JP2014047389A - 発電用ガスタービン用動翼と、熱処理方法 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明の目的は、高温の燃焼ガスに曝される翼部は、高いクリープ強度を有し、温度が低いダブティル部では、引張り破断延性と加工性に優れた信頼性の高いＮｉ基超合金製の発電用ガスタービン用動翼を提供することにある。
【解決手段】翼部とシャンク部とダブティル部から構成される発電用ガスタービン動翼において、ダブティル部とダブティル部に連なるシャンクの一部の1次析出のγ´相が0.45〜0.6μｍ、翼部の1次析出のγ´相が0.30〜0.45μｍ未満である動翼。上記動翼は、鋳造後の溶体化熱処理において、ダブティル部を金属、セラミックまたは断熱材で覆い、溶体化熱処理でのダブティル部の冷却速度を翼部より遅くする熱処理方法によって得られる。
【選択図】図６

Description

本発明は、高温におけるクリープ強度と、室温における引張り破断延性に優れた発電用ガスタービン動翼と、熱処理方法に関する。

近年、ジェットエンジンやガスタービンなどの動力機関においては、その高性能化および高効率化などのために、タービン入口温度の高温化が必要不可欠である。このような高温化に耐えうるタービンブレード材料では、高温での遠心力に耐えうる優れたクリープ破断強度、靭性、および高温燃焼ガス雰囲気に対する優れた耐酸化性、及び耐食性が要求される。

この要求特性を満たすため、現在ではニッケル基合金が使用されている。Ｎｉ基合金には、等軸晶からなる普通鋳造合金、柱状晶からなる一方向凝固合金及び一つの結晶からなる単結晶合金がある。

等軸晶からなる普通鋳造合金は、一方向凝固合金や単結晶合金と比べると、クリープ強度は弱いものの、鋳造が容易で低コストであることから、燃焼ガス温度が比較的低いガスタービンや、高温ガスタービンの後段動翼として数多く使用されており、最も使用実績の多い材料である。そのため、現在でも普通鋳造合金においても、クリープ破断強度の向上を目的とした合金の開発は行われており、いくつかの合金が開示されている。
ガスタービン用の普通鋳造合金では、一方向凝固合金及び単結晶合金に比べるとクリープ強度が低いため、更なる強度特性の改善が求められている。しかし、普通鋳造材でクリープ強度を高めるため、γ′相を形成するＡｌやＴｉ、或いは固溶強化度の高いＷやＴａを多く添加することで、クリープ破断強度は高くなるが、延性が低下し材料が脆くなるという問題が生じている。延性が低下し材料が脆くなると脆性破壊し易くなり、翼の信頼性が低下する。また、加工時に加工割れが発生し易くなる問題が生じている。特にダブティル部の加工では、加工割れが発生し易いことから、加工速度を速くできず、コスト高の要因にもなっている。また、加工割れに対応するため、普通鋳造翼ではクリープ強度がある程度低くても、延性に優れダブティル部の加工が容易な材料が使用されている。そのため、翼部は高いクリープ強度を有しダブティル部は引張り破断延性と加工性に優れた、相反する特性を有するNi基の動翼が無いのが現状である。
一方、蒸気タービン用のTi翼では、特許第3531677号で示すように、翼前縁部の耐エロジョン性を向上させるために、前縁側の翼先端部を、翼本体部より早く冷却する方法が提案されている。

特許第3531677号公報

そこで、本発明の目的は、高温の燃焼ガスに曝される翼部は、高いクリープ強度を有し、温度が低いダブティル部では、引張り破断延性と加工性に優れた信頼性の高いＮｉ基超合金製の発電用ガスタービン用動翼を提供することにある。

本発明の発電用ガスタービン動翼は、翼部とシャンク部とダブティル部とを備えた発電用ガスタービン動翼において、ダブティル部とダブティル部に連なるシャンクの一部の1次析出のγ´相が0.45〜0.6μｍ、翼部の1次析出のγ´相が0.30〜0.45μｍ未満であることを特徴とする。

上記動翼の熱処理方法は、鋳造後の溶体化熱処理において、ダブティル部を金属、セラミックまたは断熱材で覆い、溶体化熱処理でのダブティル部の冷却速度を翼部より遅くしたことを特徴とする。

