JP2016183612A - Method and apparatus for correcting shape of turbine blade raw material and method of producing turbine blade raw material - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、タービンブレード用素材の形状矯正方法、タービンブレード用素材の形状矯正装置及びタービンブレード用素材の製造方法に関するものである。 The present invention relates to a turbine blade material shape correction method, a turbine blade material shape correction device, and a turbine blade material manufacturing method.
タービンブレードは根部と翼部により構成されており、根部側から翼部の先端に向けて徐々に捩られた形状を有するものである。
このタービンブレードは、荒地と呼ばれる棒状の素材を例えば１０００℃程度の高温に加熱し、タービンブレード形状の型彫り面を有する上型と下型とで熱間や恒温での鍛造やプレス（以下、熱間鍛造）によってタービンブレード用素材の形状に塑性加工が行われ、その後、最終形状への機械加工が施されて製造されている。例えば、火力発電所に設置されるタービンは、高温流体の流れをタービンブレードでタービンの回転運動に効率よく変換するため、タービンブレードの形状は極めて重要である。
ところで、タービンブレード用素材は熱処理を施されると変形が生じる。そのため、例えば特開平９−１５７７３９号公報（特許文献１）では熱処理時に変形を防止する熱処理方法の発明が開示されている。しかし、実際には熱処理時に確実に変形を防止するのは極めて困難であり、熱処理後のタービンブレード用素材に生じた変形を所望の形状に矯正することが行われている。例えば、特開平８−２７６２１６号公報（特許文献２）ではタービンブレード用素材の根部を固定し、翼部の上下方向から加圧機構によって加圧して形状の矯正が行われている。
The turbine blade is composed of a root portion and a wing portion, and has a shape gradually twisted from the root side toward the tip of the wing portion.
This turbine blade heats a rod-shaped material called a wasteland to a high temperature of about 1000 ° C., for example, and performs hot or constant temperature forging or pressing (hereinafter referred to as “the upper die” and the lower die having a turbine blade-shaped engraved surface). The shape of the turbine blade material is plastically processed by hot forging, and then machined to the final shape. For example, in a turbine installed in a thermal power plant, the shape of the turbine blade is extremely important because the flow of the high-temperature fluid is efficiently converted into the rotational motion of the turbine by the turbine blade.
By the way, the turbine blade material is deformed when subjected to heat treatment. Therefore, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 9-157739 (Patent Document 1) discloses an invention of a heat treatment method for preventing deformation during heat treatment. However, in practice, it is extremely difficult to reliably prevent deformation during the heat treatment, and the deformation generated in the turbine blade material after the heat treatment is corrected to a desired shape. For example, in Japanese Patent Application Laid-Open No. 8-276216 (Patent Document 2), the root portion of a turbine blade material is fixed, and the shape is corrected by pressing with a pressurizing mechanism from the vertical direction of the wing portion.
ところで、近年タービンブレードの長さは次第に長尺化してきており、最近では５０インチ以上のタービンブレードが用いられてきている。また、鍛造ままの形状を有するタービンブレード用素材では、最終製品に機械加工することを想定して、約３ｍｍ以上の削りしろが設けられている。そのため、例えば、熱処理で生じた変形を矯正するには、数１００トンを超える荷重で矯正しなければならい。また、大型のタービンブレード用素材の材質の中には、Ｔｉ合金のように、低温ではスプリングバックが大きいという問題を抱えるものがある。
上述した特許文献２の方法では、根部（翼根）が当て金によるクランプ機構により把持されている。例えば、上記のＴｉ合金を矯正しようとすると、タービンブレード用素材を加熱したとしても根部を把持する当て金への熱伝導が生じて、タービンブレード用素材の温度が低下し、スプリングバックにより所望の形状に矯正することは困難である。また、大型のタービンブレード用素材の矯正には熱間で大きな荷重を加えないとならないが、上述したように、特許文献２の方法では熱間での形状矯正に課題が残っている。
本発明の目的は、熱処理後のタービンブレード用素材に生じた捻じれと反りをより確実に矯正可能なタービンブレード用素材の形状矯正方法及びタービンブレード用素材の形状矯正装置を提供することである。
By the way, in recent years, the length of turbine blades has been gradually increased, and recently, turbine blades of 50 inches or more have been used. Moreover, in the raw material for turbine blades having a forged shape, a cutting margin of about 3 mm or more is provided on the assumption that the final product is machined. Therefore, for example, in order to correct deformation caused by heat treatment, it must be corrected with a load exceeding several hundred tons. In addition, some materials for large turbine blade materials have a problem that spring back is large at low temperatures, such as Ti alloys.
