CN1737339A - 高强度钛合金在具有较长叶片长度的终级涡轮机叶片中的应用 - Google Patents

高强度钛合金在具有较长叶片长度的终级涡轮机叶片中的应用 Download PDF

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Abstract

特别适合在蒸汽涡轮发动机中用作具有约40英寸或更长叶片长度终级叶片的一种新型高强度钛基合金叶片和形成这种叶片的方法。根据本发明的示例叶片由钛基合金形成。该合金包括高达(a)约6.25重量％的铝、(b)约3.5％的钒、(c)约2.25％的锡、(d)约2.25％的锆、(e)约1.75％的钼、(f)约2.25％的铬、(g)约0.7％的硅和(h)约2.3％的铁，余量为钛。形成后，该叶片可被热处理以达到应力消除并随后用常规方法机械加工。

Description

高强度钛合金在具有较长叶片长度的终级涡轮机叶片中的应用
技术领域
本发明涉及用于蒸汽涡轮发动机终级的高强度叶片并涉及制造这种高强度叶片的方法。特别地，本发明涉及特定的钛基合金用于制造具有约40英寸或更长叶片长度(vane length)的高强度终级涡轮机叶片(last stage turbine bucket)的应用。
背景技术
一般认为蒸汽涡轮发动机的性能强烈地受在降低的蒸汽压力下运转的终级叶片设计和性能的影响。理想地，终级叶片应该有效地运用降低到发动机排气压力的蒸汽的膨胀，同时使离开终级的蒸汽流的动能最小。
蒸汽涡轮机叶片的使用要求可以是复杂且苛刻的。终级叶片，特别地，常规地暴露于不同的恶劣运行条件，包括由高湿度引起和由锅炉带来的腐蚀环境。这些条件可对叶片材料，特别地在具有40英寸或更长长度的终级叶片中，带来严重的腐蚀和点蚀。因此，一段时间以来，涡轮机终级叶片一直是反复调查和研究工作的主题以努力改进其在苛刻运行条件下的效率，因为即使是叶片效率或寿命的小提高也能在蒸汽涡轮发动机的使用期限内导致可观的经济利益。
终级叶片被暴露于宽范围的气流、载荷和强动力中。因此，从机械强度和耐久性的现点看，影响最终叶片轮廓设计的基本因素包括叶片的有效长度、在运行流区的节径和运转速度。在最高预期运行条件下制造材料的阻尼、叶片疲劳和耐腐蚀性也在最终叶片设计和制造方法中起重要作用。
更大的终级涡轮机叶片的开发，例如，那些叶片长度约40英寸或更长的叶片，由于经常超过现有叶片材料如Ti6Al-4V和铁基合金的强度容量的惯性械荷而引起额外的设计问题。蒸汽涡轮机叶片，特别是具有更长叶片的终级叶片，经历更高的拉伸载荷，并因此经受循环应力，当该循环应力与腐蚀环境结合时，在长期的使用中可对叶片有很大的破坏性。此外，在终级的蒸汽一般是“湿的”，即含有更大量的饱和蒸汽。结果，在终级常发生叶片材料的水滴冲击侵蚀。这种侵蚀总体上降低叶片的使用寿命和蒸汽涡轮机的效率。
过去，对于不同最终用途的应用，找到能够满足所有力学要求的叶片材料是困难的，特别对于其中叶片较长的叶片、即具有约40英寸长度或更长的那些的机械设计。更长的叶片总是具有增加的强度要求，并且如上所述，必定遭受甚至可能更大的侵蚀和点蚀。较长叶片设计中固有的更高应力还在升高的运行温度下增加应力腐蚀破裂的倾向，因为对叶片材料的更高的强度要求倾向于在400°F或接近400°F的运行温度下增加应力破裂的敏感性。随着在具有更长叶片长度的终级叶片上施加的应力更高，点蚀和腐蚀疲劳的效应也增加。许多次，仅仅为满足其它涡轮机级的基本机械设计要求所选定的合金将不会满足终级叶片的最低机械强度和侵蚀抗耐性要求。
从前对终级涡轮机叶片中较长叶片长度问题的解决方案变化很大，依最终使用要求而定。在某些使用要求不太苛刻的场合，单一的叶片材料可能是可接受的。然而，为提高耐侵蚀性，叶片一般需要通过在进气边的局部热处理(例如火焰或感应加热硬化)硬化以提供增加的耐侵蚀性。或者，可通过铜焊、气体保护钨极电弧焊或电子束焊接将抗侵蚀屏蔽材料(如斯泰利特硬质合金)附着在叶片上。这些现有技术的物理附着方法几乎总是经过一定时间后在焊接热影响区导致某种程度的退化，而因此叶片可能最终在那些点失效。此外，总是存在焊接缺陷的危险，并且在某些情形下可导致代价很大的整个叶片装置的报废。
另一已知的制造或修理蒸汽涡轮机叶片的方法包括在叶片桨叶的进气边焊接一衬垫，并随后硬化衬垫的一部分以提供进气边外缘硬化的表面。然而，硬化步骤一般不扩展到远至衬垫和桨叶本身之间的连接处。因此，衬垫的一部分可保持未硬化并且在苛刻的运行条件下易于早期失效或侵蚀。
