JP2729531B2 - ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン - Google Patents
ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービンInfo
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- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
- B22D3/00—Pig or like casting
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
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- Crystals, And After-Treatments Of Crystals (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、本体の横方向に張り出した突起部分を有す
るランド用のガスタービンブレード並びにそれらの製造
方法及びガスタービンに関する。
るランド用のガスタービンブレード並びにそれらの製造
方法及びガスタービンに関する。
発電用ガスタービンの動翼材料は、従来から主として
ニッケル基の超合金が使用されてきたが、ガスタービン
の熱効率向上を図るため、年々燃焼ガス温度が上昇して
きた。そして、それに対応するため複雑な内部冷却孔を
有する等軸晶翼が使用されてきた。
ニッケル基の超合金が使用されてきたが、ガスタービン
の熱効率向上を図るため、年々燃焼ガス温度が上昇して
きた。そして、それに対応するため複雑な内部冷却孔を
有する等軸晶翼が使用されてきた。
一方、航空機用ジェットエンジンの動翼としては既に
単結晶翼が使用されている。単結晶翼の鋳造に用いられ
る合金は、結晶粒界が無いことを前提として開発されて
いるため、B,Zr,Hf等の結晶粒界強化元素を含んでいな
い。そのため、単結晶合金の粒界は非常に弱く、鋳物の
一部でも単結晶になっていないと使用することはできな
い。したがって単結晶翼をガスタービンの動翼として用
いるためには、鋳物全体を単結晶化することが必要不可
欠である。
単結晶翼が使用されている。単結晶翼の鋳造に用いられ
る合金は、結晶粒界が無いことを前提として開発されて
いるため、B,Zr,Hf等の結晶粒界強化元素を含んでいな
い。そのため、単結晶合金の粒界は非常に弱く、鋳物の
一部でも単結晶になっていないと使用することはできな
い。したがって単結晶翼をガスタービンの動翼として用
いるためには、鋳物全体を単結晶化することが必要不可
欠である。
単結晶鋳物の大部分は、特公昭51−41851号や特公平
１−26796号公報に示される一方向凝固法で製造されて
いる。この方法は、加熱した炉の中から鋳型を下方に引
き出し、下端から上方に漸次凝固させる方法である。
１−26796号公報に示される一方向凝固法で製造されて
いる。この方法は、加熱した炉の中から鋳型を下方に引
き出し、下端から上方に漸次凝固させる方法である。
航空用ジェットエンジンに用いられる動翼は長さが10
cm位でシャンク部の横断面積も大きくて10cm2であり、
また本体の横方向に張り出したプラットホームの突出寸
法も小さいため全体に小型であり、翼形状の鋳物を上記
方法で一方向凝固させることで、単結晶を製造すること
が可能であった。
cm位でシャンク部の横断面積も大きくて10cm2であり、
また本体の横方向に張り出したプラットホームの突出寸
法も小さいため全体に小型であり、翼形状の鋳物を上記
方法で一方向凝固させることで、単結晶を製造すること
が可能であった。
しかし、発電用ガスタービンに用いる動翼は、航空機
用ジェットエンジンに用いられている動翼に比べて非常
に大きく、小さいものでも全長14〜16cmで現在は、それ
