JPS63241118A - 大型タ−ビン翼の製造方法 - Google Patents
大型タ−ビン翼の製造方法Info
- Publication number
- JPS63241118A JPS63241118A JP7571387A JP7571387A JPS63241118A JP S63241118 A JPS63241118 A JP S63241118A JP 7571387 A JP7571387 A JP 7571387A JP 7571387 A JP7571387 A JP 7571387A JP S63241118 A JPS63241118 A JP S63241118A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- turbine blade
- forging
- die
- large turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Forging (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、三次元形状に複雑に捩れた大型薄肉の大型タ
ービン翼の製造方法に関するものである。
ービン翼の製造方法に関するものである。
（従来の技術及びその問題点）
火力や原子力タービンは年々大容量化してきており、ま
たその信顛性も一層強く要求されるようになってきてい
る。従って、近年高合金鋼や超合金鋼に加えて耐食性に
冨み、かつ軽量強靭な性質を有するチタン合金が前記タ
ービン用材料として使用されるようになってきた。
たその信顛性も一層強く要求されるようになってきてい
る。従って、近年高合金鋼や超合金鋼に加えて耐食性に
冨み、かつ軽量強靭な性質を有するチタン合金が前記タ
ービン用材料として使用されるようになってきた。
ところで、第４図（イ）に示すような三次元形状に複雑
に捩れた大型タービン翼ｌを製造するに際し、従来は以
下の如く行っていた。
に捩れた大型タービン翼ｌを製造するに際し、従来は以
下の如く行っていた。
すなわち従来は所要の大きさのインゴットを順次荒地鍛
造から仕上鍛造へと型鍛造した後所要の熱処理を施して
仕上げ加工し、製造していたのであるが、このうち型鍛
造の際従来は第４図（ロ）に矢印で示す方向にハンマー
もしくはプレスで鍛造していた為、翼根部２と翼先端部
３とで反対方向のスラスト力が作用し、これが鍛造機自
体に悪影響を及ぼすと同時に製品厚さ不同の原因にもな
っていた。なお第４図中４は中央部を示す。
造から仕上鍛造へと型鍛造した後所要の熱処理を施して
仕上げ加工し、製造していたのであるが、このうち型鍛
造の際従来は第４図（ロ）に矢印で示す方向にハンマー
もしくはプレスで鍛造していた為、翼根部２と翼先端部
３とで反対方向のスラスト力が作用し、これが鍛造機自
体に悪影響を及ぼすと同時に製品厚さ不同の原因にもな
っていた。なお第４図中４は中央部を示す。
従って、従来は型鍛造品自体にある程度の寸法余肉を付
与し、機械加工やグラインダによって手入をしているの
が実状である。
与し、機械加工やグラインダによって手入をしているの
が実状である。
本発明はかかる問題点に鑑みて成されたものであり、全
断面に亘って均一な厚さ分布を確保すると共に製品の変
形や残留応力を完全に防止できる大型タービン翼の製造
方法を提供せんとするものである。
断面に亘って均一な厚さ分布を確保すると共に製品の変
形や残留応力を完全に防止できる大型タービン翼の製造
方法を提供せんとするものである。
（問題点を解決するための手段）
本発明は、三次元形状に複雑に槻れた大型タービン翼を
鍛造により製造する方法において、翼根から翼先端に亘
って水平状態を維持したまま型鍛造し、核型鍛造終了後
タービン翼に所要の捩り加工を施し、かかる状態下にお
いて強制拘束矯正を行った後拘束状態で熱処理すること
を要旨とするものである。
鍛造により製造する方法において、翼根から翼先端に亘
って水平状態を維持したまま型鍛造し、核型鍛造終了後
タービン翼に所要の捩り加工を施し、かかる状態下にお
いて強制拘束矯正を行った後拘束状態で熱処理すること
を要旨とするものである。
（作 用）
本発明に係る大型タービン翼の製造方法は、三次元形状
に複雑に捩れた大型タービン翼を鍛造により製造する方
法において、翼根から翼先端に亘って水平状態を維持し
たまま型鍛造し、核型鍛造終了後タービン翼に所要の捩
り加工を施し、かかる状態下において強制拘束矯正を行
った後拘束状態で熱処理するものであり、翼根から翼先
端に亘って水平状態を維持したまま型鍛造する為、荒地
の安定が極めて良好となると共に、型鍛造時におけるス
ラスト力の発生がない、また、本発明方法は、拘束状態
を維持して熱処理する為、変形や残留応力を完全に防止
した製品が得られる。
に複雑に捩れた大型タービン翼を鍛造により製造する方