In the method of Patent Document 2 described above, the root (blade root) is gripped by a clamp mechanism using a metal pad. For example, when trying to correct the Ti alloy described above, even if the turbine blade material is heated, heat conduction to the brace that holds the root portion occurs, the temperature of the turbine blade material decreases, and a desired spring back is applied. It is difficult to correct the shape. In addition, a large load must be applied hot to correct a large turbine blade material. However, as described above, the method of Patent Document 2 still has a problem in hot shape correction.
An object of the present invention is to provide a method for correcting the shape of a turbine blade material and a shape correcting device for the turbine blade material that can more reliably correct the twisting and warping generated in the turbine blade material after heat treatment. .
本発明は上述した課題に鑑みてなされたものである。
すなわち本発明は、少なくとも根部と翼部とを有するタービンブレード用素材の形状矯正方法であって、このタービンブレード用素材の形状矯正は、根部を固定する根部固定部と、翼部の捻じれ又は反りの矯正時に翼部を支持するための第１と第２の少なくとも２つの支点を備える翼部支点部と、翼部の先端を押圧する押圧手段と、を有する形状矯正装置を用いて、この形状矯正装置の根部固定部に加熱されたタービンブレード用素材の根部を挿入して固定する根部固定工程と、翼部の捻じれを矯正する部分と第１の支点とを接触させ、押圧手段を用いて翼部の先端を押圧することにより捻じれを矯正する捻じれ矯正工程と、押圧手段を用いて翼部の先端を更に押圧して、翼部を第２の支点に接触させ、更に翼部の先端を押圧することにより翼部の反りを矯正する反り矯正工程と、を含むタービンブレード用素材の形状矯正方法である。
好ましくは、押圧手段はプレス機である。
The present invention has been made in view of the above-described problems.
That is, the present invention is a method for correcting the shape of a turbine blade material having at least a root portion and a wing portion, and the shape correction of the turbine blade material includes a root fixing portion that fixes the root portion, and twisting of the wing portion or Using a shape correcting device having a wing part fulcrum part having at least two fulcrum points for supporting the wing part when correcting the warp, and a pressing means for pressing the tip of the wing part. The root fixing step of inserting and fixing the root portion of the heated turbine blade material to the root fixing portion of the shape correcting device, the portion for correcting twisting of the wing portion and the first fulcrum are brought into contact with each other, and the pressing means is A twist correction step of correcting the twist by pressing the tip of the wing, and further pressing the tip of the wing using the pressing means to bring the wing into contact with the second fulcrum; By pressing the tip of the part A warp correcting step of correcting warpage of parts, which is a material of the straightening process for a turbine blade including.
Preferably, the pressing means is a press machine.
また本発明は、少なくとも根部と翼部とを有するタービンブレード用素材の形状矯正装置であって、根部を固定する根部固定部と、翼部の捻じれ又は反りの矯正時に翼部を支持するための第１と第２の少なくとも２つの支点Ａを備える翼部支点部と、翼部の先端を押圧する押圧装置と、を有するタービンブレード用素材の形状矯正装置である。
好ましくは、押圧装置はプレス機である。
The present invention also provides a shape correcting device for a turbine blade material having at least a root portion and a wing portion, for supporting the wing portion at the time of correcting a root fixing portion for fixing the root portion and twisting or warping of the wing portion. This is a shape correcting device for a turbine blade material having a blade fulcrum having at least two fulcrums A and a pressing device for pressing the tip of the wing.
Preferably, the pressing device is a press machine.