以上のものがあり、シャンク部の断面積も15cm2以上あ
るので単結晶にて製造することが難かしい。更に、シャ
ンク部の側面に突設されたプラットホームやシール部な
ど、凝固進行方向に対して横方向に大きく張り出した部
分があり、従来と同じ方法で一方向凝固を行っても、鋳
物全体を単結晶化することができなかった。この理由は
以下のように考えられる。横方向に大きく張り出した部
分があると一方向凝固を行っても、横方向に張り出した
部分では、鋳物の外周部からも凝固が始まる。外周部か
ら凝固した部分は、鋳物本体とは全ったく関係なく凝固
しているため、鋳物本体の結晶方位と異なった結晶方位
を持つことになる。したがって凝固が更に進み、両方の
結晶がぶつかると、その面が結晶粒界となり単結晶が得
られない。
用ジェットエンジンに用いられている動翼に比べて非常
に大きく、小さいものでも全長14〜16cmで現在は、それ
以上のものがあり、シャンク部の断面積も15cm2以上あ
るので単結晶にて製造することが難かしい。更に、シャ
ンク部の側面に突設されたプラットホームやシール部な
ど、凝固進行方向に対して横方向に大きく張り出した部
分があり、従来と同じ方法で一方向凝固を行っても、鋳
物全体を単結晶化することができなかった。この理由は
以下のように考えられる。横方向に大きく張り出した部
分があると一方向凝固を行っても、横方向に張り出した
部分では、鋳物の外周部からも凝固が始まる。外周部か
ら凝固した部分は、鋳物本体とは全ったく関係なく凝固
しているため、鋳物本体の結晶方位と異なった結晶方位
を持つことになる。したがって凝固が更に進み、両方の
結晶がぶつかると、その面が結晶粒界となり単結晶が得
られない。
上記の理由により、発電用ガスタービンに用いられる
大型のタービンブレードを全体にわたり単結晶組織にす
ることはできなかった。
大型のタービンブレードを全体にわたり単結晶組織にす
ることはできなかった。
本発明の目的は、引っ張り強度及び、クリープ強度に
優れ、更に熱や応力に対する耐熱疲労強度の優れた単結
晶の大型タービンブレード及びその製造方法、並びにラ
ンド用の高効率ガスタービンを提供することにある。
優れ、更に熱や応力に対する耐熱疲労強度の優れた単結
晶の大型タービンブレード及びその製造方法、並びにラ
ンド用の高効率ガスタービンを提供することにある。
本発明は、ディスクへの固定部となるダブティル部
と、このダブティル部に連なりその側面に一体に突設さ
れた単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、このシ
ャンク部に連なる翼部とを備えたランド用ガスタービン
ブレードの製造法において、前記翼部、シャンク部及び
ダブティル部に相当するメーン鋳型に対して前記突起に
相当するバイパス鋳型が前記メーン鋳型に連通してお
り、前記メーン鋳型とバイパス鋳型内のNi基合金の溶湯
を同速度で一方向に漸次凝固させ単結晶組織に鋳造する
工程を含むタービンブレードの製造方法にある。
と、このダブティル部に連なりその側面に一体に突設さ
れた単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、このシ
ャンク部に連なる翼部とを備えたランド用ガスタービン
ブレードの製造法において、前記翼部、シャンク部及び
ダブティル部に相当するメーン鋳型に対して前記突起に
相当するバイパス鋳型が前記メーン鋳型に連通してお
り、前記メーン鋳型とバイパス鋳型内のNi基合金の溶湯
を同速度で一方向に漸次凝固させ単結晶組織に鋳造する
工程を含むタービンブレードの製造方法にある。
また本発明は、ディスクへの固定部となるダブティル
部、該ダブティル部に連なりその側面に一体に突設され
た突起を備えたシャンク部及び該シャンク部に連なる翼
部とを備えたガスタービン用ブレードにおいて、該ブレ
ードは前記翼部先端より前記ダブティル部に向って一方
