｃｒ全マルテンサイト系耐熱鋼を用いたもので
ある。その化２段目のタービンブレード２０、タービン
ノズル２８、燃焼器２９のライナ３０、コンプレッサブ
レード３１、コンプレッサノズル３２、ダイヤフラム３
３及びシュラウド３４を表５に示す合金によって構成し
た。初段の、タービンノズル２８及びタービンブレード
２ｏは単結晶鋳物によって構成されている。
初段タービンノズル２８はＮ０１３の合金からなり、タ
ービンブレード同様に翼部１個毎のセグメントによって
構成され、翼部長さとしてブレード翼部長さと同程度の
長さを有し、ダイヤフラムを有し、円周上に配置されて
いる。３５はタービンスタブシャフト、３６はコンプレ
ッサスタブシャフトを示す。本実施例におけるコンプレ
ッサは１７７段有ている。表５中タービンブレード、タ
ービンノズル、シュラウドセグメント（１）及びダイヤ
フラムはいずれもガス上流側の一段目に使用したもので
、シュラウドセグメント（２）は２段目に使用したもの
である。
ービンブレード同様に翼部１個毎のセグメントによって
構成され、翼部長さとしてブレード翼部長さと同程度の
長さを有し、ダイヤフラムを有し、円周上に配置されて
いる。３５はタービンスタブシャフト、３６はコンプレ
ッサスタブシャフトを示す。本実施例におけるコンプレ
ッサは１７７段有ている。表５中タービンブレード、タ
ービンノズル、シュラウドセグメント（１）及びダイヤ
フラムはいずれもガス上流側の一段目に使用したもので
、シュラウドセグメント（２）は２段目に使用したもの
である。
本実施例ではベースの合金より高温における耐酸化性、
耐食性の高い被覆層としてＡｌ１．Ｃｒ等の高濃度合金
、又はこれらの酸化物を含む混合物層を設けることがで
きる。
耐食性の高い被覆層としてＡｌ１．Ｃｒ等の高濃度合金
、又はこれらの酸化物を含む混合物層を設けることがで
きる。
更に、ブレードにおいては遠心力のかかる方向に対して
結晶の方位を（００１）にすることによりより高強度が
得られる。
結晶の方位を（００１）にすることによりより高強度が
得られる。
以上の構成によって、５０ＭＷＲ発電において、初段タ
ービンノズル入口のガス温度が１５００℃、初段ブレー
ドのメタル温度が１０００℃と可能になり、３４％の熱
効率が得られるとともに、タービンディスク、デイスタ
ンドピース、スペーサ、コンプレッサディスクの最終段
、スタッキングボルトを前述の如く高いクリープ破断強
度及び加熱酪化の少ない耐熱鋼が使用されるとともに、
タービンブレードにおいても高温強度が高く、タービン
ノズルは高温強度及び高温延性が高く、燃焼器ライナは
同様に高温強度及び耐疲労強度が高い合金が使用されて
いるので、総合的により信頼性が高くバランスされたガ
スタービンが得られるものである。
ービンノズル入口のガス温度が１５００℃、初段ブレー
ドのメタル温度が１０００℃と可能になり、３４％の熱
効率が得られるとともに、タービンディスク、デイスタ
ンドピース、スペーサ、コンプレッサディスクの最終段
、スタッキングボルトを前述の如く高いクリープ破断強
度及び加熱酪化の少ない耐熱鋼が使用されるとともに、
タービンブレードにおいても高温強度が高く、タービン
ノズルは高温強度及び高温延性が高く、燃焼器ライナは
同様に高温強度及び耐疲労強度が高い合金が使用されて
いるので、総合的により信頼性が高くバランスされたガ
スタービンが得られるものである。
本発明によれば、凝固進行方向に対して横方向への張り
畠し部の結晶方位を、鋳物本体の結晶方位と同じにする
ことができるので、大型の単結晶動翼を効率よく製造す
ることができる。
畠し部の結晶方位を、鋳物本体の結晶方位と同じにする
ことができるので、大型の単結晶動翼を効率よく製造す
ることができる。
また本発明による単結晶動翼は、高温での特性に選れて
いることがら、動翼の長寿命化と燃焼ガス温度の上昇に
よるガスタービンの熱効率の向上に効果が大きい。本発
明のガスタービンは効率を３４％に高めることができる
。
いることがら、動翼の長寿命化と燃焼ガス温度の上昇に
よるガスタービンの熱効率の向上に効果が大きい。本発
明のガスタービンは効率を３４％に高めることができる
。
第１図は本発明に係るタービンブレードの斜視図、第２
図はその製造方法を示す鋳型の縦断面図、第３図は他実
施例のタービンブレードの正面図、第４図はその製造方
法を説明する鋳型の縦断面図、第５図は第４図の平面図
、第６図は比較例の平面図、第７図は本発明に係るガス
タービンの回転部分の断面図である。 ２・・・鋳型、８・・・翼部、９・・・シャンク部、１
ｏ・・・ダブティル部、１１・・・突起、１２・・・バ
イパス。 第 図 １２ へイハ１ヌ 第 図 第 図 第 図
図はその製造方法を示す鋳型の縦断面図、第３図は他実
施例のタービンブレードの正面図、第４図はその製造方
法を説明する鋳型の縦断面図、第５図は第４図の平面図
、第６図は比較例の平面図、第７図は本発明に係るガス
タービンの回転部分の断面図である。 ２・・・鋳型、８・・・翼部、９・・・シャンク部、１
ｏ・・・ダブティル部、１１・・・突起、１２・・・バ
イパス。 第 図 １２ へイハ１ヌ 第 図 第 図 第 図
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、デイスクへの固定部となるダブティル部と、このダ
ブティル部に連なりその側面に一体に突設された単数又
は複数の突起を備えたシャンク部と、このシャンク部に
連なる翼部とを備えたガスタービンブレードにおいて、
該ガスタービンブレードはＮｉを主成分とし、実質的に
γ相中にγ′相が析出したＮｉ基合金からなり、前記γ
相が単結晶組織で形成されていることを特徴とするガス
タービンブレード。 ２、請求項１において、シャンク部に設けられた突起は
翼の回転面に沿う両側面に設けられた一段又は複数段の
シール部であるガスタービンブレード。 ３、請求項２において、シール部の先端は翼部側に折曲
され、静翼部に対して摺動してガス流をシールする構造
を有するガスタービンブレード。 ４、請求項１において、シャンク部に設けられた突起は
翼の回転面と交わる両側面に設けられた一つのプラット
ホームであるガスタービンブレード。 ５、請求項１〜４のいずれかにおいて、突起が設けられ
ている部分のシャンク部は、その横断面積が１５ｃｍ＾
２以上であるガスタービンブレード。 ６、請求項１〜５のいずれかにおいて、ダブティル部、
突起を含むシャンク部及び翼部はγ相の単結晶基地にγ
′相が析出したＮｉ基合金からなるガスタービンブレー
ド。 ７、請求項１〜６のいずれかにおいて、長手方向の全長
