JP2003520313A

JP2003520313A - タービン翼ならびにタービン翼の製造方法

Info

Publication number: JP2003520313A
Application number: JP2000504966A
Authority: JP
Inventors: ビショッフ‐バイヤーマン、ブルクハルト; エッサー、ヴィンフリート
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 1997-07-29
Filing date: 1998-07-20
Publication date: 2003-07-02
Also published as: WO1999006166A1; US6257828B1; EP0894558A1; EP0998361A1; EP0998361B1; DE59805830D1

Abstract

(57)【要約】本発明は、中心軸線（２）に沿って根元部（３）から中間部（４）を通って頭部（５）へ延びるタービン翼（１）、特にガスタービン翼に関する。このタービン翼は中間部（４）に、薄い壁厚の翼壁（７）によって少なくとも部分的に取り囲まれている空所（６）を有する。翼壁（７）は中程度の粒度を持つ粒状構造の金属材料（８）を有する。さらに、本発明はタービン翼（１）の製造方法に関する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】本発明は、中心軸線に沿って根元部から中間部を通って頭部へ延びるタービン
翼、特にガスタービン翼に関する。さらに、本発明はタービン翼、特にガスター
ビン翼の製造方法に関する。

【０００２】ドイツ連邦共和国特許出願公告第２２４２１１１号明細書には、方向性を持っ
て凝固された組織を有する鋳物、特にガスタービン翼の製造装置及び方法が記載
されている。この方法及び装置はできるだけ空洞のない鋳物を製造するために使
われる。単結晶組織又は柱状晶を有する方向性凝固は粒成長の開始を制御するこ
とによって得られる。この方法を実施する際、溶解した金属を満たされる鋳型が
冷却板の上に置かれ、鋳造される金属の融点温度以上の特に１５０℃の温度に加
熱される。溶解した金属がその鋳型内に注ぎ込まれ、冷却板が鋳型と共に冷却液
槽内に浸漬される。冷却液の温度は金属の融点より著しく低い。冷却板は鋳型内
へ金属を注ぎ込む前に既に冷却剤によって冷却されている。タービン翼を製造す
るために、金属として例えばＭａｒ−Ｍ２００のような超合金が使用される。冷
却液槽内への鋳型の浸漬は、冷却液槽の表面が固相レベルに急にならず、それゆ
え熱搬出が凝固される合金の広い領域から垂直に下方へ行われ、液相―固相境界
面がほぼ水平に保持されるような速度で行われる。これは単結晶の成長を保証し
かつ鋳型表面への粒子の核形成を防止しなければならない。タービン翼を単結晶
として製造する際、鋳型は１５００℃以上に加熱される。冷却液として、約２６
０℃の温度を有する液体すずが使用される。鋳型を液槽内へ浸漬する速度は約３
ｍ／ｈである。タービン翼はこの場合中実材料製翼としてニッケル基又はコバル
ト基合金から単結晶形状に全長約１０ｃｍの長さで鋳造される。

【０００３】ヨーロッパ特許出願公開第００１０５３８号明細書には、方向性凝固のための
速度制御方法及びこの方法に基づいて製造された鋳物が記載されている。鋳物の
方向性凝固のために、温度勾配Ｇと凝固速度Ｒとの比が特に重要である。共晶超
合金にとって、Ｇ対Ｒの比は方向性凝固が行われるためには所定の特性値を上回
っていなければならない。方向性凝固はこの場合主として柱状の粒状構造、単結
晶又は一次元の方向性共晶から成るガスタービン用鋳物を製造するために使用さ
れる。方向性凝固法はＵ−７００、Ｂ−１９００、Ｍａｒ−Ｍ２００及びＩＮ−
１００のような超合金に適用される。飛行機駆動装置の第１段用のガスタービン
翼を単結晶形状に製造するための試みは放射冷却の場合又は液体金属による冷却
の場合高い浸漬速度で行われている。この速度は放射冷却の場合７．５ｃｍ／ｈ
〜３３ｃｍ／ｈであった。方向性を持って凝固された鋳物は中実体として鋳造さ
れる。