向凝固しており、γ相が単結晶であるNi基合金からなる
ことを特徴とするガスタービン用ブレードにある。
部、該ダブティル部に連なりその側面に一体に突設され
た突起を備えたシャンク部及び該シャンク部に連なる翼
部とを備えたガスタービン用ブレードにおいて、該ブレ
ードは前記翼部先端より前記ダブティル部に向って一方
向凝固しており、γ相が単結晶であるNi基合金からなる
ことを特徴とするガスタービン用ブレードにある。
又、本発明は、圧縮機と、燃焼器と、タービンディス
クにダブティル部が固定された単段又は複数段のタービ
ンブレードと、前記のブレードと交互に設けられたター
ビンノズルと、を備えたランド用のガスタービンにおい
て、作動用のガス温度が1400℃以上であり、初段ブレー
ドのメタル温度は使用応力下で105h破断温度が1000℃以
上であり、タービンブレードの全長が160mm以上である
ことを特徴とするガスタービンである。
クにダブティル部が固定された単段又は複数段のタービ
ンブレードと、前記のブレードと交互に設けられたター
ビンノズルと、を備えたランド用のガスタービンにおい
て、作動用のガス温度が1400℃以上であり、初段ブレー
ドのメタル温度は使用応力下で105h破断温度が1000℃以
上であり、タービンブレードの全長が160mm以上である
ことを特徴とするガスタービンである。
本発明に係るガスタービンブレードの製造法は、ダブ
ティル部、シャンク部及び翼部の本体と別個に突起部の
バイパスを設けた鋳型を用いて一方向凝固させるので、
大型で、複雑な形状のガスタービンブレードを単結晶に
て製造できる。
ティル部、シャンク部及び翼部の本体と別個に突起部の
バイパスを設けた鋳型を用いて一方向凝固させるので、
大型で、複雑な形状のガスタービンブレードを単結晶に
て製造できる。
本発明に係るタービンブレードは、横断面積が15cm2
以上の部分に突起を有する大型のものであるが単結晶組
織であるため、多結晶である結晶粒界が存在するものよ
り強度が向上する。
以上の部分に突起を有する大型のものであるが単結晶組
織であるため、多結晶である結晶粒界が存在するものよ
り強度が向上する。
本発明で用いられるタービンブレードに用いられるNi
基合金は重量で、Ｃ≦0.15％好ましくは不純物として含
有される程度〜0.02％、Si≦0.03％好ましくは不純物と
して含有される程度、Mn≦2.0％、Cr:5〜14％、Al:1〜
７％、Ti:1〜５％、Nb≦2.0％、W:2〜15％、Mo≦５％、
Ta≦12％、好ましくは２〜10％、Co≦10％、Hf≦0.2
％、Re≦3.0％、Ｂ≦0.02％のものが望ましい。その具
体的な合金の例としては表１に示す。また、静翼となる
タービンノズルに用いられるCo基合金の例としては表２
のものが挙げられる。
基合金は重量で、Ｃ≦0.15％好ましくは不純物として含
有される程度〜0.02％、Si≦0.03％好ましくは不純物と
して含有される程度、Mn≦2.0％、Cr:5〜14％、Al:1〜
７％、Ti:1〜５％、Nb≦2.0％、W:2〜15％、Mo≦５％、
Ta≦12％、好ましくは２〜10％、Co≦10％、Hf≦0.2
％、Re≦3.0％、Ｂ≦0.02％のものが望ましい。その具
体的な合金の例としては表１に示す。また、静翼となる
タービンノズルに用いられるCo基合金の例としては表２
のものが挙げられる。
Co基合金としては、C:0.2〜0.6％、Si:0.5％以下、M
n:2％以下、Cr:20〜30％、Ni:20％以下、Mo:5％以下、
W:2〜15％、Nb:5％以下、Ti:0.5％以下、Al:0.5％以
下、Fe:5％以下、B:0.02％以下、Zr:0.5％以下、Ta:5％
以下、残部Coが好ましい。
n:2％以下、Cr:20〜30％、Ni:20％以下、Mo:5％以下、
W:2〜15％、Nb:5％以下、Ti:0.5％以下、Al:0.5％以
下、Fe:5％以下、B:0.02％以下、Zr:0.5％以下、Ta:5％