が１８０ｍｍ以上であるガスタービンブレード。 ８、請求項１〜７のいずれかにおいて、翼部重量は全重
量の３０％以下であるガスタービンブレード。 ９、ディスクへの固定部となるダブティル部、該ダブテ
ィル部に連なりその側面に一体に突設された突起を備え
たシャンク部と、このシャンク部に連なる翼部とを備え
たガスタービン用ブレードにおいて、該ブレードは前記
翼部先端より前記ダブティル部に向って一方向凝固して
おり、γ相が単結晶であるＮｉ基合金からなることを特
徴とするガスタービン用ブレード。 １０、デイスクへの固定部となるダブティル部と、この
ダブティル部に連なりその側面に一体に突設された単数
又は複数の突起を備えたシャンク部と、このシャンク部
に連なる翼部とを備えたガスタービンブレードの製造法
において、前記翼部、シャンク部及びダブティル部に相
当するメーン鋳型に対して前記突起に相当するバイパス
鋳型が前記メーン鋳型に連通しており、前記メーン鋳型
とバイパス鋳型内のＮｉ基合金の溶湯を同速度で一方向
に漸次凝固させ単結晶組織に鋳造する工程を含むタービ
ンブレードの製造方法。 １１、圧縮機と、燃焼機と、タービンディスクにダブテ
ィル部が固定された単段又は複数段のタービンブレード
と、前記のブレードに対応してに設けられたタービンノ
ズルと、を備えたランド用ガスタービンにおいて、作動
用のガス温度が１４００℃以上であり、初段ブレードの
メタル温度は使用応力下で１０＾５ｈ破断温度が１００
０℃以上であり、タービンブレードはその全長が１８０
ｍｍ以上、γ相が単結晶である単結晶Ｎｉ基合金からな
ることを特徴とするランド用ガスタービン。
Priority Applications (8)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2245210A JP2729531B2 (ja) | 1990-09-14 | 1990-09-14 | ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン |
| CA002051133A CA2051133C (en) | 1990-09-14 | 1991-09-11 | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade |
| KR1019910015986A KR0185206B1 (ko) | 1990-09-14 | 1991-09-13 | 가스터빈 및 가스터빈 블레이드와 이 가스터빈 블레이드의 제조방법 |
| EP91115542A EP0475428B1 (en) | 1990-09-14 | 1991-09-13 | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade |
| DE69128580T DE69128580T2 (de) | 1990-09-14 | 1991-09-13 | Gasturbine, für diese Gasturbine verwendete Schaufel und Verfahren zur Herstellung dieser Schaufel |
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| US08/290,294 US5489194A (en) | 1990-09-14 | 1994-08-15 | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade |
| US08/486,292 US5620308A (en) | 1990-09-14 | 1995-06-07 | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2245210A JP2729531B2 (ja) | 1990-09-14 | 1990-09-14 | ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン |
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20446096A Division JPH09144502A (ja) | 1996-08-02 | 1996-08-02 | ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン |
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|---|---|
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|---|---|---|---|
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| JP5232492B2 (ja) * | 2008-02-13 | 2013-07-10 | 株式会社日本製鋼所 | 偏析性に優れたＮｉ基超合金 |
| US20100071812A1 (en) * | 2008-09-25 | 2010-03-25 | General Electric Company | Unidirectionally-solidification process and castings formed thereby |
| KR101023783B1 (ko) * | 2009-08-05 | 2011-03-21 | 한국전력공사 | 가스터빈 압축기의 고정익 고정구조 |
| US9039375B2 (en) * | 2009-09-01 | 2015-05-26 | General Electric Company | Non-axisymmetric airfoil platform shaping |
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| CA2922760C (en) | 2013-09-11 | 2018-10-09 | General Electric Company | Ply architecture for integral platform and damper retaining features in cmc turbine blades |
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