共有美国专利5351395公开了一种提供满足对用于蒸汽涡轮机高应力终级叶片的多种要求的双金属结构的方法。在专利′395中描述的方法包括附着一抗侵蚀衬垫材料，使叶片和衬垫都处于接近最佳的可焊性条件下。焊接后对该双金属装置进行热处理以最优化叶片的性能而没有显著的扭曲。在机加工后，衬垫材料还可被硬化(通过火焰加热硬化或其它现有方法)以提供改进的耐侵蚀性。然而，已经发现在专利′395中公开的双金属结构并没有解决终级涡轮机叶片中固有的所有点蚀和腐蚀问题，特别是具有约40英寸或更长的叶片长度的那些。
发明内容
本发明通过提供一种用于具有较长叶片长度的叶片的整体的，即一体化金属设计，表现出相对于原来使用双金属结构终级叶片设计的显著改进。特别地，本发明利用了特别适用于约40英寸或更长叶片长度的高强度钛合金。同样地，该合金的应用对终级蒸汽涡轮机叶片特别有用，而不需要如原来的设计中使用的额外屏蔽材料或叶片衬垫。根据本发明制造的叶片还在更长时间内容纳终级蒸汽涡轮机叶片的增加的应力和载荷的能力上呈现出显著改进，而在升高的温度即处于或接近约400°F的运行温度下没有显著的恶化、侵蚀或应力破裂。
现已发现，特定的轻质、高强度钛基合金可被用于降低和/或控制在处于或接近400°F的温度下运行的较长终级叶片中固有的应力，特别是具有约40英寸或更长的叶片长度的叶片。使用这里描述的钛基合金的较长叶片的叶片(longer vane bucket)显示了更高的强度和改进的耐侵蚀性。根据本发明的示例的钛基合金具有145ksi的最小室温极限拉伸强度，130ksi的0.2％室温屈服强度；在约400°F 125ksi的极限拉伸强度，110ksi的0.2％屈服强度。与现有的其它合金如Ti6Al-4V相比，优选的钛基合金用于具有较长叶片长度的叶片时更可靠且成本效率更高。
在其更宽的方面，本发明还包括一种整体的、一体化的包含钛合金的蒸汽涡轮机叶片的新制造工艺，该合金比典型地用于蒸汽涡轮机应用中的铁基合金轻约50％。这一相对原来叶片设计的总体重量的显著降低，在具有约40英寸或更长叶片长度的叶片的设备制造和蒸汽涡轮机效率中都展示了重要的潜在成本节约。也已发现，根据本发明用来形成叶片的钛合金的强度等于或大于现有的铁基合金。
从下面对本发明的详细描述中，本发明的其它目标和优点将变得明显。
附图说明
图1是对根据本发明用于较长叶片终级涡轮机叶片的示例钛合金组合物进行的强度测试结果的图解说明。
具体实施方式
根据本发明的钛基合金具有如下表1所示的示例重量百分比。
表1
  Al   V   Sn   Zr   Mo   Cr   Si   Fe   Ti
  3％到6.25％   高达3.5％   高达2.25％   高达2.25％   1.75％到5.0％   高达2.25％   高达0.7％   高达2.3％   余量
用于形成根据本发明的叶片的钛基合金，即用于具有至少约40英寸叶片长度的叶片的合金，显示了145ksi的最小室温极限拉伸强度，130ksi的室温0.2％屈服强度；125ksi的最小400°F极限拉伸强度，和110ksi的最小400°F 0.2％屈服强度。优选的合金显示了β或者αβ结构，并达到了约50ksi平方根英寸(root square inch)的最小断裂韧性。
采用上述钛合金组成范围形成了根据本发明的各种具有约40英寸叶片长度的蒸汽涡轮机叶片。如上所述，多种设计因素，如叶片的有效长度、在运行流区的叶片节径(pitch diameter)和运行速度都能影响最终叶片轮廓和所用的特定合金。在最高预期运行条件下合金的阻尼、叶片疲劳和耐腐蚀性也在使用处于上述优选组成范围内的钛基合金的最终叶片设计中起作用。能够用根据本发明的钛合金形成的较长叶片终级叶片的示例轮廓在标题为“涡轮机终级叶片”的共有美国专利5393200中描述。
成形后，使每一根据本发明的叶片释放应力，并且用现有的精加工和热处理步骤将叶片表面加工到最终轮廓。使多种具有约40英寸或更长叶片长度的示例叶片在终级蒸汽涡轮机的名义(nominal)和最高预期运行温度范围内经受常规的机械强度和耐腐蚀性测试。用于根据本发明的叶片的钛基合金材料显示了提高的耐腐蚀性和高于平均水平的强度特征。