また本発明は、棒状の素材を加熱し、タービンブレード形状の型彫り面を有する上型と下型とで熱間鍛造してタービンブレード用素材を形成し、タービンブレード用素材の翼部の捻じれ又は反りを矯正して、タービンブレード用素材を得るタービンブレード用素材の製造方法であって、そのタービンブレード用素材の翼部の捻じれ又は反りを矯正する矯正方法は、根部を固定する根部固定部と、翼部の捻じれ又は反りの矯正時に翼部を支持するための第１と第２の少なくとも２つの支点を備える翼部支点部と、翼部の先端を押圧する押圧手段と、を有する形状矯正装置を用いて、この形状矯正装置の根部固定部に加熱されたタービンブレード用素材の根部を固定する根部固定工程と、翼部の捻じれを矯正する部分と第１の支点とを接触させ、押圧手段を用いて翼部の先端を押圧することにより捻じれを矯正する捻じれ矯正工程と、押圧手段を用いて翼部の先端を更に押圧して、翼部を第２の支点に接触させ、更に翼部の先端を本来の製品形状の位置よりも下方側に押圧することにより翼部の反りを矯正する反り矯正工程と、を含むタービンブレード用素材の製造方法である。
好ましくは、押圧手段はプレス機である。
The present invention also heats a rod-shaped material and hot forges the upper die and the lower die having a turbine blade-shaped engraved surface to form a turbine blade material, and twists the blades of the turbine blade material. A method of manufacturing a turbine blade material by correcting the warpage or warpage to obtain a turbine blade material, wherein the correction method for correcting twisting or warping of the blade portion of the turbine blade material is a root portion for fixing the root portion. A fixed portion, a wing portion fulcrum portion including at least two fulcrums for supporting the wing portion at the time of correcting twisting or warping of the wing portion, and a pressing means for pressing the tip of the wing portion; A root fixing step of fixing the root portion of the heated turbine blade material to the root fixing portion of the shape correcting device, a portion for correcting twisting of the wing portion, and a first fulcrum Contact A twist correction step of correcting the twist by pressing the tip of the wing using the pressure means, and further pressing the tip of the wing using the pressing means to bring the wing into contact with the second fulcrum. And a warp correcting step of correcting the warp of the wing by pressing the tip of the wing to the lower side of the original product shape position.
Preferably, the pressing means is a press machine.
本発明によれば、熱処理後のタービンブレード用素材に生じた捻じれと反りをより確実に矯正することが可能となる。 According to the present invention, it is possible to more reliably correct the twist and warpage generated in the turbine blade material after heat treatment.
本発明を図面を用いて説明する。
図１はタービンブレード用素材１の一例を示す模式図である。タービンブレード用素材１は、根部２と翼部３を備える。翼部３はその先端方向に向かって徐々に捻じれた形状を有するものである。このタービンブレード用素材の熱処理後の形状の一例を図３に示す。
図３に示すように、熱処理後のタービンブレード用素材は過度に捻じれを生じて、翼部先端方向に向かって反りが生じている。この複雑な変形を所望の形状とするには、矯正する順序が重要となる。
図２は本発明のタービンブレード用素材１の形状矯正装置１１の一例を示す模式図である。この形状矯正装置１１は、根部２を挿入して固定するための根部固定部１２と、翼部３の捻じれ又は反りの矯正時に翼部を支持するための第１の支点（以下、支点Ａともいう）と第２の支点（以下、支点Ｂともいう）とを備える翼部支点部１３と、翼部の先端を押圧する押圧手段（押圧装置）１４と、を有するものである。なお、この形状矯正装置を用いて形状矯正されるタービンブレード用素材は、予め加熱装置（図示せず）により加熱されたものを用いる。加熱装置は図２の形状矯正装置１１とは別に、通常の加熱炉であれば良い。また、前記押圧装置はプレス機であることが好ましい。これは、タービンブレード用素材が５０インチ以上の大型化となると、反りの矯正に大きな荷重を加えるのに容易なためである。
The present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a schematic view showing an example of a turbine blade material 1. The turbine blade material 1 includes a root portion 2 and a blade portion 3. The wing | blade part 3 has a shape gradually twisted toward the front-end | tip direction. An example of the shape of the turbine blade material after heat treatment is shown in FIG.
As shown in FIG. 3, the turbine blade material after the heat treatment is excessively twisted and warps in the direction of the blade tip. In order to make this complicated deformation into a desired shape, the order of correction is important.