上記構成によれば、クリープ破断強度が高い翼部と、室温延性に優れたダブティル部を有する信頼性の高いＮｉ基超合金製の動翼を提供できる。

平均冷却速度とクリープ破断強度の関係を示す図である。 γ′相の大きさとクリープ破断強度の関係を示す図である。 平均冷却速度と室温引張り試験での破断絞りの関係を示す図である。 γ′相の大きさと室温引張り試験での破断絞りの関係を示す図である。 本発明の動翼を示す図である。 ダブティル部の冷却を遅くし、本発明の動翼を得る方法を示す図である。（実施例１） 動翼から試験片を採取する位置を示す図である。 実施例１の本発明動翼の翼部、及びダブティル部のミクロ組織を示す図である。 実施例２の本発明動翼の翼部、及びダブティル部のミクロ組織を示す図である。 実施例３の本発明動翼の翼部、及びダブティル部のミクロ組織を示す図である。 ダブティル部を再加熱することで、本発明の動翼を得る方法（実施例２，４）を示す図である。 実施例１，４の本発明動翼の翼部、及びダブティル部のミクロ組織を示す図である。

本発明は、翼部とシャンク部とダブティル部から構成される発電用ガスタービン動翼において、ダブティル部とダブティル部に連なるシャンクの一部の1次析出のγ´相が0.45〜0.6μｍ、翼部の1次析出のγ´相が0.30〜0.45μｍ未満の動翼である。

また、ダブティル部とダブティル部に連なるシャンクの一部のγ´相の大きさが、翼部のγ´相の大きさの1.2〜1.8倍となっていることが好ましい。

また、Ｃｒ:１２．０〜１６．０質量％、Ｃｏ:４．０〜９．０質量％、Ｗ:１．５〜４．５質量％、Ｍｏ:１．５〜２．５質量％、Ｔａ:２．０〜３．２質量％、Ｔｉ:３．０〜４．０質量％、Ａｌ:３．０〜４．０質量％、Ｎｂ:０．５〜１．６質量％、Ｃ:０．０５〜０．１６質量％、Ｂ:０．００５〜０．０２５質量％、Ｚｒ:０．０５質量％以下の組成からなるＮｉ基超合金製の動翼であることが好ましい。

また、Ｃｒ：１３.１〜１６.０質量％、Ｃｏ：１.０〜６.８質量％、Ａｌ：３.０〜３.４質量％、Ｔｉ：４.６〜５.６質量％、Ｔａ：２.０〜４.４質量％、Ｗ：３.５〜４.９質量％、Ｍｏ：０.１〜０.９質量％、Ｎｂ：０.３〜１.４質量％、Ｃ：０.０５〜０.２０質量％、Ｂ：０.０１〜０.０３質量％の組成からなるＮｉ基超合金製の動翼であることが好ましい。

上記動翼は、下記の熱処理方法で得られるものであり、この熱処理方法は、鋳造後の溶体化熱処理において、ダブティル部を金属、セラミック等のブロック、或いは断熱材等で覆い、溶体化熱処理でのダブティル部の冷却速度を翼部より遅くしたものであり、溶体化温度から1000℃までの冷却速度を、翼部は30℃/分以上、ダブティル部は20℃/分以下とする。

また、ダブティル部を機械加工する前に、翼部を800℃以下とした状態で、ダブティル部を1000〜1200℃の温度に加熱し、その状態で0.5〜４時間加熱することが好ましい。

本発明は、クリープ強度が高い翼部と、室温延性に優れたダブティル部を有する信頼性の高いＮｉ基超合金製の動翼を、翼部とブティル部のγ′相の大きさを変えることで実現している。

以下、本発明に至った経緯について説明する。

まず、実施例1に記載の合金を用いて、直径15ｍｍ、長さ100ｍｍの丸棒を鋳造した。鋳造した試験片に第1表に示す熱処理を実施した。

熱処理では、溶体化後の冷却速度を種々変化させ、その後の時効熱処理は同時に実施した。熱処理後、ミクロ組織のγ´相の大きさを調査する共に、室温引張り試験、及びクリープ破断試験を実施した。

第2表に試験片の作製条件及び試験結果を示す。

第2表の結果を整理して、第1図にクリープ破断強度と冷却速度の関係、第2図にクリープ破断強度とγ′相の大きさ関係を示す。これより、クリープ破断強度の向上には、冷却速度を速くして、γ′相を小さくする必要がある事がわかる。また、第3図に室温引張り試験での破断絞り（延性）と冷却速度の関係、第4図に室温引張り試験での破断絞りとγ′相の大きさ関係を示す。これより、室温での延性向上には、冷却速度を遅くして、γ′相を大きくする必要がある事がわかる。

以上の結果から、クリープ破断強度を向上させるためには、溶体化熱処理後の冷却速度を大きくする必要があり、室温での破断延性を向上させるためには、逆に溶体化熱処理後の冷却速度を遅くする必要があることが明らかとなった。このため、現状の熱処理方法では、クリープ破断強度と室温延性という両方の特性を満足した動翼を得ることが難しく、どちらかの特性を犠牲にして使用しなければならなかった。

本発明は、上記知見を基になされたものであり、クリープ破断強度が高い翼部と、室温延性に優れたダブティル部を有する信頼性の高いＮｉ基超合金製の動翼を提供するものである。