【０００４】ドイツ連邦共和国特許出願公告第１００７５６５号明細書には、翼の全横断面
積が根元から頭部へ向かって増大し、ガス状駆動手段によって駆動される、直径
が小さくかつ翼が少ないタービンロータ用の中空タービン翼が記載されている。
根元から頭部へ向かって空所横断面積が大きく増大し、その結果根元から頭部へ
向かって材料横断面積は減少する。タービン翼はろう付け、溶接又は類似の手段
によって互いに接合される２つの部品から構成されている。

【０００５】米国特許第２９１６２５８号明細書には、ロータの周囲方向に位置する１つの
列に同一長さの翼が配置されているタービン、特にガスタービン又は蒸気タービ
ンが記載されている。各翼は質量分割が行われているが、この質量分割は周囲方
向に位置する同じ列の他の全ての翼の質量分割とは異ならされている。これによ
って、翼間の振動を減少させる所定の振動系が得られる。

【０００６】米国特許第５０７２７７１号明細書にはガスタービン翼の鋳造プロセスが記載
されている。この場合、例えばニッケル−クロム超合金の溶湯は加熱領域を備え
ている炉の中で鋳型内へ注ぎ込まれる。この溶湯は鋳型内へ注ぎ込まれた後加熱
領域から引き出される。このようにして鋳造されたタービン翼は多数の偶然的に
配向された粒子を持つ粒状構造を有している。タービン翼は中実体として構成さ
れた２ｍｍの最大厚みを持つ中間部と中実材料から構成され明らかに大きい横断
面積を持つ根元部とを有している。ガスタービンにおける長くて薄い動翼又は静
翼の製造方法は方向性を持って凝固された又は単結晶に凝固されたタービン翼の
製造方法に比べてコスト上の理由から好ましい。

【０００７】米国特許第３４６５８１２号明細書には同様に中実断面を有するタービン翼の
鋳造が記載されている。

【０００８】ヨーロッパ特許出願公開第０７５９５６号明細書には、単一部品に鋳造され高
温度に晒される薄壁の中空体の製造方法が記載されている。このような中空体の
相応する鋳型は、セラミックコアを備え、これがワックスで取り囲まれ、このワ
ックスの周りに薄いケイ酸塩層が設けられ、これが、金属の注入中に変形が発生
しないようにするために一方ではセラミックコアと、他方では別のセラミック被
覆と結合されるように構成されている。この方法によって得られる壁厚は、無方
向性凝固に対しては０．２５ｍｍ〜１ｍｍ、方向性を持って凝固された構造およ
び単結晶構造に対しては０．０７６ｍｍ〜１ｍｍである。この方法の優れた用途
分野は、例えばスペースシャトルの翼用の、又は飛行機駆動装置の転向ノズルと
してのガスタービン静翼用の単結晶構造の製造である。この方法はこのようにし
て鋳造された中空体の耐熱性を２３００℃まで高めるために使われる。

