JP2008190039A

JP2008190039A - 高強度耐エロージョン性チタン合金に関する方法及び物品

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Publication number: JP2008190039A
Application number: JP2008018421A
Authority: JP
Inventors: Samuel Vinod Thamboo; サミュエル・ヴィノッド・タンブー; Ling Yang; リン・ヤン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-01-31
Filing date: 2008-01-30
Publication date: 2008-08-21
Also published as: US20080181808A1; CN101235449A; EP1953251A1; KR20080071908A

Abstract

【課題】タービン動翼、特に翼長が４５インチを超える蒸気タービン動翼に適したチタン合金の提供。
【解決手段】５〜６．５重量％のアルミニウム、１．５〜２．５重量％のスズ、１．５〜２．５重量％のクロム、１．５〜２．５重量％のモリブデン、１．５〜２．５重量％のジルコニウム及びチタンを含むチタン合金からなる物品を処理する方法であって、チタン合金をβ焼鈍処理に付さずに、熱処理することを含む方法。熱処理には、特定の温度域での鍛造開始温度、α−β焼鈍処理及び時効処理が含まれる。また、β焼鈍を含まない熱処理プロセスに付された物品も提供する。
【選択図】図１

Description

本発明は、チタン合金を含む物品及び方法に関する。これらの物品はタービン、特に蒸気タービンでの使用に適しており、具体的には、タービン動翼、好ましくは長翼での使用に適したチタン合金（Ｔｉ−６２２２２として知られる。）に関する。かかるチタン合金には、従来とは異なる熱処理が必要とされる。

蒸気タービンの最終段タービンバケットの性能を最適化することが望まれている。蒸気タービンの最終段は負荷が最高となる段であり、タービンの全出力の約１０％程度に寄与する。自明であろうが、最終段タービンバケットは、広範囲の流れ、圧力、負荷及び強い動的力に暴露される。バケットの材料も他の因子と併せてその性能に影響しかねない。

蒸気タービンの長翼バケット（通常はタービンの低圧セクションの最終段となる。）は軽量であるのが好ましい。バケットの重量は概してロータ取付領域にかかる遠心力を増加させる。こうした引張負荷がロータ合金の引張強度を超えると、ロータに損傷を与えかねない。チタン合金（Ｔｉ−６−４など）が用いられてきたのは、かかるチタン合金の密度が合金鋼のおよそ３分の１であるからである。
米国特許出願公開第２００６／００３９７９４号明細書米国特許第４９４２０５９号明細書米国特許第５３６６３４５号明細書米国特許第５１８３３９０号明細書米国特許第４８４２６６３号明細書米国特許第３５６１８８６号明細書米国特許第４７９５３１３号明細書

タービン動翼の長さが４５インチを超えると、チタン動翼の重量がチタン自体の降伏強度を超えるほど高くなるおそれがある。そのためタービン動翼の根元部での変形を引き起こしかねない。そこで、このような長さでは、チタン合金は軽量で高強度であるのが好ましい。

さらに、低圧セクションの最終段では、蒸気がかなりの水分を含んでおり、最終段直前の静翼翼形部で凝結する。こうした水滴は高速で放出されて、回転する動翼に当たる。回転動翼での衝撃によって、動翼の前縁でエロージョンを生じかねない。そこで、バケット材料は水滴に対する耐性を有するのが好ましい。

本発明の一実施形態では、チタン合金からなる物品の処理方法を提供する。本チタン合金は、５〜６．５重量％のアルミニウム、１．５〜２．５重量％のスズ、１．５〜２．５重量％のクロム、１．５〜２．５重量％のモリブデン、１．５〜２．５重量％のジルコニウム及びチタンを含む。本方法は、チタン合金を１５００〜１８００°Ｆの鍛造開始温度に暴露する段階と、チタン合金を１５５０〜１８５０°Ｆの温度のα−β焼鈍処理に付す段階と、１〜２４時間８００〜１２００°Ｆの温度の時効処理にチタン合金を付す段階とを含む。本方法は、チタン合金をβ焼鈍処理に付す段階を含まない。