制造根据本发明的钛基蒸汽涡轮机叶片的一个示例工艺包括如下步骤。最初，用常规的螺旋压机、锤锻和/或液压机使包括前述合金组合物的钛坯成形并锻造成叶片。可选地，锻造的叶片可被热处理和淬火以达到应力消除和增进机械强度性能。根据特定的最终用途的应用，该叶片也可用常规的手段时效(aged)，并随后机械加工到最终的工作外形(典型地在所有的面进行机械加工，即360度)。
虽然对较长的叶片，例如具有约40英寸或更长的叶片长度的叶片开发出了上述工艺，但根据特定叶片设计和最终使用要求，可在上述组成范围内采用不同的钛合金组成来调整上述工艺。
下述的表2概括了对可用于根据本发明的较长叶片、终级蒸汽涡轮机叶片的示例高强度钛合金组合物进行的机械强度测试。
表2
测试   测试  温度  极限拉  0.2％屈  延伸率  断面    弹性模量
                   伸强度  服强度          收缩率
序号   方向  °F    KSI     KSI       ％     ％     兆磅/平方英寸
T11    轴向  75     158.1   142       16     40     16.8
T12    轴向  75     157.9   141.5     17     37     16.8
T9     切向  75     157.9   142       12     29     17.4
T10    切向  75     157.9   141.8     14     24     17
T15    轴向  75     170.5   151.5     13     36     17.2
T16    轴向  75     170.5   151       12     37     17.3
T13    切向  75     169.7   149.5     11     25     17.5
T14    切向  75     171.1   150.8     12     30     16.4
T3     轴向  75     155.6   136.6     16     40     16.2
T4     轴向  75     154.8   136       14     37     16.8
T1     切向  75     161.4   145.9     14     40     17.9
T2     切向  75     160.6   145.2     14     40     17.6
T7    轴向   75   177    158.2   12   38   16.7
T8    轴向   75   179.2  159.5   11   35   16.7
T5    切向   75   183.3  165.7   10   33   17.2
T6    切向   75   187.2  167.4   10   32   17.6
T63   轴向   75   164    148.3   15   32   16.6
T64   轴向   75   164.7  148     15   35   16.6
T61   切向   75   168.8  151.9   13   27   16.6
T62   切向   75   168.3  151.5   12   28   16.4
T67   轴向   75   182.9  159.9   10   25   16.9
T68   轴向   75   182.7  159     10   26   16.4
T65   切向   75   201.3  169.3   6    19   16.9
T66   切向   75   197.7  169.3   8    19   16.6
T27   轴向   400  135.9  110.3   18   46   16
T28   轴向   400  134    109     17   43   15.8
T49   轴向   400  134.7  110.3   17   40   16.3
T50   轴向   400  135.7  110.3   16        16.2
                                      45.