【０００９】「鉱物・金属・材料学会」（１９９６年）の刊行物「Ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ
（超合金）」（１９９６年発行、第５３１頁〜第５３５頁）に掲載されたパトリ
ック．デー．フェロ、サンジェイ．ビー．シェンディの論文「Ａｔｈｅｒｍａ
ｌａｎａｌｙｓｉｓｆｒｏｍｔｈｅｒｍａｌｌｙｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ
ｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ（ＴＣＳ）ｔｒｉａｌｓｉｎｖｅｓｔｍ
ｅｎｔｃａｓｔｉｎｇｓ（インベストメント鋳造に試みられる熱的に制御され
た凝固の熱分析）」には、薄い壁構造物部分を有する大きな鋳物の熱的に制御さ
れた凝固方法が記載されている。この方法の基づいて製造された鋳物は方向性を
持って凝固された鋳物又は単結晶鋳物に比べて特に粒度が異なっている。方向性
を持って凝固された鋳物及び単結晶鋳物は大きな粒度及び中程度の粒度が特徴で
あり、それに対して熱的に制御された凝固方法に基づいて製造された鋳物は従来
方式で製造された鋳物と同じ中程度の粒度を有している。さらに、熱的に制御さ
れた凝固方法に基づいて製造された鋳物は鋳造部分全体に濃密で均一な粒度を有
している。熱的に制御された凝固方法の場合、同一方向に向けられた比較的小さ
い粒子を持ち収縮が最小である微小構造を生じるような温度勾配Ｇと凝固速度Ｒ
との比が使用される。この方法は真空炉内で実施されるが、この真空炉において
は鋳型が加熱領域内で誘導加熱装置によって加熱され溶解した金属の凝固のため
にこの加熱領域から出され、それにより溶解した金属の冷却と凝固とが放射冷却
によって行われる。鋳型の製造ならびにその炉の構成は米国特許第４７２４８９
１号明細書に記載されている。これにはタービン設備のケーシング部の製造が記
載されており、このケーシング部は一部分に、面積が３０ｃｍ²以上であり壁厚
が０．１２５ｃｍ以下であるような薄い壁構造物を有している。薄い壁厚部分と
そうではない壁厚部分との面積比は少なくとも４０である。

【００１０】本発明の課題はタービン翼、特にガスタービン用のタービン翼を提供すること
にある。他の課題はタービン翼の製造方法を提供することにある。

【００１１】本発明によれば、タービン翼に関する課題は、中心軸線に沿って根元部から中
間部を通って頭部へ延び、少なくとも中間部に、薄い壁厚の翼壁によって少なく
とも部分的に取り囲まれている空所を有し、翼壁が、従来方式で鋳造された材料
の粒度の大きさにおいて中程度の粒度を持つ無方向性の粒状構造の金属材料を有
するタービン翼によって解決される。この場合、粒状構造はほぼ無方向性すなわ
ち準等方性である。単結晶に又は方向性を持って凝固されたタービン翼に比べて
、粒子がほぼ優先方向なく配向されている等軸の粒状構造が形成される。

【００１２】タービン翼の中に空所を設けることによってとりわけ翼重量が減少する。材料
が欠陥を有することなく、特に空洞及び細孔有することなく凝固すると、凝固中
に生ずる収縮は材料のそれに追従する溶湯によって均等にされる。これは例えば
熱的に制御された凝固方法の適用によって達成される。収縮の均等化は、壁厚が
頭部から根元部へ向かって頭部から或る間隔を隔てた個所より連続的に増大する
ことによって達成することができる。これによって、頭部における合金溶湯は根
元部における合金溶湯よりも迅速に凝固する。熱的に制御された凝固方法を適用
することによって、壁厚は必要な強度に合せることができ、その結果タービン翼
の重量を減少させることができる。これによって、タービン翼をタービン軸に固
定する根元部の負荷が減少し、結果的に遠心力の発生が減少する。タービン翼は
根元部を部分的に中空に構成することもできる。

【００１３】中心軸線に垂直な平面における横断面積が頭部から根元部へ向かって増大する
と好ましい。この横断面積が５００ｍｍ²〜１００００ｍｍ²の範囲にあると好ま
しい。横断面積は必要な強度に応じて予め定められた所定の長さに亘って頭部か
ら中間部へ向かってほぼ一定である。この範囲では翼壁は、単結晶に又は方向性
を持って凝固されていない公知のタービン翼の必要な円錐形状とは異なり、平行
性を有している。引き続いて中間部では根元部へ向かって横断面積が特に指数的
に増大する。壁厚が頭部から出発して根元部へ向かって増大すると好ましい。こ
れが空所サイズの減少を伴うと好ましい。