以下、残部Coが好ましい。
本発明に係るガスタービンは、タービンブレードが大
型で作動用のガス温度も初期部分で1400℃以上にできる
ので、効率がアップする。
型で作動用のガス温度も初期部分で1400℃以上にできる
ので、効率がアップする。
〔実施例〕 実施例１ 第１図は、本発明に係る発電用のガスタービン動翼の
斜視図を示し、第２図は本発明の鋳型を用いて、前記動
翼の製造方法の概略を示した横断面図である。
斜視図を示し、第２図は本発明の鋳型を用いて、前記動
翼の製造方法の概略を示した横断面図である。
第２図において、最初、水冷銅チル１の上に本発明に
係るアルミナからなるシェル鋳型２を固定し、それを鋳
型加熱ヒーター３の中にセットし、鋳型２をNi基合金の
融点以上に加熱する。次に溶解した合金を鋳型２の中に
鋳込み、その後水冷銅チル１を下方に引き出し、一方向
凝固させる。一方向凝固させると、最初鋳型２下端のス
タータ４では多くの結晶が発生するが、360℃旋回させ
るセレクタ５を凝固が進行する過程で１つの結晶に絞ら
れ単結晶となる。更に拡大部６で大きな単結晶となり、
鋳物本体７部分へと凝固が進行する。鋳物本体７は内部
に冷却孔を有する翼部８と、その上のシャンク部９と、
その上のクリスマスツリー型のダブティル部10とから成
り、シャンク部９にシール部11が突設されている。すな
わち、第１図のタービン動翼の翼部側よりシャンク部及
びダブティル部に向って第２図の如く鋳造することを示
している。なお、シール部先端は翼部８側へ折曲されて
いる。
係るアルミナからなるシェル鋳型２を固定し、それを鋳
型加熱ヒーター３の中にセットし、鋳型２をNi基合金の
融点以上に加熱する。次に溶解した合金を鋳型２の中に
鋳込み、その後水冷銅チル１を下方に引き出し、一方向
凝固させる。一方向凝固させると、最初鋳型２下端のス
タータ４では多くの結晶が発生するが、360℃旋回させ
るセレクタ５を凝固が進行する過程で１つの結晶に絞ら
れ単結晶となる。更に拡大部６で大きな単結晶となり、
鋳物本体７部分へと凝固が進行する。鋳物本体７は内部
に冷却孔を有する翼部８と、その上のシャンク部９と、
その上のクリスマスツリー型のダブティル部10とから成
り、シャンク部９にシール部11が突設されている。すな
わち、第１図のタービン動翼の翼部側よりシャンク部及
びダブティル部に向って第２図の如く鋳造することを示
している。なお、シール部先端は翼部８側へ折曲されて
いる。
ここで拡大部６から張出し部であるシール部11へ鋳物
本体７とは異なるバイパス鋳型12を設けることによりタ
ービン動翼全体を単結晶化することができた。ここで、
第１図に示したタービンブレードの全体の大きさを説明
すると、全長13は180mm程度、翼部90mm程度、縦14は40m
m程度、横15は100mm程度であり、シール部11の突出寸法
16は15mm程度である。シール部11が設けられているシャ
ンク部の断面積は40cm2である。また、翼部８の重量は
タービンブレード全重量の30％である。この場合、鋳型
加熱ヒーター３は鋳型７が完全に引き出され、凝固が終
了するまで高温に保たれる。又上記鋳造工程は全て真空
中で行われる。尚、上記方法で単結晶組織のタービンブ
レードを鋳造後、それを1300〜1350℃で真空中２〜10h
溶体化処理を行って凝固によって形成された共晶γ′相
をγ相に変え、その後、980〜1080℃で４〜15hと800〜9
00℃で10〜25hの時効処理をしてγ相中に平均３〜５μ
ｍ角形状のγ′相を析出させた。表３に単結晶翼の鋳造
条件を、表４に本発明法を用いた場合と、従来法におけ
る単結晶翼の歩留りの比較を示す。プラットフォームの
凝固方法の上側部分にシュリンケージが形成され、下側
は細長いデンドライトの二次成長が見られる。
本体７とは異なるバイパス鋳型12を設けることによりタ
ービン動翼全体を単結晶化することができた。ここで、
第１図に示したタービンブレードの全体の大きさを説明