FIG. 2 is a schematic diagram showing an example of the shape correcting device 11 for the turbine blade material 1 of the present invention. This shape correcting device 11 includes a root fixing part 12 for inserting and fixing the root part 2 and a first fulcrum (hereinafter referred to as a fulcrum A) for supporting the wing part when the wing part 3 is twisted or warped. And a second fulcrum (hereinafter also referred to as a fulcrum B), and a pressing means (pressing device) 14 that presses the tip of the wing. In addition, the raw material for turbine blades which are shape-corrected using this shape correction apparatus uses what was heated previously by the heating apparatus (not shown). The heating device may be a normal heating furnace separately from the shape correction device 11 of FIG. The pressing device is preferably a press machine. This is because, when the turbine blade material is enlarged to 50 inches or more, it is easy to apply a large load to the correction of warpage.
＜タービンブレード用素材の加熱＞
本発明では、例えば５０インチ以上のタービンブレード用素材の形状矯正を容易とすることを目的として、所望の温度に加熱を行う。加熱の温度は、材質によって異なるが、例えば、Ｔｉ合金であれば、２００℃を下限とし、焼鈍または時効処理の温度未満を上限とするのが良い。これは、前述する下限の温度未満では、スプリングバックによって形状矯正が不十分となる場合があるためである。また、上限温度を超えると、後に行う焼鈍や時効処理でも所望の金属組織が得られない場合があるためである。
<Heating of turbine blade materials>
In the present invention, for example, for the purpose of facilitating the shape correction of a turbine blade material having a size of 50 inches or more, heating is performed to a desired temperature. Although the heating temperature differs depending on the material, for example, in the case of a Ti alloy, it is preferable that the lower limit is 200 ° C. and the upper limit is less than the annealing or aging treatment temperature. This is because if the temperature is lower than the lower limit temperature described above, shape correction may be insufficient due to springback. Further, when the upper limit temperature is exceeded, a desired metal structure may not be obtained even by annealing or aging treatment to be performed later.
＜根部固定工程＞
加熱したタービンブレード用素材１は、その根部を図２に示す根部固定部１２に挿入する。根部固定部は、前記した特許文献２のような当て金によるクランプ機構は避けて、２つで一対の柱状の根部固定部の間に根部を挿入する。加熱したタービンブレード用素材１の温度をできるだけ低下させないようにする必要がある。そのため、図２では根部２は形状矯正装置１１に設けられた２つの柱状部分の間に挟まされるように挿入する構造として根部固定部１２を示している。それぞれの柱状部分の間隔は、加熱して膨張した根部の厚さよりも１〜５ｍｍ程度広い間隔とする。また、熱間鍛造後の根部の形状は、前記特許文献２の図面で示される根部（翼根）の形状とは異なり、立方体である。その立方体の根部を若干傾斜させて、立方体（根部）の下辺、左右の何れかの辺を柱状部分に接触させ、できるだけ根部をとおしてタービンブレード用素材の温度を低下させないようにするのが好ましい。
<Root fixing process>
The heated turbine blade material 1 is inserted into a root fixing portion 12 shown in FIG. The root fixing part avoids the clamping mechanism by the metal plating as described in Patent Document 2 and inserts the root part between a pair of columnar root fixing parts. It is necessary to prevent the temperature of the heated turbine blade material 1 from being lowered as much as possible. Therefore, in FIG. 2, the root portion 2 shows a root fixing portion 12 as a structure to be inserted so as to be sandwiched between two columnar portions provided in the shape correcting device 11. The interval between the columnar portions is set to be approximately 1 to 5 mm wider than the thickness of the root portion that has been heated and expanded. Further, the shape of the root after hot forging is a cube, unlike the shape of the root (blade root) shown in the drawing of Patent Document 2. It is preferable to slightly incline the root of the cube so that either the lower side or the left and right sides of the cube (root) are in contact with the columnar portion so as not to lower the temperature of the turbine blade material through the root as much as possible. .