本発明の別の実施形態では、５．２５〜６．２５重量％のアルミニウム、１．７５〜２．２５重量％のスズ、１．７５〜２．２５重量％のクロム、１．７５〜２．２５重量％のモリブデン、１．７５〜２．２５重量％のジルコニウム、０．１〜０．２重量％のケイ素、０〜０．１５重量％の鉄、０〜０．０８重量％の炭素、０〜０．１５重量％の酸素、０〜０．０５重量％の窒素、０〜０．０１５重量％の水素及びチタンを含む物品を提供する。本物品は、タービン動翼とし得るが、β焼鈍を含まない熱処理に付されたものである。

現在、蒸気タービンの製造業者は、最終段の長翼タービンバケットに通例Ｔｉ−６−４合金を用いている。その他、米国特許出願第１０／９１９４３５号（米国特許出願公開第２００６／００３９７９４号）に記載されたものを始めとするチタン合金も検討されている。一般に、Ｔｉ−６−４は鍛造によって比較的簡単に翼形にすることができる。Ｔｉ−６−４は一般に室温で約９００００ｐｓｉの降伏強さを有する。これは４５インチ未満の動翼ではうまくいく。

Ｔｉ−６−４は、回転数３０００〜３６００ｒｐｍの蒸気タービンでは、自身の遠心負荷に耐える強度をもたないおそれがある。この合金には、水滴エロージョンに対してそこそこの耐性しかないという問題もある。この材料の水滴エロージョン耐性を向上させる試みがなされてきた。かかる試みとしては、（最も影響を受けやすい）先端の窒化法による硬化（例えば、米国特許第４９４２０５９号及び同第５３６６３４５号）、ステライト又は炭化チタンのような別の合金からなるエロージョンシールドの追加（例えば、米国特許第５１８３３９０号、同第４８４２６６３号、同第３５６１８８６号及び同第４７９５３１３号）が挙げられる。

図１及び図２に、低圧蒸気タービンの最終動翼列のうちの動翼１を示す。従来と同様、動翼１は翼形部２と根元部３からなる。根元部３は、動翼１を蒸気タービンのロータに取り付けるのに役立つ。タービン内を流れる蒸気に暴露される翼形部２は、ロータの回転に必要なエネルギーを蒸気から抽出する働きをする。図１に示すように、翼形部２は、前縁部４、後縁部５、及びそれらの中間にあってそれらと隣接する中央部９からなる。翼形部２は先端部６とプラットフォーム７を有しており、プラットフォーム７は翼形部と根元３との連結部としての役目を果たす。

水滴は、低圧蒸気タービンの最も圧力が低い部分を流れる蒸気で形成されることがある。こうした水滴は蒸気流に連行され、遠心力によって動翼の先端に向かって移動する。水滴は、動翼の翼形部２の先端６近傍の後縁部５で有害なエロージョンを生じかねない。

図３及び図４を参照すると、本発明の一実施形態に係るバケット（全体を符号１０で示す）は根元部１２を有しており、タービンホイール（図示せず）との接続のためのフィンガーダブテール１４へとつながっている。バケット１０は、内側及び外側カバーに差し込むための半径方向に突出した段付ほぞ１８及び２０を有する先端１６も有している。バケットの中間点近傍には、構造減衰用のタイワイヤをバケット中間点近傍に通すための開口４０を有するビルトアップ部２２が設けられている。各ダブテール１４はその軸方向両端の間に周方向突出部と、その両側に周方向に開いた凹部とを有していてもよい。これによって、バケットのフィンガーダブテールに隣接する根元部１２の大きな曲率に適合するようにフィンガーダブテールを順次植え込むことができる。図１〜図４に示す実施形態だけでなく、本発明のある実施形態ではその他の構成のバケット（その構成部分も含めて）も実施できる。