以下、実施例を説明する。

（実施例１）
Ｃｒ:１２．０〜１６．０質量％、Ｃｏ:４．０〜９．０質量％、Ｗ:１．５〜４．５質量％、Ｍｏ:１．５〜２．５質量％、Ｔａ:２．０〜３．２質量％、Ｔｉ:３．０〜４．０質量％、Ａｌ:３．０〜４．０質量％、Ｎｂ:０．５〜１．６質量％、Ｃ:０．０５〜０．１６質量％、Ｂ:０．００５〜０．０２５質量％、Ｚｒ:０．０５質量％以下のＮｉ基超合金を用いて、第5図のガスタービン動翼を鋳造し、溶体化熱処理及びそれに続く時効熱処理を実施した。溶体化熱処理での冷却は、アルゴンガスを翼に吹き付け、熱処理炉の最大冷却速度となるようにした。

また、本発明動翼では、炉の動翼をセットする時、溝を加工したステンレス製のブロックにダブティル部を埋め込んで熱処理した。第6図に示すように、なお、比較のため、何もしない従来の方法での熱処理も同時に実施した。熱処理後、図7に示す翼部及びダブティル部から試験を切り出し、クリープ破断試験、引張り試験、内部ミクロ組織の観察を行った。更にダブティルの加工試験を行い、加工割れ発生の有無を調べた。

第3表にクリープ破断試験、引張り試験の結果を示す。

第4表に加工試験の結果を示す。

本発明での熱処理を実施した動翼と、従来熱処理の動翼を比較すると、翼部のクリープ破断強度はほぼ同じである。一方、ダブティル部では、本発明動翼の伸び、絞りが大きくなっており、信頼性が向上している。また、従来熱処理の動翼では、１０本中５本に加工による微細割れが発生したのに対し、本発明の動翼では割れが発生せず、加工性が向上していた。第8図は、翼部とダブティル部のミクロ組織を示す。試験片で得られた組織をほぼ同じ組織となっており、実翼においてもγ′相の大きさからクリープ強度と延性が決まる事が明らかとなった。

（実施例２）
実施例1と同じ合金を用いて、第5図の一方向凝固翼を鋳造し、実施例1と同じ方法で、溶体化熱処理及びそれに続く時効熱処理を実施した。熱処理後、翼部及びダブティル部から試験片を切り出し、クリープ破断試験、引張り試験、内部ミクロ組織の観察を行った 第5表に試験結果を示す。

DS翼では、凝固方向に結晶が長く成長していることから、引張り試験は延性の低い凝固直角方向での試験となった。本発明での熱処理を実施した動翼と、従来熱処理での動翼を比較すると、翼部のDS凝固方向のクリープ破断強度はほぼ同じであるが、ダブティル部では、本発明動翼の伸び、絞りが大きくなっており、信頼性が向上している。

第9図は、翼部とダブティル部のミクロ組織を示す。翼部とダブティル部のγ′相の大きさは、実施例1とほぼ同じであり、DS翼であってもγ′相の大きさからクリープ強度と延性が決まることが明らかとなった。また、実施例1と同じくダブティル部の加工試験を行い、加工割れ発生の有無を調べた。その結果、4個加工した従来翼ではで、２個に結晶粒界に沿った加工割れが発生した。一方、本発明の熱処理を行った翼では、４個とも加工割れは見られなかった。従って、本発明はDS翼でも有効であることが確認できた。

（実施例３）
Ｃｒ：１３.１〜１６.０質量％、Ｃｏ：１.０〜６.８質量％、Ａｌ：３.０〜３.４質量％、Ｔｉ：４.６〜５.６質量％、Ｔａ：２.０〜４.４質量％、Ｗ：３.５〜４.９質量％、Ｍｏ：０.１〜０.９質量％、Ｎｂ：０.３〜１.４質量％、Ｃ：０.０５〜０.２０質量％、Ｂ：０.０１〜０.０３質量％のＮｉ基超合金を用いて、実施例1と同じ要領で第5図のガスタービン動翼を鋳造し、溶体化熱処理及びそれに続く時効熱処理を実施した。熱処理後、翼部及びダブティル部から試験を切り出し、クリープ破断試験、引張り試験、内部ミクロ組織の観察を行った。

第6表に試験結果を示す。

実施例1と同様に本発明での熱処理を実施した動翼と、従来熱処理での動翼を比較すると、翼部のクリープ破断強度はほぼ同じであるが、ダブティル部では、本発明動翼の伸び、絞りが大きくなっていた。第10図は、翼部とダブティル部のミクロ組織を示す。翼部とダブティル部のγ′相の大きさは、実施例1とほぼ同じであり、実施例1とは合金組成が異なっているが、合金組成が異なってもγ′相の大きさからクリープ強度と延性が決まることが明らかとなった。