すると、全長13は180mm程度、翼部90mm程度、縦14は40m
m程度、横15は100mm程度であり、シール部11の突出寸法
16は15mm程度である。シール部11が設けられているシャ
ンク部の断面積は40cm2である。また、翼部８の重量は
タービンブレード全重量の30％である。この場合、鋳型
加熱ヒーター３は鋳型７が完全に引き出され、凝固が終
了するまで高温に保たれる。又上記鋳造工程は全て真空
中で行われる。尚、上記方法で単結晶組織のタービンブ
レードを鋳造後、それを1300〜1350℃で真空中２〜10h
溶体化処理を行って凝固によって形成された共晶γ′相
をγ相に変え、その後、980〜1080℃で４〜15hと800〜9
00℃で10〜25hの時効処理をしてγ相中に平均３〜５μ
ｍ角形状のγ′相を析出させた。表３に単結晶翼の鋳造
条件を、表４に本発明法を用いた場合と、従来法におけ
る単結晶翼の歩留りの比較を示す。プラットフォームの
凝固方法の上側部分にシュリンケージが形成され、下側
は細長いデンドライトの二次成長が見られる。
上記表２で示したように本発明により、従来製造でき
なかった大型の単結晶翼が製造できるようになった。特
に、本実施例ではブレードとして最も強度、延性等が要
求される翼部を最初に凝固させるので、溶湯状態での鋳
型との接触時間が短く、成分の変動及び欠陥の少ないも
のが得られる結果、要求される特性のものが得られる。
翼部の凝固時間は約１時間、その後のダブティル部まで
の約２時間である。成分変動の大きいものは特にCrで、
本実施例の如く8.5重量％、特に10重量％以上の多量のC
rを含む合金でその変動が少なくできることから効果が
大きい。それ以下のCrでは変動は小さい。タービンブレ
ード本体を形成する鋳型と異なるバイパス鋳型12の取り
付け位置は、セレクタ法ではセレクタ５より上方、種付
法では種結晶より上方で突起11の位置より下方であれ
ば、どこでも良いが、単結晶鋳造後、そのバイパス部分
を除去する必要があるので、セレクタ５又は種結晶より
上方で、第２図で言えば翼部８より下方の拡大部６の位
置が望ましい。
なかった大型の単結晶翼が製造できるようになった。特
に、本実施例ではブレードとして最も強度、延性等が要
求される翼部を最初に凝固させるので、溶湯状態での鋳
型との接触時間が短く、成分の変動及び欠陥の少ないも
のが得られる結果、要求される特性のものが得られる。
翼部の凝固時間は約１時間、その後のダブティル部まで
の約２時間である。成分変動の大きいものは特にCrで、
本実施例の如く8.5重量％、特に10重量％以上の多量のC
rを含む合金でその変動が少なくできることから効果が
大きい。それ以下のCrでは変動は小さい。タービンブレ
ード本体を形成する鋳型と異なるバイパス鋳型12の取り
付け位置は、セレクタ法ではセレクタ５より上方、種付
法では種結晶より上方で突起11の位置より下方であれ
ば、どこでも良いが、単結晶鋳造後、そのバイパス部分
を除去する必要があるので、セレクタ５又は種結晶より
上方で、第２図で言えば翼部８より下方の拡大部６の位
置が望ましい。
ここで、翼部８から、ダブティル部10へと凝固させる
理由を述べると、ガスタービン動翼の翼部８は、動翼の
心臓部に当り、高温、高応力下にされされるため、他の
部分に比べて欠陥が少なく高品質にする必要がある。し
たがって翼部８を先に凝固させ、高温に保持される時間
を短くすること、更に、成分変動を少なくする意味で最
初に凝固させるガスタービン用動翼の製造に適している
ためである。翼部からダブティル部にかけて冷媒によっ
てこれらを冷却する冷却孔が複数本設けられる。鋳型に
は冷却孔用の中子が用いられる。凝固速度は鋳物の凝固
部分の大きさによって１〜50cm/hで行われる。翼部はダ
ブティル部、シャンク部より早く凝固させることができ
る。
理由を述べると、ガスタービン動翼の翼部８は、動翼の
心臓部に当り、高温、高応力下にされされるため、他の