図３及び図４には、典型的な後段蒸気タービン動翼を示すが、その長さは４５インチを超えることがある。一般に、翼長を増すほど効率は向上する。この設計の動翼は、翼長中間の結節（ナブ）と先端のカバーで支持される。これら両方の特徴によって、作動時に隣りの動翼と連結され、互いに支持し合うようになる。軸方向挿入式ダブテールが、動翼をロータに取り付ける箇所である。この部分は通例最も高い応力を受け、ロータの鋼と接触する。そのため、この部分には高強度材料が必要とされる。ダブテールのすぐ上の翼形部の最初の部分では、動翼の縁が一般に交互応力に付されるので、良好な低サイクル疲労及び高サイクル疲労耐性が必要とされる。さらに、早期破損を防ぐため、タービン動翼は一般に良好な破壊靭性を有していてもよい。

本発明の一実施形態では、合金は、６重量％のアルミニウム（Ａｌ）、２重量％のクロム（Ｃｒ）、２重量％のスズ（Ｓｎ）、２重量％のジルコニウム（Ｚｒ）、２重量％のモリブデン（Ｍｏ）を含み、残部はチタン（Ｔｉ）である。０．２５重量％以下のケイ素（Ｓｉ）が存在していてもよく、鉄（Ｆｅ）、炭素（Ｃ）、酸素（Ｏ）、窒素（Ｎ）及び／又は水素（Ｈ）のような他の元素が存在していてもよい。

本発明の好ましい実施形態では、チタン合金は、好ましくは５〜６．５重量％のアルミニウム、さらに好ましくは５．２５〜６．２５重量％のアルミニウム、最も好ましくは６．０４重量％のアルミニウムを含む。チタン合金は、好ましくは１．５〜２．５重量％のスズ、さらに好ましくは１．７５〜２．２５重量％のスズ、最も好ましくは１．９９重量％のスズを含む。チタン合金は、好ましくは１．５〜２．５重量％のクロム、さらに好ましくは１．７５〜２．２５重量％のクロム、最も好ましくは１．９３重量％のクロムを含む。チタン合金は、好ましくは１．５〜２．５重量％のモリブデン、さらに好ましくは１．７５〜２．２５重量％のモリブデン、最も好ましくは１．９９重量％のモリブデンを含む。チタン合金、好ましくは１．５〜２．５重量％のジルコニウム、さらに好ましくは１．７５〜２．２５重量％のジルコニウム、最も好ましくは２．００重量％のジルコニウムを含む。適宜、チタン合金は、好ましくは０．０５〜０．２５重量％のケイ素、さらに好ましくは０．１〜０．２重量％のケイ素、最も好ましくは０．１５重量％のケイ素を含んでいてもよい。適宜、チタン合金は、追加の元素を含んでいてもよい。例えば、チタン合金は、０．２５重量％以下、さらに好ましくは０．１５重量％以下の鉄、０．１５重量％以下、さらに好ましくは０．０８重量％以下の炭素、０．２５重量％以下、さらに好ましくは０．１５重量％以下の酸素、０．１０重量％以下、さらに好ましくは０．０５重量％以下の窒素、及び／又は０．０２５重量％以下、さらに好ましくは０．０１５重量％以下の水素を含んでいてもよい。なお、上記の各数値範囲には、それらのすべての部分範囲が含まれる。最も好ましくは、チタン合金は、０．０９重量％の鉄、０．０１重量％の炭素、０．１１重量％の酸素、０．００４重量％の窒素、及び０．０００５重量％の水素を含む。チタン合金の残部はチタンからなる。

この種のチタン合金（Ｔｉ−６２２２２又はＴｉ−６Ａ１−２Ｃｒ−２Ｍｏ−２Ｚｒ−２Ｓｎとも呼ばれる）の用途の一つは１９７０年代に開発され、Ｆ−２２戦闘機用の機体構造合金とみなされてきた。この合金の熱処理プロセスは「トリプレックス」熱処理プロセスとして知られる。その処理段階を（本発明の一実施形態に係る「微細結晶粒」熱処理プロセスの諸段階と共に）表１に示す。