                                            5
                                            43.
T51    轴向    400    136.3    111    17    5    15.8
T52    轴向    400    136.7    109.4  16    41   15.1
T53    轴向    400    135.1    109.5  17    47   16.1
                                            35.
T25    切向    400    133.8    109.5  14    5    15.5
T26    切向    400    133.8    108.5  16    35   16
T47    切向    400    134.6    109.5  16    40   15.3
                                            38.
T48    切向    400    136.5    109.5  15    5    15.4
                                            53.
T31    轴向    400    147.1    121.9  18    5    15.2
                                            51.
T32    轴向    400    147.5    119.8  18    5    16.4
T56    轴向    400    149      123.3  18    52   16.7
T57    轴向    400    152.3    125.1  14    44   15.2
T58    轴向    400    151.2    126.2  16    53   15.5
                                            47.
T59    轴向    400    153.7    127.9  16    5    16.7
T60    轴向    400    150.9    125.8  16         15.1
                                            45.
T29    切向    400    144.5    117.2    15    41    15.3
                                              39.
T30    切向    400    147.3    119      14    5     15.9
T54    切向    400    160.3    135.1    14    43    16.3
                                              49.
T55    切向    400    153.3    128      15    5     16.2
T19    轴向    400    129      100.1    17    45    15
                                              51.
T20    轴向    400    132.6    103.8    16    5     14.9
T35    轴向    400    128.1    100.3    16    50    16.4
                                              46.
T36    轴向    400    156.2    123.1    13    5     14.9
T37    轴向    400    157      126.5    14    44    15.2
T38    轴向    400    155.3    123.3    12    45    14.5
T39    轴向    400    128.7    100.2    16    53    15.4
                                              48.
T17    切向    400    135.2    108.2    14    5     16.1
                                              55.
T18    切向    400    133.5    107.9    17    51    6.4
T33    切向    400    132      109.9    17    57    15.2
                                            55.
T34    切向    400    132    105.8    17    5     16
                                            50.
T23    轴向    400    150.8  122.3    15    5     15.9
                                            49.
T24    轴向    400    151.9  123.2    13    5     14.9
T42    轴向    400    155.8  125.8    14    47    14.6
                                            48.
T43    轴向    400    155.9  125.9    13    5     15.6
                                            44.
T44    轴向    400    155.8  127.9    12    5     15.1
                                            34.
T45    轴向    400    157.8  126.5    11    5     14.7
                                            47.
T46    轴向    400    156.7  123.9    13    5     15.6
T40    切向    400    162.9  131.1    12    43    16.1
T41    切向    400    160.2  130.6    13    48    16
                                            49.
T21    切向    400    153.4  126.9    12    5     16.7
T22    切向    400    157.4  129.6    13    48    15.8
                                              38.
T71    轴向    400    131.4    106.7    16    5    15.3
                                              42.
T72    轴向    400    131.7    106.4    16    5    14
T75    轴向    400    132.8    106.8    16    41   14.6
T76    轴向    400    134.6    108.6    18    43   15
T77    轴向    400    131.9    108.1    17    42   15.7
T78    轴向    400    132      106.8    16    40   14.8
                                              42.
T79    轴向    400    134.5    108.9    18    5    14.4
                                              40.
T69    切向    400    134.5    113      16    5    16.5
                                              39.
T70    切向    400    134.3    112.4    16    5    16
                                              46.
T73    切向    400    135.4    112.8    16    5    15.3
T74    切向    400    134.7    113.5    15    48   17
T82    轴向    400    148.2    118.5    15    38   15.2
                                              37.
T83    轴向    400    148.2    119.3    15    5    16.4
T86    轴向    400    149.8    115.8    14    37   15.5
T87    轴向    400    151.6    116.3    14         14.4
                                              37.