＜捻じれ矯正工程＞
次に、翼部３の捻じれを矯正する部分と翼部支点部１３に設けられた支点Ａとを接触させ、翼部の先端を押圧して支点Ａと対角位置に力が加わることにより捻じれを矯正する。タービンブレード用素材の変形は、経験上、ほぼ同じ傾向を示している。支点Ａとする場所は、タービンブレード用素材１のボス部４から見て翼部の先端方向である
図２に示す翼部支点部１３に設けられた凸状の位置決め部１７は、タービンブレード用素材１を翼部支点部１３上の所定の位置に載置可能なように位置決めを行う部分であり、形状矯正中（押圧中）にタービンブレード用素材の位置ずれを防止するものある。支点Ａは、形状矯正中にタービンブレード用素材１と翼部支点部１３とが最初に接触する部分であり、その接触する部分の支点Ａの形状は平坦としている。
この翼部支点部１３の高さは、タービンブレード用素材１のスプリングバックを考慮して、本来の製品形状の位置よりも若干多めに矯正可能なように設定すると良い。また、タービンブレード用素材１の長さによって、翼部支点部１３の高さは変更すべきであり、翼部支点部１３を組立て体（積層体）としておけば、高さの調整が容易になる。また、翼部支点部１３を設ける場所はタービンブレード用素材１の長さに応じて変化させることが必要なため、形状矯正装置１１に翼部支点部１３の位置を変化させるスライド機構を設けておくのが好ましい。
<Twist straightening process>
Next, the portion for correcting the twist of the wing portion 3 and the fulcrum A provided on the wing portion fulcrum portion 13 are brought into contact with each other, and the tip of the wing portion is pressed to apply a force to the fulcrum A and the diagonal position. Correct twist. The deformation of the turbine blade material shows almost the same tendency from experience. The location of the fulcrum A is the tip direction of the blade as viewed from the boss 4 of the turbine blade material 1. The convex positioning portion 17 provided on the blade fulcrum 13 shown in FIG. This is a part for positioning the material 1 so that it can be placed at a predetermined position on the wing portion fulcrum part 13, and prevents the displacement of the turbine blade material during shape correction (during pressing). The fulcrum A is a portion where the turbine blade material 1 and the blade fulcrum portion 13 first contact during shape correction, and the shape of the fulcrum A of the contact portion is flat.
The height of the wing portion fulcrum portion 13 is preferably set so that it can be corrected slightly more than the original product shape in consideration of the spring back of the turbine blade material 1. Further, the height of the wing portion fulcrum portion 13 should be changed depending on the length of the turbine blade material 1. If the wing portion fulcrum portion 13 is an assembly (laminated body), the height can be easily adjusted. Become. Further, since the place where the wing part fulcrum part 13 is provided needs to be changed according to the length of the turbine blade material 1, a slide mechanism for changing the position of the wing part fulcrum part 13 is provided in the shape correction device 11. It is preferable to leave.
＜反り矯正工程＞
そして、支点Ａに接触したタービンブレード用素材１の翼部の先端を押圧し続けることにより捻じれが徐々に矯正され、やがて支点Ｂにタービンブレード用素材表面が接触する。すると、今度は、支点Ｂが反りの矯正を行う支点となって、更に翼部の先端を押圧して翼部の反りを矯正する。反りの矯正の終了は図２に示す押圧停止部１５に翼部の先端が接触することで終了する。前記の支点Ｂはタービンブレード用素材に接触することから、その接触面の形状は矯正によって支点Ｂの形状がタービンブレード用素材に転写しにくい曲面形状とするのが好ましい。
また、この押圧停止部１５の高さは、タービンブレード用素材１のスプリングバックを考慮して、本来の製品形状の位置よりも若干多めに矯正可能なように設定すると良い。また、タービンブレード用素材１の長さによって、押圧停止部１５の高さは変更すべきであり、押圧停止部１５はタービンブレード用素材１の長さに応じて、押圧停止部１５を組立て体（積層体）としておけば、高さの調整が容易になる。また、押圧停止部１５を設ける場所はタービンブレード用素材１の長さに応じて変化させることが必要なため、形状矯正装置１１に押圧停止部１５の位置を変化させるスライド機構を設けておくのが好ましい。
<War correction process>
Then, by continuously pressing the tip of the blade portion of the turbine blade material 1 in contact with the fulcrum A, the twist is gradually corrected, and the turbine blade material surface comes into contact with the fulcrum B before long. Then, this time, the fulcrum B becomes a fulcrum for correcting the warp, and the tip of the wing is further pressed to correct the wing. The end of the correction of the warp ends when the tip of the wing part comes into contact with the pressing stop 15 shown in FIG. Since the fulcrum B is in contact with the turbine blade material, it is preferable that the shape of the contact surface is corrected so that the shape of the fulcrum B is difficult to transfer to the turbine blade material.