Ｔｉ−６２２２２については、トリプレックス熱処理プロセスは機体構造に適した強度及び破壊靭性を与える。しかし、蒸気タービン動翼では異なり、改良プロセスが必要とされる。

本発明の一実施形態では、Ｔｉ−６２２２２合金に微細な結晶粒度を生じさせる熱処理を用いて、この用途に合った特性バランスを生じさせる。これが微細結晶粒熱処理プロセスであり、プロセスの好ましい実施形態の詳細を表１に示す。従来技術との相違点は、β焼鈍段階が必要ないことである。β焼鈍段階がないことによって、図５に示すようにミクロ組織に顕著な差を生じ、以下の表２に示すように特性が向上する。

本発明の一実施形態では、チタン合金を好ましくは１５００〜１８００°Ｆ、さらに好ましくは１６００〜１７００°Ｆ、最も好ましくは１６５０°Ｆの鍛造開始温度に暴露する。β焼鈍処理段階に付さずに、チタン合金を好ましくは１５５０〜１８５０°Ｆ、さらに好ましくは１６５０〜１７５０°Ｆ、最も好ましくは１７００°Ｆの温度のα−β焼鈍処理段階に付す。α−β焼鈍処理段階は好ましくは水焼入れを含む。α−β焼鈍処理段階の後、チタン合金を好ましくは８００〜１２００°Ｆ、さらに好ましくは９００〜１１００°Ｆ、最も好ましくは１０００°Ｆの温度の時効処理にチタン合金を付す。時効は、好ましくは１〜２４時間、さらに好ましくは６〜１０時間、最も好ましくは８時間行う。なお、上記の各数値範囲には、それらのすべての部分範囲が含まれる。

試験用バケットを、図１に示すようなタービン動翼形状に加工した。出発材料の組成は以下の通りであった：６．０４ｗｔ％Ａｌ、１．９９ｗｔ％Ｓｎ、１．９３ｗｔ％Ｃｒ、１．９９ｗｔ％Ｍｏ、２．００ｗｔ％Ｚｒ、０．１５ｗｔ％Ｓｉ、０．０９ｗｔ％Ｆｅ、０．０１ｗｔ％Ｃ、０．１１ｗｔ％Ｏ、０．００４ｗｔ％Ｎ、０．００５ｗｔ％Ｈ、及び残部のＴｉ。鍛造はクローズドダイで行った。鍛造及び熱処理プロセスの温度は、表１の「トリプレックス」プロセスに記載した通りであった。蒸気タービン動翼の要件には、良好な疲労耐性も含まれるので、異なる熱処理も試みた。これを表１では「微細結晶粒」プロセスと呼ぶ。ある用途では、微細結晶粒は疲労耐性を向上させる。

表２に、トリプレックス熱処理プロセス及び微細結晶粒熱処理プロセスで得られた機械的性質を示す。後段蒸気タービンバケットは、特定の条件下では４００°Ｆもの高温で作動する。そこで、引張特性は４００°Ｆでも測定した。破壊靭性及び疲労特性は温度変化しないか温度とともに向上するので、これらの特性については室温でのみ測定した。

表２から明らかな通り、引張強さ及び降伏強さは、両プロセスについて同一温度でほぼ等しい。伸び及び断面減少率は、微細結晶粒プロセスで大幅に向上している。室温での破壊靭性はトリプレックスプロセスの方が若干高いが、微細結晶粒プロセスも非常に良好な破壊靭性を有しており、従来使用されている合金Ｔｉ−６−４と同等以上である。高周波振動に起因する高サイクル疲労（ＨＣＦ）は通例毎分回転数（例えば、米国では３６００、その他多くの国では３０００）の倍数である。ＨＣＦ試験は５０ｋｓｉの平均応力と５５ｋｓｉの交互応力で行った。これは蒸気タービンバケットでの最悪の条件に相当する。４５Ｈｚの試験周波数を用いたが、これは、バケットが商業運転ではかかる周波数に通例遭遇しないからというわけではなく、疲労試験機で試験できる最高の周波数であったからである。試験周波数は結果にさほど影響を与えないと考えられている。むしろ、サイクル数の方が試験の判断基準として重要であると考えられている。