法において、翼根から翼先端に亘って水平状態を維持し
たまま型鍛造し、核型鍛造終了後タービン翼に所要の捩
り加工を施し、かかる状態下において強制拘束矯正を行
った後拘束状態で熱処理するものであり、翼根から翼先
端に亘って水平状態を維持したまま型鍛造する為、荒地
の安定が極めて良好となると共に、型鍛造時におけるス
ラスト力の発生がない、また、本発明方法は、拘束状態
を維持して熱処理する為、変形や残留応力を完全に防止
した製品が得られる。
（実 施 例）
以下本発明方法を第１図〜第３図に示す一実施例に基づ
いて説明する。なお、本実施例ではＴｉ −６ＡＪ−４
Ｖを用いて前述した第４図に示す形状の大型タービン翼
を製造する場合について説明する。
いて説明する。なお、本実施例ではＴｉ −６ＡＪ−４
Ｖを用いて前述した第４図に示す形状の大型タービン翼
を製造する場合について説明する。
先ず、製造すべき大型タービン翼に必要な大きさのイン
ゴットを製造する。そして、このインゴットを鍛伸する
のであるが、Ｔｉ−６Ａｊ！−４Ｖは８５０℃以下では
変形抵抗が高く鍛造割れを発生しやすく、また９９０℃
以上の温度では材料の組織が（α＋β）域からβ域へと
変化して翼母材としては不適当となる為、適正なβ及び
（α＋β）域加工の組合わせによって鍛伸を行い、しか
る後、荒地鍛造を行う、この荒地鍛造は、適正な体積配
分を考慮して荒地を設計し、（α＋β）域で加工する。
ゴットを製造する。そして、このインゴットを鍛伸する
のであるが、Ｔｉ−６Ａｊ！−４Ｖは８５０℃以下では
変形抵抗が高く鍛造割れを発生しやすく、また９９０℃
以上の温度では材料の組織が（α＋β）域からβ域へと
変化して翼母材としては不適当となる為、適正なβ及び
（α＋β）域加工の組合わせによって鍛伸を行い、しか
る後、荒地鍛造を行う、この荒地鍛造は、適正な体積配
分を考慮して荒地を設計し、（α＋β）域で加工する。
次に、水平飛打及び水平仕上打による型鍛造を行うので
あるが、これら型鍛造は第１図（イ）〜（ハ）に示すよ
うに大型タービン翼１の翼根部２（同図（イ））から翼
先端部３（同図（ハ））に亘って水平状態を維持した金
型を用いて（α＋β）域で同図矢印に示す方向から型鍛
造を行う。
あるが、これら型鍛造は第１図（イ）〜（ハ）に示すよ
うに大型タービン翼１の翼根部２（同図（イ））から翼
先端部３（同図（ハ））に亘って水平状態を維持した金
型を用いて（α＋β）域で同図矢印に示す方向から型鍛
造を行う。
従って、丸断面荒地の安定が極めて良好で、均一な張り
が発生する為、歩留りが良好で厚さ寸法精度も良く、型
ずれの発生もない。
が発生する為、歩留りが良好で厚さ寸法精度も良く、型
ずれの発生もない。
次に第２図に示す如く、翼根部２を固定し、翼長に亘っ
て所定の角度（α＋β）域の熱間で捩り加工を加える。
て所定の角度（α＋β）域の熱間で捩り加工を加える。
この予備捩り加工によって次工程での成形型上での安定
が確保される。
が確保される。
そして、前記したように（α＋β）域で加熱され予備捩
り加工された半製品を捩り成形金型内に挿入して強制拘
束矯正を行い、この状態のままで３００℃以下になるま
で金型的冷却を施す、この段階で極めて三次元形状精度
に優れた半製品が得られる。
り加工された半製品を捩り成形金型内に挿入して強制拘
束矯正を行い、この状態のままで３００℃以下になるま
で金型的冷却を施す、この段階で極めて三次元形状精度
に優れた半製品が得られる。
最後に７００〜７５０℃の範囲内で焼鈍を行うのである
が、本発明により製造する製品は大型薄肉形状のもので
ある為、製品形状を彫刻した上下金型で前記捩り成形加
工を施した半製品を拘束した状態で行う。かかる如く行
うことによって、変形や残留応力を完全に防止した製品
が得られることとなる。
が、本発明により製造する製品は大型薄肉形状のもので
ある為、製品形状を彫刻した上下金型で前記捩り成形加
工を施した半製品を拘束した状態で行う。かかる如く行
うことによって、変形や残留応力を完全に防止した製品
が得られることとなる。
本発明方法により、下記第１表に示す成分のＴｉ−６Ａ
Ｊ−４Ｖを用いて大型タービン翼を製造した場合の金属
組織、機械的性質、寸法精度を夫々第３図、第２表及び
第３表に示す。
Ｊ−４Ｖを用いて大型タービン翼を製造した場合の金属
組織、機械的性質、寸法精度を夫々第３図、第２表及び
第３表に示す。
本実施例では鍛伸は９３０℃、また荒地鍛造、水平飛打
及び水平仕上打は９３０℃の温度で鍛造し、また予備捩
り加工は翼先端部を約８５°回転させて行った。そして
、捩り成形加工終了後３００℃迄冷却し、７０５℃で３
時間焼鈍して大型タービン翼を製造した。
及び水平仕上打は９３０℃の温度で鍛造し、また予備捩
り加工は翼先端部を約８５°回転させて行った。そして
、捩り成形加工終了後３００℃迄冷却し、７０５℃で３
時間焼鈍して大型タービン翼を製造した。
第１表
単位二重量％