部分に比べて欠陥が少なく高品質にする必要がある。し
たがって翼部８を先に凝固させ、高温に保持される時間
を短くすること、更に、成分変動を少なくする意味で最
初に凝固させるガスタービン用動翼の製造に適している
ためである。翼部からダブティル部にかけて冷媒によっ
てこれらを冷却する冷却孔が複数本設けられる。鋳型に
は冷却孔用の中子が用いられる。凝固速度は鋳物の凝固
部分の大きさによって１〜50cm/hで行われる。翼部はダ
ブティル部、シャンク部より早く凝固させることができ
る。
以上は、ガスタービン用動翼の製造法について述べた
が、対象製品が動翼でなく、静翼であっても、全く同じ
方法で単結晶成長させることが可能である。
が、対象製品が動翼でなく、静翼であっても、全く同じ
方法で単結晶成長させることが可能である。
実施例２ 次に実施例１に示した動翼と形状ほぼ同様の動翼の鋳
造をNo.2の合金を用いて行った。鋳造条件及び一方向凝
固法は、実施例１と同じである。全長160mm、翼部70m
m、シャンク及びダブティル部90mmである。
造をNo.2の合金を用いて行った。鋳造条件及び一方向凝
固法は、実施例１と同じである。全長160mm、翼部70m
m、シャンク及びダブティル部90mmである。
第３図にその動翼の正面図を示すが、この動翼はプラ
ットホーム部17が広いため、従来の方法で一方向凝固さ
せると、プラットホーム部17で異結晶が発生し、単結晶
成長しなかったものである。そこで、本発明を適用し、
第４図に示した如く、プラットホーム部17の先端とセレ
クタ５の直上部を、鋳物本体７を形成する部分と異なる
バイパス12で接続することで、単結晶成長させることが
できた。バイパス12の大きさは、厚さ1mm、巾20mmとし
た。第４図は動翼中心線での断面形状を示す。第５図に
従来法を、及び第６図に本発明を用いた場合の翼部上方
から見たプラットホーム部17での異結晶の発生状況を示
す。本発明の方法により、異結晶が発生せず単結晶成長
させることが可能となった。第６図で18は結晶粒界を示
し、19は異結晶部分を示す。
ットホーム部17が広いため、従来の方法で一方向凝固さ
せると、プラットホーム部17で異結晶が発生し、単結晶
成長しなかったものである。そこで、本発明を適用し、
第４図に示した如く、プラットホーム部17の先端とセレ
クタ５の直上部を、鋳物本体７を形成する部分と異なる
バイパス12で接続することで、単結晶成長させることが
できた。バイパス12の大きさは、厚さ1mm、巾20mmとし
た。第４図は動翼中心線での断面形状を示す。第５図に
従来法を、及び第６図に本発明を用いた場合の翼部上方
から見たプラットホーム部17での異結晶の発生状況を示
す。本発明の方法により、異結晶が発生せず単結晶成長
させることが可能となった。第６図で18は結晶粒界を示
し、19は異結晶部分を示す。
実施例３ 第７図は本発明の実施例１で得たNo.2の単結晶Ni基合
金を初段のガスタービンブレード20に用いた一実施例を
示すガスタービンの回転部分の部分断面図である。本実
施例におけるタービンディスク21は２段有しており、ガ
ス流の上流側より初段及び２段目には中心孔22が設けら
れている。更に、本実施例ではコンプレッサディスク23
のガス流の下流側での最終段、ディスタントピース24、
タービンスペーサ25、タービンスタッキングボルト26及
びコンプレッサスタッキングボルト27に12％Cr全マルテ
ンサイト系耐熱鋼を用いたものである。その他２段目の
タービンブレード20、タービンノズル28、燃焼器29のラ
イナ30、コンプレッサブレード31、コンプレッサノズル
32、ダイヤフラム33及びシュラウド34を表５に示す合金
によって構成した。初段の、タービンノズル28及びター
ビンブレード20は単結晶鋳物によって構成されている。
初段タービンノズル28はNo.13の合金からなり、タービ
ンブレード同様に翼部１個毎のセグメントによって構成