                                              5
T88    轴向    400    152.3    115.1    13    35    14.9
T89    轴向    400    150.6    116.2    14    35    15.5
                                              35.
T90    轴向    400    150.9    115.9    12    5     15.1
                                              29.
T80    切向    400    165.7    124.7    10    5     15.6
T81    切向    400    162.1    124.8    12    38    15
T84    切向    400    165.3    126.1    11    33    15.1
T85    切向    400    164.9    122.9    12    32    15.7
参考表2，栏1(最左)标明了指定的测试序号；栏2表明了测试方向，即或者它在沿测试棒的纵轴的“轴”向，或者通过成90度角(测试棒的“切向”)的棒的横截面上进行；栏3显示了每一测试期间测量的棒的最高温度；栏4列出了单位为ksi的极限拉伸强度；栏5标明了每一试样的单位为KSI的0.2％残余变形(offset)屈服强度；栏6显示了每一被测试样的延伸率百分数；栏7列出了每一试样的断面收缩率(area of reduction)百分数；和栏8展示出了每一被测试样的单位为兆磅/平方英寸的弹性模量。
表2所示的不同强度值表明，用于形成根据本发明的较长叶片的钛合金组合物，即具有处于上述范围内的重量百分比组成的那些，显示出该合金耐受此类施加于具有约40英寸或更长叶片长度终级蒸汽叶片上的增大的应力和载荷而不劣化或应力破裂的能力显著提高。
附图中的图1是在距被测样品表面不同距离处对根据本发明所用的示例钛合金组合物进行的极限拉伸强度测试结果的图解说明。如图1所示，测试合金以ksi为单位的400°F极限拉伸强度在距样品表面不同距离处，即距合金表面约0.9、1.0、1.4和1.8英寸距离处保持基本不变。
虽然本发明已经通过现在认为是最实际和优选的实施方案进行了描述，但应该理解，本发明不局限于公开的实施方案，而是相反，意指覆盖包含在所附的权利要求的精神和范围之内的不同的修改或等价的变化。

Claims (8)

1.一种用于蒸汽涡轮发动机终级的叶片，所述叶片被成形为具有至少约40英寸的叶片长度，并包含具有高达约6.25重量％的铝、约3.5％的钒、约2.25％的锡、约2.25％的锆、约1.75％-约5.0％的钼、约2.25％的铬、约0.7％的硅和约2.3％的铁，余量为钛的钛基合金。
2.根据权利要求1的叶片，其中所述钛基合金显示的强度特征为：约145ksi的室温极限拉伸强度；约130ksi的0.2％室温屈服强度；约125ksi的极限拉伸强度；在400°F约110ksi的0.2％屈服强度。
3.根据权利要求1的叶片，其中用于形成所述叶片的所述钛基合金具有β或者αβ结构，并且具有约50ksi平方根英寸的最小断裂韧性。
4.在具有涡轮机轮的蒸汽涡轮发动机中，其具有环绕所述涡轮机轮配置的多个叶片，以及具有约40英寸或更长叶片长度的包含根据权利要求1的钛基合金的终级叶片。
5.一种用于形成具有至少约40英寸叶片长度的终级蒸汽涡轮机叶片的钛基合金组合物，所述钛基合金组合物包含约6.25重量％的铝、约3.5％的钒、约2.25％的锡、约2.25％的锆、1.75％-5.0％的钼、约2.25％的铬、约0.7％的硅和约2.3％的铁，余量为钛。
6.根据权利要求5的用于形成终级蒸汽涡轮机叶片的钛基合金组合物，其中所述合金显示如下强度特征：至少约145ksi的室温极限强度；约130ksi的0.2％室温屈服强度；约125ksi的极限拉伸强度；和在400°F约110ksi的0.2％屈服强度。
7.根据权利要求5的用于形成终级蒸汽涡轮机叶片的钛基合金组合物，其中所述组合物具有β或者αβ结构，并且具有约50ksi平方根英寸的最小断裂韧性。
8.一种制造用于蒸汽涡轮发动机的终级涡轮叶片的方法，包括以下步骤：
(a)用具有高达约6.25重量％的铝、约3.5％的钒、约2.25％的锡、约2.25％的锆、约1.75％-5.0％的钼、约2.25％的铬、约0.7％的硅和约2.3％的铁，余量为钛的钛基合金形成具有至少约40英寸叶片长度的蒸汽涡轮叶片。
(b)用热处理去除所述叶片的应力；和
(c)机械加工所述叶片的表面。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102149837A (zh) * 2008-09-25 2011-08-10 博格华纳公司 涡轮增压器及其对应的叶片支承环
CN102459670A (zh) * 2009-06-29 2012-05-16 博格华纳公司 耐疲劳的铸造钛合金物品
CN103243235A (zh) * 2013-05-22 2013-08-14 哈尔滨工业大学 一种高强度钛合金
CN104745871A (zh) * 2013-11-04 2015-07-01 李茜 一种制备铝钛合金叶轮的方法
CN106460102A (zh) * 2014-05-15 2017-02-22 通用电气公司 钛合金及其生产方法
CN106777814A (zh) * 2017-01-18 2017-05-31 电子科技大学 基于多源层次信息更新与故障物理的可靠性预计方法
CN108843402A (zh) * 2018-06-08 2018-11-20 南京赛达机械制造有限公司 一种耐高温钛合金汽轮机叶片
CN109707462A (zh) * 2018-12-28 2019-05-03 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种全转速汽轮机1450mm钛合金末级长叶片