微細結晶粒プロセスでは、疲労サイクル数がほぼ１０倍向上している。低サイクル疲労（ＬＣＦ）は起動及び停止時にしか起こらない。これは、起動及び停止時に動翼が過渡的な負荷を受けるために起こる。多くの商業用途では、蒸気タービンは起動及び停止をさほど経験しない。試験は慣例に従って１％の高歪み域で実施したが、これは典型的な蒸気タービンで通例発生するものをはるかに上回ると考えられる。微細結晶粒プロセスはトリプレックスプロセスよりも５倍大きいことが分かる。

図５は、トリプレックスプロセス及び微細結晶粒プロセスを用いて処理したチタン合金の結晶粒組織を示す。トリプレックスプロセスの結晶粒径は微細結晶粒プロセスのものよりも１０倍大きいことが分かる。

図６は、何種類かの合金の相対的な耐エロージョン性を示すプロットである。ステライト６Ｂは、従来技術において動翼の前縁の物理的に取付けられるエロージョンシールドとして用いられているコバルト基合金である。Ｔｉ−６−４は、現在長さ４５インチ未満の蒸気タービン動翼に用いられているチタン合金である。Ｔｉ６Ｑ２（β）は、本発明の実施形態に係る合金であって、β処理（表１に記載のトリプレックス熱処理）に用いたものである。Ｔｉ６Ｑ２（α／β）は、この合金をα−β処理（つまり微細結晶粒処理）したものである。エロージョン試験は、水滴エロージョンの加速条件下での実験室試験として行った。

図６は、耐エロージョン性（金属の体積減少）の相対的な比較を示す。試験は実際のバケットのエロージョン速度に較正したが、相対的な順位付けに有効であると思料される。トリプレックスプロセスで処理した合金は、ステライト６Ｂに比べて、材料の体積減少が非常に高いことが分かる。しかも、慣用Ｔｉ−６−４合金よりも高い。これに対して、微細結晶粒処理した合金の体積減少はステライト６Ｂに近づく。これは、適切な設計制御によって、微細結晶粒プロセスで処理したこの材料でチタン合金の長翼バケットを製造することができ、ステライトその他のシールドを別途加える必要がないことを示している。これは大幅なコスト削減だけでなく、離脱の危険性の低減につながる。

本発明の一実施形態に係る合金での微細結晶粒プロセスは、長翼（４５インチ超の）蒸気タービン動翼に関する課題及び条件を達成できることが分かる。

長翼蒸気タービン動翼に関して説明してきたが、軽量、高強度及び／又は高い疲労耐性が有益となる他のタービン動翼（例えば、航空機エンジン用タービン動翼）にも使用できる。

本明細書及び特許請求の範囲に記載された数量及び数値範囲は近似であり、ある程度の偏差を含む。

以上、現時点で最も実用的で好ましいと思料される実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明は、開示された実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載された技術的思想及び技術的範囲内での様々な変更及び均等な構成を包含する。

本発明の一実施形態に係る蒸気タービン動翼の概略図。図１の矢視ＩＩ−ＩＩ断面図。本発明の一実施形態に係る蒸気タービン動翼の概略図。本発明の一実施形態に係る蒸気タービン動翼の概略図。トリプレックス法及び微細結晶粒法で処理したチタン合金の結晶粒組織を示す図。数種の合金の耐エロージョン性を対比したグラフ。