Further, the height of the pressing stop 15 is preferably set so that it can be corrected slightly more than the original product shape in consideration of the spring back of the turbine blade material 1. Further, the height of the pressing stop 15 should be changed depending on the length of the turbine blade material 1, and the pressing stop 15 is an assembly of the pressing stop 15 according to the length of the turbine blade material 1. If it is a (laminate), the height can be easily adjusted. Moreover, since it is necessary to change the place which provides the press stop part 15 according to the length of the raw material 1 for turbine blades, the slide mechanism which changes the position of the press stop part 15 in the shape correction apparatus 11 is provided. Is preferred.
本発明のタービンブレード用素材の形状矯正方法を５０インチ以上の大型のタービンブレード用素材に適用する場合、押圧手段（押圧装置）はプレス機を用いることが好ましい。これは、鍛造ままの形状の５０インチ以上の大型のタービンブレード用素材では、後に行うタービンブレード製品への機械加工前であるため、削り代がおおよそ３ｍｍ以上確保されており、その厚さが１５ｍｍ以上の厚さである。そのため、大型のタービンブレード用素材の形状矯正を行う場合、翼部の先端を押圧する荷重が１００トン以上になることが多く、実際の作業では、５００トン以上の荷重を加えることが必要になる。例えば、１０００トンの荷重を加えても、押圧停止部１５がストッパーとなって、過度に矯正されることもなく、例えば、作業者が変わったとしても、再現性良く同じ形状矯正が行える。 When the method for correcting the shape of the turbine blade material of the present invention is applied to a large turbine blade material of 50 inches or more, it is preferable to use a press as the pressing means (pressing device). This is because the material for large turbine blades of 50 inches or more in the as-forged shape is before machining into a turbine blade product to be performed later, so that the cutting allowance is approximately 3 mm or more and the thickness is 15 mm. It is the above thickness. Therefore, when correcting the shape of a large turbine blade material, the load that presses the tip of the wing is often 100 tons or more, and in actual work, it is necessary to apply a load of 500 tons or more. . For example, even when a load of 1000 tons is applied, the pressing stop portion 15 becomes a stopper and is not excessively corrected. For example, even if the operator changes, the same shape correction can be performed with good reproducibility.
ここで、実際に５０インチのタービンブレード用素材に本発明方法を適用した効果を検証した。用いたタービンブレード用素材の材質はＴｉ合金である。
熱間鍛造と固溶化熱処理を行ったＴｉ合金製タービンブレード用素材を用意した。用意したタービンブレード用素材には捻じれと反りが見られるものであった。
形状矯正を行う前にタービンブレード用素材を６５０℃で加熱した。加熱温度は後に行う焼鈍温度マイナス６０℃である。加熱したタービンブレード用素材の形状矯正を図２に示す形状矯正装置１１を用いて行った。
Here, the effect of applying the method of the present invention to a 50-inch turbine blade material was actually verified. The material of the turbine blade material used is a Ti alloy.
A material for a turbine blade made of Ti alloy subjected to hot forging and solution heat treatment was prepared. The prepared turbine blade material was found to be twisted and warped.
The turbine blade material was heated at 650 ° C. before shape correction. The heating temperature is the annealing temperature to be performed later minus 60 ° C. The shape correction of the heated turbine blade material was performed using the shape correction apparatus 11 shown in FIG.