（実施例４）
実施例1の従来法で熱処理を行った動翼を用いて、ダブティル部を再加熱した。

第11図に、ダブティル部を再加熱する方法を示す。翼部は、内部水冷した銅板を翼面に当てることで、温度が800℃以上にならないようにしながら、ダブティル部を高周波で、1150℃で2時間加熱した。温度は、ダブティル部に取り付けた熱電対で制御した。加熱終了後、翼部及びダブティル部から試験を切り出し、クリープ破断試験及び引張り試験を実施した。

第7表の試験結果で示すように、翼部ではクリープ強度の低下は見られず、ダブティル部の破断延性が改善されている。第12図は、翼部とダブティル部のミクロ組織を示す。ダブティル部を再加熱する方法でもダブティル部のγ′相を大きくなっている。これらのことから、ダブティル部を再加熱することで、クリープ破断強度が高い翼部と、室温延性に優れたダブティル部を有する信頼性の高いＮｉ基超合金製の動翼を提供できた。

本発明は、クリープ破断強度が高い翼部と、室温延性に優れたダブティル部を有する信頼性の高いＮｉ基超合金製の動翼を提供するものであり、溶体化熱処理でのダブティル部の冷却速度を翼部より遅くすることで、ダブティル部のγ′相を大きくする方法は、普通鋳造翼や一方向凝固翼に限らず、単結晶動翼にも適用できる。

１…本発明の動翼、２…翼部、３…シャンク部、４…ダブティル部、５…冷却速度制御ブロック、６…ダブティル埋め込部、７…クリープ試験片の採取位置、８…引張り試験片の採取位置、９…高周波コイル、１０…温度制御用熱電対、１１…翼腹側冷却用水冷チルブロック、１２…翼背側冷却用水冷チルブロック、１３…冷却水出入り口、１４…冷却水出入り口。

Claims (7)

1. 翼部とシャンク部とダブティル部とを備えた発電用ガスタービン動翼において、
   ダブティル部とダブティル部に連なるシャンクの一部の1次析出のγ´相が0.45〜0.6μｍ、翼部の1次析出のγ´相が0.30〜0.45μｍ未満であることを特徴とする発電用ガスタービン動翼。
2. 請求項１において、ダブティル部とダブティル部に連なるシャンクの一部のγ´相の大きさが、翼部のγ´相の大きさの1.2〜1.8倍であることを特徴とする発電用ガスタービン動翼。
   
3. 請求項1において、Ｃｒ:１２．０〜１６．０質量％、Ｃｏ:４．０〜９．０質量％、Ｗ:１．５〜４．５質量％、Ｍｏ:１．５〜２．５質量％、Ｔａ:２．０〜３．２質量％、Ｔｉ:３．０〜４．０質量％、Ａｌ:３．０〜４．０質量％、Ｎｂ:０．５〜１．６質量％、Ｃ:０．０５〜０．１６質量％、Ｂ:０．００５〜０．０２５質量％、Ｚｒ:０．０５質量％以下、残部がＮｉと不可避不純物であることを特徴とするＮｉ基超合金製の発電用ガスタービン動翼。
4. 請求項1において、Ｃｒ：１３.１〜１６.０質量％、Ｃｏ：１.０〜６.８質量％、Ａｌ：３.０〜３.４質量％、Ｔｉ：４.６〜５.６質量％、Ｔａ：２.０〜４.４質量％、Ｗ：３.５〜４.９質量％、Ｍｏ：０.１〜０.９質量％、Ｎｂ：０.３〜１.４質量％、Ｃ：０.０５〜０.２０質量％、Ｂ：０.０１〜０.０３質量％、残部がＮｉと不可避不純物であることを特徴とするＮｉ基超合金製の発電用ガスタービン動翼。
   
5. 請求項１乃至４のいずれかに記載の発電用ガスタービン動翼の熱処理方法であって、鋳造後の溶体化熱処理において、ダブティル部を金属、セラミックまたは断熱材で覆い、溶体化熱処理でのダブティル部の冷却速度を翼部より遅くしたことを特徴とする発電用ガスタービン動翼の熱処理方法。
6. 請求項5において、鋳造後の溶体化熱処理時に、ダブティル部を金属またはセラミックで覆い、溶体化温度から1000℃までの冷却速度を、翼部は30℃/分以上、ダブティル部は20℃/分以下としたことを特徴とする発電用ガスタービン動翼の熱処理方法。
7. 請求項５において、ダブティル部を機械加工する前に、翼部を800℃以下とした状態で、ダブティル部を1000〜1200℃の温度に加熱し、その状態で0.5〜４時間加熱したことを特徴とする発電用ガスタービン動翼の熱処理方法。