Claims

下記の成分を含むチタン合金からなる物品を処理する方法であって、
チタン合金を１５００〜１８００°Ｆの鍛造開始温度に暴露する段階と、
チタン合金を１５５０〜１８５０°Ｆの温度のα−β焼鈍処理に付す段階と、
チタン合金を８００〜１２００°Ｆの温度の時効処理に１〜２４時間付す段階と
を含んでなり、チタン合金をβ焼鈍処理に付す段階を含まない、方法。
５〜６．５重量％のアルミニウム、
１．５〜２．５重量％のスズ、
１．５〜２．５重量％のクロム、
１．５〜２．５重量％のモリブデン、
１．５〜２．５重量％のジルコニウム、及び
チタン。
前記チタン合金が、
５．２５〜６．２５重量％のアルミニウム、
１．７５〜２．２５重量％のスズ、
１．７５〜２．２５重量％のクロム、
１．７５〜２．２５重量のモリブデン、
１．７５〜２．２５重量％のジルコニウム、及び
チタン
を含む、請求項１記載の方法。
前記チタン合金が、さらに、
０．０５〜０．２５重量％のケイ素、
０〜０．２５重量％の鉄、
０〜０．１５重量％の炭素、
０〜０．２５重量％の酸素、
０〜０．１重量％の窒素、及び
０〜０．０２５重量％の水素
を含む、請求項２記載の方法。
前記チタン合金が、さらに、
０．１〜０．２重量％のケイ素、
０〜０．１５重量％の鉄、
０〜０．０８重量％の炭素、
０〜０．１５重量％の酸素、
０〜０．０５重量％の窒素、及び
０〜０．０１５重量％の水素
を含む、請求項３記載の方法。
チタン合金を１６００〜１７００°Ｆの鍛造開始温度に暴露する段階と、
チタン合金を１６５０〜１７５０°Ｆの温度のα−β焼鈍処理に付す段階と、
チタン合金を９００〜１１００°Ｆの温度の時効処理に６〜１０時間付す段階と
を含む、請求項２記載の方法。
チタン合金を１６５０°Ｆの鍛造開始温度に暴露する段階と、
チタン合金を１７００°Ｆの温度のα−β焼鈍処理に付す段階と、
チタン合金を１０００°Ｆの温度の時効処理に８時間付す段階と
を含む、請求項５記載の方法。
チタン合金を、長さ４５インチ超のタービン動翼の形状に形成する段階をさらに含む、請求項５記載の方法。
タービン動翼を蒸気タービン動翼に形成する段階をさらに含む、請求項７記載の方法。
タービン動翼の室温での伸び率が９％超となるようにタービン動翼を形成する段階をさらに含む、請求項７記載の方法。
タービン動翼の室温での断面減少率が１５％超となるようにタービン動翼を形成する段階をさらに含む、請求項７記載の方法。
タービン動翼の室温での高サイクル疲労が１９００００サイクル超となるようにタービン動翼を形成する段階をさらに含む、請求項７記載の方法。
タービン動翼の１％の高歪み域での低サイクル疲労が室温で１２０００サイクル超となるようにタービン動翼を形成する段階をさらに含む、請求項７記載の方法。
以下の成分を含む物品であって、β焼鈍を含まない熱処理プロセスに付された物品。
５．２５〜６．２５重量％のアルミニウム、
１．７５〜２．２５重量％のスズ、
１．７５〜２．２５重量％のクロム、
１．７５〜２．２５重量％のモリブデン、
１．７５〜２．２５重量％のジルコニウム、
０．１〜０．２重量％のケイ素、０〜０．１５重量％の鉄、
０〜０．０８重量％の炭素、
０〜０．１５重量％の酸素、
０〜０．０５重量％の窒素、
０〜０．０１５重量％の水素、及び
チタン。
物品はタービン動翼である請求項１３記載の物品。
タービン動翼が４５インチ超の長さを有する、請求項１４記載の物品。
タービン動翼が蒸気タービン動翼である、請求項１５記載の物品。
タービン動翼が室温での９％超の伸び率を有する、請求項１４記載の物品。
タービン動翼が室温で１５％超の断面減少率を有する、請求項１４記載の物品。
タービン動翼が室温で１９００００サイクル超の高サイクル疲労を有する、請求項１４記載の物品。
タービン動翼が、室温で１２０００サイクル超の１％の高歪み域での低サイクル疲労を有する、請求項１４記載の物品。