【００１４】頭部から根元部へ向かって横断面積がほぼ一定である長さは中間部の全高さの
１５％〜４０％であると好ましい。中間部の高さが５ｃｍ〜７０ｃｍであると好
ましい。大きな高さを有するタービン翼は特に定置形ガスタービンに適用されて
いる。定置形ガスタービンのタービン翼にとっては場合によっては熱的に制御さ
れた凝固方法のプロセスパラメータの整合が必要である。

【００１５】タービン翼は中心軸線に垂直な方向に、前縁部から後縁部までの間隔によって
規定された広さを有している。その間隔が根元部から頭部へ向かって減少すると
好ましい。

【００１６】タービン翼がガスタービン、特に定置形ガスタービンの動翼又は静翼であると
好ましい。このタービン翼がこの場合ＣＭ２４７ＬＣ、Ｒｅｎｅ８０、ＩＮ７９
２、ＩＮ７３８ＬＣ又はＩＮ９３９のようなニッケル基又はコバルト基超合金か
ら構成されると好ましい。勿論、タービン翼への要求に応じて文献で知られてい
るような他の超合金も適する。

【００１７】翼壁の壁厚が０．５ｍｍ〜５ｍの最小値を有すると好ましい。

【００１８】中心軸線に沿って根元部から中間部を通って頭部へ延び、中間部に、薄い壁厚
の翼壁によって少なくとも部分的に取り囲まれている空所が作られているタービ
ン翼の製造方法に関する課題は、鋳型がタービン翼の材料の溶融温度より高い加
熱領域内に保持され、鋳型が溶解した材料を注がれ、鋳型が、その材料が少なく
とも翼壁に従来方式で鋳造された材料と同じ中程度の粒度を持つ無方向性の粒状
構造を有するように加熱領域から出されるタービン翼の製造方法によって解決さ
れる。この場合、粒度は翼壁においては０．５ｍｍ〜５ｍｍであり、例えば根元
部においては約４ｍｍ〜１０ｍｍの範囲である。翼壁の横断面には場合によって
は僅かな粒子しか存在しない。勿論、鋳型が固定され、加熱領域（特に誘導加熱
装置によって代表される）が鋳型から離れるように動かされることによって、鋳
型が加熱領域から引き出されるようにしてもよい。

【００１９】この方法を用いると、明らかに異なる種々の壁厚と場合によっては中実材料か
ら成る部分とを有するタービン翼を製造可能であり、しかもこのタービン翼にお
いて合金は細孔及び空洞を持っておらずかつタービン翼全体にほぼ均一な粒状構
造を有している。この方法を用いると、横断面積が小さく従って重量が少ないタ
ービン翼を製造することができ、これによってガスタービンのロータに固定され
るタービン翼とロータ自身との機械的負荷が減少する。これにより同様に、長い
中間部を持ち、定置形ガスタービンにおいて特に１０００℃より明らかに高い温
度で使用されるタービン翼を製造することができる。合金、特にコバルト合金は
炉の中で鋳造することもでき、その後炉の外で制御されて冷却される。合金が精
密鋳造品として鋳造されると好ましい。

【００２０】図面に示された実施例に基づいてタービン翼ならびにタービン翼の製造方法を
詳細に説明する。図面には説明に使用される構造的及び機能的特徴が概略的に示
されている。

【００２１】図１はタービン翼の縦断面図を示す。図２はタービン翼の高さに亘るタービン翼の横断面積の変化を示す。図３はタービン翼の横断面図を示す。図４はタービン翼の熱的に制御された凝固装置の一部を示す。なお、図１乃至４において同一部分には同一符号が付されている。

【００２２】図１には、中心軸線２に沿って根元部３から中間部４を通って頭部５へ延びる
タービン翼１が示されている。中心軸線２に垂直に位置する３つの平面１２には
、タービン翼１の横断面１３の概略図がそれぞれ示されている。タービン翼１は
中間部４に頭部５へ向かって空所６を有し、それゆえタービン翼１は壁厚を部分
的に薄くされた翼壁７を有している。中間部４は根元部３へ向かって中空横断面
を有しており、これによって中心部に空所６が形成されている。タービン翼１は
高温ガス１０（図３参照）が流れて来る前縁部１１と後縁部９とを有している。
前縁部１１及び後縁部９は中心軸線２に垂直に互いに間隔Ｄで離間している。こ
の間隔Ｄは翼根元部３から頭部３へ向かって連続的に減少している。