第２表
ＡＮＮ、７０５℃Ｘ ３ Ｈ４Ｆ Ｃ
第３表
上記第２表及び第３表、第３図から本発明方法の優秀さ
が明らかである。
が明らかである。
（発明の効果）
以上説明したように本発明に係る大型タービン翼の製造
方法は、三次元形状に複雑に捩れた大型タービン翼を鍛
造により製造する方法において、翼根から翼先端に亘っ
て水平状態を維持したまま型鍛造し、核型鍛造終了後タ
ービン翼に所要の捩り加工を施し、かかる状態下におい
て強制拘束矯正を行った後拘束状態で熱処理するもので
あり、翼根から翼先端に亘って水平状態を維持したまま
型鍛造する為、荒地の安定が極めて良好となると共に、
型鍛造時におけるスラスト力の発生がない。
方法は、三次元形状に複雑に捩れた大型タービン翼を鍛
造により製造する方法において、翼根から翼先端に亘っ
て水平状態を維持したまま型鍛造し、核型鍛造終了後タ
ービン翼に所要の捩り加工を施し、かかる状態下におい
て強制拘束矯正を行った後拘束状態で熱処理するもので
あり、翼根から翼先端に亘って水平状態を維持したまま
型鍛造する為、荒地の安定が極めて良好となると共に、
型鍛造時におけるスラスト力の発生がない。
また、本発明方法は、拘束状態を維持して熱処理する為
、変形や残留応力を完全に防止した製品が得られる。す
なわち本発明方法は、■単純形状の段階で精度よい塑性
加工を終える。■涙れ形状にした後、金型拘束矯正を実
施する。■拘束熱処理で変形、残留応力の防止を図る。
、変形や残留応力を完全に防止した製品が得られる。す
なわち本発明方法は、■単純形状の段階で精度よい塑性
加工を終える。■涙れ形状にした後、金型拘束矯正を実
施する。■拘束熱処理で変形、残留応力の防止を図る。
ことによって寸法精度向上と熱処理特性の確保、すなわ
ち残留応力の防止を図ったものである。
ち残留応力の防止を図ったものである。
第１図（イ）〜（ハ）は本発明方法の型鍛造時における
翼根部（イ）、中央部（ロ）及び翼先端部（ハ）の説明
図、第２図は予備捩り加工時の説明図、第３図は実験に
より得られた製品の金属組織図、第４図（イ）は大型タ
ービン翼の例示図面、（ロ）〜（ニ）は従来方法による
場合の第１図（イ）〜（ハ）と同様の図面である。 １は大型タービン翼、２は翼根部、３は翼先端部。 第１図 第２図 第３図 −５２のａ
翼根部（イ）、中央部（ロ）及び翼先端部（ハ）の説明
図、第２図は予備捩り加工時の説明図、第３図は実験に
より得られた製品の金属組織図、第４図（イ）は大型タ
ービン翼の例示図面、（ロ）〜（ニ）は従来方法による
場合の第１図（イ）〜（ハ）と同様の図面である。 １は大型タービン翼、２は翼根部、３は翼先端部。 第１図 第２図 第３図 −５２のａ
Claims (1)
- （１）三次元形状に複雑に捩れた大型タービン翼を鍛造
により製造する方法において、翼根から翼先端に亘って
水平状態を維持したまま型鍛造し、該型鍛造終了後ター
ビン翼に所要の捩り加工を施し、かかる状態下において
強制拘束矯正を行った後拘束状態で熱処理することを特
徴とする大型タービン翼の製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7571387A JPS63241118A (ja) | 1987-03-27 | 1987-03-27 | 大型タ−ビン翼の製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7571387A JPS63241118A (ja) | 1987-03-27 | 1987-03-27 | 大型タ−ビン翼の製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63241118A true JPS63241118A (ja) | 1988-10-06 |
Family
ID=13584160
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7571387A Pending JPS63241118A (ja) | 1987-03-27 | 1987-03-27 | 大型タ−ビン翼の製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63241118A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012043374A1 (ja) | 2010-09-27 | 2012-04-05 | 日立金属株式会社 | ブレード素材の製造方法及びブレード素材の製造装置 |
| KR20130007994A (ko) * | 2011-07-11 | 2013-01-21 | 미쯔비시 헤비 인더스트리즈 리미티드 | 터빈 블레이드의 제조방법 |
| CN103624107A (zh) * | 2013-12-06 | 2014-03-12 | 天水锻压机床(集团)有限公司 | 一种剪板机刀片火焰矫正工艺 |