先ず、翼部支点部１３と押圧停止部１５の位置合わせを行った。翼部支点部１３はタービンブレード用素材１のボス部４より翼部先端側となる位置とした。翼部支点部１３と押圧停止部１５の高さはスプリングバックを考慮して本来の製品形状の位置よりも若干多めとなるように、翼部支点部１３はプラス１０ｍｍ高い高さとし、押圧停止部１５は本来の製品形状の位置よりも下方側（若干多めに）押圧するように、マイナス２０ｍｍ低い高さとした。形状矯正装置１１に設けられた２つの柱状部分の間隔は、加熱して膨張した根部の厚さよりも２ｍｍ程度広い間隔とした。
そして、根部２を根部固定部１２に挿入して固定して、更に、翼部支点部１３に設けられた凸状の位置決め部１７にタービンブレード用素材１を接触させて支点Ａとなる場所を確保した。次に、最大荷重１０００トンの油圧プレス機（押圧手段１４）を用いて翼部の先端を押圧した。このとき、油圧プレス機（押圧手段１４）と翼部の先端の間にスペーサ１６を挟めてプレス機の押圧部分の形状が翼部の先端に転写されるのを防止した。
徐々に荷重を加えて翼部３の捻じれと反りを矯正した。このとき、翼部の捻じれを矯正する支点Ａに翼部が最初に接触し、続いて翼部の反りを矯正する支点Ｂに接触し、続いて支点Ｂによって反りの矯正が行えたことを確認した。形状矯正の終了は押圧停止部１５に翼部３が接触し、１０００トンの荷重を加えたところで終了した。
First, the wing part fulcrum part 13 and the press stop part 15 were aligned. The blade portion fulcrum portion 13 was positioned at the tip of the blade portion from the boss portion 4 of the turbine blade material 1. The wing fulcrum part 13 and the pressing stop part 15 have a height higher by 10 mm so that the height of the wing fulcrum part 13 and the pressing stop part 15 is slightly larger than the position of the original product shape in consideration of the springback. No. 15 was set to a height minus 20 mm so as to press downward (slightly more) than the original product shape position. The interval between the two columnar portions provided in the shape correcting device 11 was set to be approximately 2 mm wider than the thickness of the root portion that was heated and expanded.
Then, the root portion 2 is inserted into the root fixing portion 12 and fixed, and the turbine blade material 1 is brought into contact with the convex positioning portion 17 provided on the wing portion fulcrum portion 13 to form a fulcrum A. Secured. Next, the tip of the wing was pressed using a hydraulic press machine (pressing means 14) having a maximum load of 1000 tons. At this time, the spacer 16 was sandwiched between the hydraulic press (pressing means 14) and the tip of the wing to prevent the shape of the pressing portion of the press from being transferred to the tip of the wing.
The load was gradually applied to correct twisting and warping of the wing 3. At this time, the wing part first contacts the fulcrum A that corrects the twist of the wing part, and then contacts the fulcrum B that corrects the warp of the wing part. confirmed. The end of the shape correction was completed when the wing part 3 was in contact with the pressing stop 15 and a load of 1000 tons was applied.
図４に翼部の形状矯正前後の変化を示す模式図を示す。図４に示すように、捻じれが１．５ｍｍ矯正され、反りが７ｍｍ矯正され、好適な形状に矯正が行えた。
以上の結果から、熱処理後のタービンブレード用素材に生じた捻じれと反りをより確実に矯正することが可能となることが分かる。また、熱間で形状矯正の作業が行えるため、特に冷間では形状矯正が困難なスプリングバックの大きなＴｉ合金製タービンブレード用等に効果を奏することが確認された。
FIG. 4 is a schematic diagram showing changes before and after the wing shape correction. As shown in FIG. 4, the twist was corrected by 1.5 mm, the warpage was corrected by 7 mm, and correction was made into a suitable shape.
From the above results, it can be seen that twisting and warping generated in the turbine blade material after the heat treatment can be more reliably corrected. Further, since the shape correction work can be performed hot, it has been confirmed that the effect is particularly effective for a turbine blade made of a Ti alloy having a large spring back, which is difficult to correct the shape particularly in the cold state.