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080181808A1 (en) 2007-01-31 2008-07-31 Samuel Vinod Thamboo Methods and articles relating to high strength erosion resistant titanium alloy
US20090214345A1 (en) * 2008-02-26 2009-08-27 General Electric Company Low pressure section steam turbine bucket
US8052393B2 (en) * 2008-09-08 2011-11-08 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8096775B2 (en) * 2008-09-08 2012-01-17 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8210822B2 (en) * 2008-09-08 2012-07-03 General Electric Company Dovetail for steam turbine rotating blade and rotor wheel
US8100657B2 (en) * 2008-09-08 2012-01-24 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8057187B2 (en) * 2008-09-08 2011-11-15 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8075272B2 (en) * 2008-10-14 2011-12-13 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8118557B2 (en) * 2009-03-25 2012-02-21 General Electric Company Steam turbine rotating blade of 52 inch active length for steam turbine low pressure application
US7997873B2 (en) * 2009-03-27 2011-08-16 General Electric Company High efficiency last stage bucket for steam turbine
US8342009B2 (en) 2011-05-10 2013-01-01 General Electric Company Method for determining steampath efficiency of a steam turbine section with internal leakage
US9267218B2 (en) 2011-09-02 2016-02-23 General Electric Company Protective coating for titanium last stage buckets
US10215032B2 (en) 2012-10-29 2019-02-26 General Electric Company Blade having a hollow part span shroud
US9328619B2 (en) 2012-10-29 2016-05-03 General Electric Company Blade having a hollow part span shroud
EP3137639B1 (en) * 2014-04-28 2020-01-01 National Coupling Company, Inc. Titanium alloy and parts made thereof
US10267156B2 (en) 2014-05-29 2019-04-23 General Electric Company Turbine bucket assembly and turbine system
US9193012B1 (en) * 2014-09-08 2015-11-24 Goodrich Corporation Nickel repair of titanium surfaces
US20180293261A1 (en) * 2017-04-06 2018-10-11 Doron Barack Methods and systems for storing and retrieving data items
CN111962129B (zh) * 2020-08-10 2022-03-22 西北工业大学 一种控制钛合金热盐腐蚀疲劳的陶瓷膜制备方法

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH538898A (de) * 1970-11-04 1973-07-15 Alexandrovich Grekov Nikolai Fertigungsverfahren für ringförmige Schmiedestücke
US3867208A (en) * 1970-11-24 1975-02-18 Nikolai Alexandrovich Grekov Method for producing annular forgings
US4053330A (en) * 1976-04-19 1977-10-11 United Technologies Corporation Method for improving fatigue properties of titanium alloy articles
JPS5848025B2 (ja) * 1977-05-25 1983-10-26 三菱重工業株式会社 チタン合金の熱処理法
GB2046301B (en) * 1978-12-15 1983-01-26 Secr Defence Heat treatment of alloys