| JP2017148813A (ja) * | 2016-02-22 | 2017-08-31 | 日立金属株式会社 | 熱間鍛造用金型及び熱間鍛造方法 |
| JP2018051617A (ja) * | 2016-09-30 | 2018-04-05 | 日立金属株式会社 | 熱間鍛造方法 |
-
1987
- 1987-03-27 JP JP7571387A patent/JPS63241118A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012043374A1 (ja) | 2010-09-27 | 2012-04-05 | 日立金属株式会社 | ブレード素材の製造方法及びブレード素材の製造装置 |
| US9221095B2 (en) | 2010-09-27 | 2015-12-29 | Hitachi Metals, Ltd. | Manufacturing method for a blade material |
| KR20130007994A (ko) * | 2011-07-11 | 2013-01-21 | 미쯔비시 헤비 인더스트리즈 리미티드 | 터빈 블레이드의 제조방법 |
| JP2013019294A (ja) * | 2011-07-11 | 2013-01-31 | Daido Steel Co Ltd | タービンブレードの製造方法 |
| CN103624107A (zh) * | 2013-12-06 | 2014-03-12 | 天水锻压机床(集团)有限公司 | 一种剪板机刀片火焰矫正工艺 |
| JP2017148813A (ja) * | 2016-02-22 | 2017-08-31 | 日立金属株式会社 | 熱間鍛造用金型及び熱間鍛造方法 |
| JP2018051617A (ja) * | 2016-09-30 | 2018-04-05 | 日立金属株式会社 | 熱間鍛造方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2066253C1 (ru) | Способ изготовления турбинных лопаток | |
| JP6252704B2 (ja) | Ｎｉ基超耐熱合金の製造方法 | |
| CN110976727B (zh) | 一种提高钛合金锻件组织均匀性的锻造方法 | |
| JP5829213B2 (ja) | チタン合金部品の応力緩和熱処理 | |
| CN110468361B (zh) | 一种变形高温合金细晶棒材的制备方法 | |
| CN109482796B (zh) | 一种TC4钛合金盘锻件的β锻及热处理方法 | |
| WO2021219056A1 (zh) | 一种高强度不锈钢转子及其制备方法 | |
| CN110252843A (zh) | 一种用于增材制造的a100超高强钢丝材的制备方法 | |
| JPS61106739A (ja) | チタン合金鋳造品の熱処理法 | |
| CN111534715A (zh) | 一种万向复位螺钉座钛合金棒材的制备方法 | |
| CN106734795A (zh) | 一种高铌gh4169合金棒材的制备方法 | |
| CN112872261A (zh) | 一种钛合金法兰盘锻件的锻造方法 | |
| CN112226593A (zh) | 一种提高热作模具钢韧性及等向性的预备生产工艺 | |
| JPS61195725A (ja) | 高強度平歯車の製造方法 | |
| CN110205572B (zh) | 一种两相Ti-Al-Zr-Mo-V钛合金锻棒的制备方法 | |
| CN115213251A (zh) | 一种gh4698合金小规格棒材的制备方法 | |
| US3505130A (en) | Method for improving fatigue strength in turbine blades | |
| US3035341A (en) | Manufacturing method for making molybdenum base alloy articles | |
| CN114700451B (zh) | 一种Waspaloy镍基合金的锻造生产工艺 | |
| JPH06248402A (ja) | マグネシウム合金製部材の製造方法 | |
| JPH06256919A (ja) | チタン合金の加工方法 | |
| JPH0551643B2 (ja) | ||
| CN114273575B (zh) | 一种大变形短流程锻造方法 | |
| JPS5930443A (ja) | 加工硬化せる金属部材の鍛造またはプレス加工による製造法 | |
| CN119753544B (zh) | 一种提高gh4169合金锻件强度的热处理方法 |