１ タービンブレード用素材
２ 根部
３ 翼部
４ ボス部
１１ 形状矯正装置
１２ 根部固定部
１３ 翼部支点部
１４ 押圧手段（押圧装置）
１５ 押圧停止部
１６ スペーサ
１７ 位置決め部
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine blade material 2 Root part 3 Wing part 4 Boss part 11 Shape correction apparatus 12 Root part fixing part 13 Wing part fulcrum part 14 Pressing means (pressing apparatus)
15 Pressing stop 16 Spacer 17 Positioning part
Claims (6)
前記タービンブレード用素材の形状矯正方法は、
前記根部を固定する根部固定部と、
前記翼部の捻じれ又は反りの矯正時に前記翼部を支持するための第１と第２の少なくとも２つの支点を備える翼部支点部と、
前記翼部の先端を押圧する押圧手段と、を有する形状矯正装置を用いて、
前記形状矯正装置の根部固定部に加熱されたタービンブレード用素材の根部を固定する根部固定工程と、
前記翼部の捻じれを矯正する部分と前記第１の支点とを接触させ、前記押圧手段を用いて前記翼部の先端を押圧することにより捻じれを矯正する捻じれ矯正工程と、
前記押圧手段を用いて前記翼部の先端を更に押圧して、前記翼部を前記第２の支点に接触させ、更に前記翼部の先端を押圧することにより前記翼部の反りを矯正する反り矯正工程と、
を含むことを特徴とするタービンブレード用素材の形状矯正方法。 A method for correcting the shape of a turbine blade material having at least a root portion and a wing portion,
The method for correcting the shape of the turbine blade material is as follows:
A root fixing part for fixing the root part;
A wing fulcrum comprising at least two fulcrums, first and second, for supporting the wing during correction of twisting or warping of the wing;
Using a pressing device that presses the tip of the wing,
A root fixing step of fixing the root of the turbine blade material heated to the root fixing portion of the shape correcting device;
A twist correction step of correcting a twist by bringing the first fulcrum into contact with a portion for correcting the twist of the wing, and pressing the tip of the wing using the pressing means;
A warp that corrects the warp of the wing by further pressing the tip of the wing using the pressing means, bringing the wing into contact with the second fulcrum, and further pressing the tip of the wing. Correction process;
A method for correcting the shape of a turbine blade material, comprising:
前記根部を固定する根部固定部と、
前記翼部の捻じれ又は反りの矯正時に前記翼部を支持するための第１と第２の少なくとも２つの支点を備える翼部支点部と、
前記翼部の先端を押圧する押圧装置と、
を有することを特徴とするタービンブレード用素材の形状矯正装置。 A shape correction device for a turbine blade material having at least a root portion and a wing portion,
A root fixing part for fixing the root part;
A wing fulcrum comprising at least two fulcrums, first and second, for supporting the wing during correction of twisting or warping of the wing;
A pressing device for pressing the tip of the wing,
An apparatus for correcting a shape of a turbine blade material, comprising:
前記タービンブレード用素材の翼部の捻じれ又は反りを矯正して、タービンブレード用素材を得るタービンブレード用素材の製造方法であって、
前記タービンブレード用素材の翼部の捻じれ又は反りを矯正する矯正方法は、
前記根部を固定する根部固定部と、
前記翼部の捻じれ又は反りの矯正時に前記翼部を支持するための第１と第２の少なくとも２つの支点を備える翼部支点部と、
前記翼部の先端を押圧する押圧手段と、を有する形状矯正装置を用いて、
前記形状矯正装置の根部固定部に加熱されたタービンブレード用素材の根部を固定する根部固定工程と、
前記翼部の捻じれを矯正する部分と前記第１の支点とを接触させ、前記押圧手段を用いて前記翼部の先端を押圧することにより捻じれを矯正する捻じれ矯正工程と、
前記押圧手段を用いて前記翼部の先端を更に押圧して、前記翼部を前記第２の支点に接触させ、更に前記翼部の先端を本来の製品形状の位置よりも下方側に押圧することにより前記翼部の反りを矯正する反り矯正工程と、
を含むことを特徴とするタービンブレード用素材の製造方法。 A rod-shaped material is heated, and a turbine blade material is formed by hot forging with an upper mold and a lower mold having a turbine blade-shaped engraved surface,
A method for producing a turbine blade material by correcting twisting or warping of a blade portion of the turbine blade material to obtain a turbine blade material,
A correction method for correcting twisting or warping of the blade portion of the turbine blade material,
A root fixing part for fixing the root part;
A wing fulcrum comprising at least two fulcrums, first and second, for supporting the wing during correction of twisting or warping of the wing;
Using a pressing device that presses the tip of the wing,
A root fixing step of fixing the root of the turbine blade material heated to the root fixing portion of the shape correcting device;
A twist correction step of correcting a twist by bringing the first fulcrum into contact with a portion for correcting the twist of the wing, and pressing the tip of the wing using the pressing means;
The tip of the wing is further pressed using the pressing means, the wing is brought into contact with the second fulcrum, and the tip of the wing is further pressed downward from the original product shape position. A warp correction step of correcting the warpage of the wing by,
The manufacturing method of the raw material for turbine blades characterized by including these.
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