【００２３】図３には平面１２におけるタービン翼１の横断面が示されている。タービン翼
１は高温ガス１０によって前縁部１１から後縁部９へ向かって洗流される。

【００２４】図２にはタービン翼１の高さＨに亘るタービン翼１の横断面積（特性線ＩＩ参
照）が示されている。頭部５から中間部４へ向かって長さＬに亘って横断面積は
一定である。引き続いて、タービン翼１の横断面積は根元部３へ向かって連続的
に、特に指数的に増大している。これと対比して、従来の鋳造法に基づいて製造
されたタービン翼の翼高さＨに亘る横断面積が示されている（特性線Ｉ参照）。
従来の鋳造法に基づいて製造されたタービン翼の横断面積（特性線Ｉ）は、凝固
の際に生ずる収縮を均等にするために、頭部５から根元部３へ向けて連続的に増
大している。しかも、従来の鋳造法はタービン翼の頭部の最低壁厚を必要とし、
それゆえ頭部と頭部側中間部との従来の鋳造法によって制約された壁厚は材料強
度のために実際に必要な壁厚より大きい。これによって生成した頭部の付加的な
質量が根元部の遠心力負荷の著しい増大を招き、この遠心力負荷の増大が強度上
の理由からタービン翼の根元部の横断面積の増大を必要とする。従来の鋳造法の
この制約は強度上の理由から必要であるよりも明らかに重いタービン翼を生ぜし
める。さらに、タービン翼１の重量と共に、タービン翼１をガスタービンのロー
タに固定する根元部３の負荷ならびにロータ自身の負荷も増大する。それに対し
て、合金が細孔及び空洞を有することなく“等軸”に凝固された粒状構造を備え
た組織を有する熱的に制御された凝固方法を用いてタービン翼１を製造すること
によって、重量が少なくかつ高さの大きいタービン翼を簡単に製造可能になる。

【００２５】図４は、図示されていない真空炉内に配置された加熱領域１５の一部分を示す
縦断面図である。加熱領域１５内にはタービン翼１の鋳型１４が置かれている。
鋳型１４は支持板１７上に配置され、誘導加熱装置１６によって取り囲まれてい
る。鋳型１４は支持板１７側が閉鎖されている。鋳型１４は凝固されるべき材料
、特にニッケル基又はコバルト基超合金より高い温度に加熱されている。鋳型１
４内には溶解した材料が注ぎ込まれ、その後鋳型１４が予め定められた速度で誘
導加熱装置１６から外へ出されるかもしくは誘導加熱装置１６が予め定められた
速度で鋳型１４から離れるように動かされる。この方法は、パトリック．デー．
フェロ等の論文「ＴｈｅｒｍａｌＡｎａｌｙｓｉｓｆｒｏｍＴｈｅｒｍａ
ｌｌｙ−ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｓｏｌｉｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ（ＴＣＳ）
ＴｒｉａｌｓｏｎＬａｒｇｅＩｎｖｅｓｔｍｅｎｔＣａｓｔｉｎｇｓ（
大形インベストメント鋳造に試みられる熱的に制御された凝固の熱分析）」に記
載された、プロセスパラメータが定置形ガスタービン用のような特に大形のター
ビン翼に相当する熱的に制御された凝固方法と同じように行われる。