JPS6053109B2 (ja) * 1982-12-29 1985-11-22 三菱重工業株式会社 内部摩擦の大きいチタン合金の熱処理法
JP2001329801A (ja) * 1989-02-03 2001-11-30 Hitachi Ltd 高低圧一体型蒸気タービン
US5351395A (en) 1992-12-30 1994-10-04 General Electric Company Process for producing turbine bucket with water droplet erosion protection
JP2932914B2 (ja) * 1993-12-01 1999-08-09 日本鋼管株式会社 （α＋β）型Ｔｉ 合金鍛造材の製造方法
US5393200A (en) 1994-04-04 1995-02-28 General Electric Co. Bucket for the last stage of turbine
US5445498A (en) 1994-06-10 1995-08-29 General Electric Company Bucket for next-to-the-last stage of a turbine
DE59406283D1 (de) * 1994-08-17 1998-07-23 Asea Brown Boveri Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel aus einer (alpha-Beta)-Titan-Basislegierung
US5839267A (en) 1995-03-31 1998-11-24 General Electric Co. Cycle for steam cooled gas turbines
EP0852164B1 (en) * 1995-09-13 2002-12-11 Kabushiki Kaisha Toshiba Method for manufacturing titanium alloy turbine blades and titanium alloy turbine blades
US6102656A (en) 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
EP0969109B1 (en) * 1998-05-26 2006-10-11 Kabushiki Kaisha Kobe Seiko Sho Titanium alloy and process for production
JP3297011B2 (ja) * 1998-05-26 2002-07-02 株式会社神戸製鋼所 冷延性に優れた高強度チタン合金
JP3666256B2 (ja) * 1998-08-07 2005-06-29 株式会社日立製作所 蒸気タービン翼の製造方法
US6849231B2 (en) * 2001-10-22 2005-02-01 Kobe Steel, Ltd. α-β type titanium alloy
FR2836640B1 (fr) * 2002-03-01 2004-09-10 Snecma Moteurs Produits minces en alliages de titane beta ou quasi beta fabrication par forgeage

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102149837B (zh) * 2008-09-25 2014-01-08 博格华纳公司 涡轮增压器及其对应的叶片支承环
CN102149837A (zh) * 2008-09-25 2011-08-10 博格华纳公司 涡轮增压器及其对应的叶片支承环
US9103002B2 (en) 2009-06-29 2015-08-11 Borgwarner Inc. Fatigue resistant cast titanium alloy articles
CN102459670A (zh) * 2009-06-29 2012-05-16 博格华纳公司 耐疲劳的铸造钛合金物品
CN102459670B (zh) * 2009-06-29 2014-07-09 博格华纳公司 耐疲劳的铸造钛合金物品
CN103243235A (zh) * 2013-05-22 2013-08-14 哈尔滨工业大学 一种高强度钛合金
CN103243235B (zh) * 2013-05-22 2015-05-13 哈尔滨工业大学 一种高强度钛合金
CN104745871A (zh) * 2013-11-04 2015-07-01 李茜 一种制备铝钛合金叶轮的方法
CN106460102A (zh) * 2014-05-15 2017-02-22 通用电气公司 钛合金及其生产方法
CN106777814A (zh) * 2017-01-18 2017-05-31 电子科技大学 基于多源层次信息更新与故障物理的可靠性预计方法
CN106777814B (zh) * 2017-01-18 2020-07-31 电子科技大学 基于多源层次信息更新与故障物理的可靠性预计方法
CN108843402A (zh) * 2018-06-08 2018-11-20 南京赛达机械制造有限公司 一种耐高温钛合金汽轮机叶片
CN109707462A (zh) * 2018-12-28 2019-05-03 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种全转速汽轮机1450mm钛合金末级长叶片
CN109707462B (zh) * 2018-12-28 2022-03-18 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种全转速汽轮机1450mm钛合金末级长叶片

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