【００２６】本発明は、従来方式で鋳造された材料と似ている中程度の粒度を持つほぼ細孔
及び空洞のない組織を備えている材料、特にニッケル基又はコバルト基超合金を
有するタービン翼を特徴とする。このタービン翼は壁厚の薄い部分をも熱的に制
御された凝固方法によって製造することができる。この方法はとりわけ、タービ
ン翼が種々の壁厚の部分でもまた中実材料から成る部分でもほぼ同じ粒状構造を
有することを特徴とする。これによって、従来の鋳造法によるタービン翼より高
い材料温度用でかつ長い中間部を持つタービン翼を製造することができる。例え
ば定置形ガスタービンの最終段で使用されるような薄壁の大形中空タービン翼を
同様に製造することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】タービン翼の縦断面図

【図２】タービン翼の高さに亘るタービン翼の横断面積の変化を示す概略図

【図３】タービン翼の横断面図

【図４】タービン翼の熱的に制御された凝固装置の一部を示す概略図

【符号の説明】

１タービン翼２中心軸線３根元部４中間部５頭部６空所７翼壁９後縁部１０高温ガス１１前縁部１２平面１３横断面１４鋳型１５加熱領域１６誘導加熱装置１７支持板

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号ＦＩテーマコート゛(参考）Ｆ０１Ｄ 5/28 Ｆ０１Ｄ 5/28 9/02 １０２ 9/02 １０２Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 ＣＤ

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】中心軸線（２）に沿って根元部（３）から中間部（４）を通
って頭部（５）へ延び、少なくとも中間部（４）に、薄い壁厚の翼壁（７）によ
って少なくとも部分的に取り囲まれている空所（６）を有し、翼壁（７）が、従
来方式で鋳造された材料の粒度の大きさにおいて中程度の粒度を持つ無方向性の
粒状構造の金属材料（８）を有するタービン翼（１）、特にガスタービン翼（１
）。
【請求項２】翼壁（７）の壁厚が頭部（５）へ向かって減少している請求
項１記載のタービン翼（１）。
【請求項３】中心軸線（２）に垂直な平面（１２）に、頭部（５）へ向か
って減少する横断面積（１３）を有している請求項１又は２記載のタービン翼（
１）。
【請求項４】頭部（５）から根元部（３）へ向かって長さ（Ｌ）に亘って
横断面積（１３）がほぼ一定である請求項３記載のタービン翼（１）。
【請求項５】長さ（Ｌ）が中間部（４）の高さ（Ｈ）の１５％〜４０％で
ある請求項４記載のタービン翼（１）。
【請求項６】中間部（４）の高さ（Ｈ）が５ｃｍ〜７０ｃｍである請求項
１乃至５の１つに記載のタービン翼（１）。
【請求項７】高温流体（１０）に対する前縁部（１１）とこれから離間し
ている後縁部（９）とを有し、これらはそれぞれ根元部（３）から頭部（５）へ
延び、前縁部（１１）と後縁部（９）との間隔（Ｄ）が頭部（５）へ向かって減
少している請求項１乃至６の１つに記載のタービン翼（１）。
【請求項８】材料（８）がニッケル基又はコバルト基超合金である請求項
１乃至７の１つに記載のタービン翼（１）。
【請求項９】翼壁（７）の壁厚は０．５ｍｍ〜５ｍｍの最小値を有してい
る請求項１乃至８の１つに記載のタービン翼（１）。
【請求項１０】ガスタービン、特に定置形ガスタービンの動翼又は静翼と
して形成されている請求項１乃至９の１つに記載のタービン翼（１）。
【請求項１１】中心軸線（２）に沿って根元部（３）から中間部（４）を
通って頭部（５）へ延び、少なくとも中間部（４）に、薄い壁厚の翼壁（７）に
よって少なくとも部分的に取り囲まれている空所（６）を有するタービン翼（１
）の製造方法において、鋳型（１４）がタービン翼（１）の材料（８）の溶融温
度より高い加熱領域（１５）内に保持され、鋳型が溶解した材料（８）を注がれ
、鋳型が、材料（８）が少なくとも翼壁（７）に従来方式で鋳造された材料（８
）と同じ中程度の粒度を持つ無方向性の粒状構造を有するように加熱領域から出
されるタービン翼（１）の製造方法。