され、翼部長さとしてブレード翼部長さと同程度の長さ
を有し、ダイヤフラムを有し、円周上に配置されてい
る。35はタービンスタブシャフト、36はコンプレッサス
タブシャフトを示す。本実施例におけるコンプレッサは
17段有している。表５中タービンブレード、タービンノ
ズル、シュラウドセグメント（１）及びダイヤフラムは
いずれもガス上流側の一段目に使用したもので、シュラ
ウドセグメント（２）は２段目に使用したものである。
金を初段のガスタービンブレード20に用いた一実施例を
示すガスタービンの回転部分の部分断面図である。本実
施例におけるタービンディスク21は２段有しており、ガ
ス流の上流側より初段及び２段目には中心孔22が設けら
れている。更に、本実施例ではコンプレッサディスク23
のガス流の下流側での最終段、ディスタントピース24、
タービンスペーサ25、タービンスタッキングボルト26及
びコンプレッサスタッキングボルト27に12％Cr全マルテ
ンサイト系耐熱鋼を用いたものである。その他２段目の
タービンブレード20、タービンノズル28、燃焼器29のラ
イナ30、コンプレッサブレード31、コンプレッサノズル
32、ダイヤフラム33及びシュラウド34を表５に示す合金
によって構成した。初段の、タービンノズル28及びター
ビンブレード20は単結晶鋳物によって構成されている。
初段タービンノズル28はNo.13の合金からなり、タービ
ンブレード同様に翼部１個毎のセグメントによって構成
され、翼部長さとしてブレード翼部長さと同程度の長さ
を有し、ダイヤフラムを有し、円周上に配置されてい
る。35はタービンスタブシャフト、36はコンプレッサス
タブシャフトを示す。本実施例におけるコンプレッサは
17段有している。表５中タービンブレード、タービンノ
ズル、シュラウドセグメント（１）及びダイヤフラムは
いずれもガス上流側の一段目に使用したもので、シュラ
ウドセグメント（２）は２段目に使用したものである。
本実施例ではベースの合金より高温における耐酸化
性、耐食性の高い被覆層としてAl、Cr等の高濃度合金、
又はこれらの酸化物を含む混合物層を設けることができ
る。
性、耐食性の高い被覆層としてAl、Cr等の高濃度合金、
又はこれらの酸化物を含む混合物層を設けることができ
る。
更に、ブレードにおいては遠心力のかかる方向に対し
て結晶の方位を〔001〕にすることによりより高強度が
得られる。
て結晶の方位を〔001〕にすることによりより高強度が
得られる。
以上の構成によって、50MW級発電において、初段ター
ビンノズル入口のガス温度が1500℃、初段ブレードのメ
タル温度が1000℃と可能になり、34％の熱効率が得られ
るとともに、タービンディスク、ディスタントピース、
スペーサ、コンプレッサディスクの最終段、スタッキン
グボルトを前述の如く高いクリープ破断強度及び加熱陥
化の少ない耐熱鋼が使用されるとともに、タービンブレ
ードにおいても高温強度が高く、タービンノズルは高温
強度及び高温延性が高く、燃焼器ライナは同様に高温強
度及び耐疲労強度が高い合金が使用されているので、総
合的により信頼性が高くバランスされたガスタービンが
得られるものである。
ビンノズル入口のガス温度が1500℃、初段ブレードのメ
タル温度が1000℃と可能になり、34％の熱効率が得られ
るとともに、タービンディスク、ディスタントピース、
スペーサ、コンプレッサディスクの最終段、スタッキン
グボルトを前述の如く高いクリープ破断強度及び加熱陥
化の少ない耐熱鋼が使用されるとともに、タービンブレ
ードにおいても高温強度が高く、タービンノズルは高温
強度及び高温延性が高く、燃焼器ライナは同様に高温強
度及び耐疲労強度が高い合金が使用されているので、総
合的により信頼性が高くバランスされたガスタービンが
得られるものである。
〔発明の効果〕 本発明によれば、凝固進行方向に対して横方向への張
り出し部の結晶方位を、鋳物本体の結晶方位と同じにす
ることができるので、大型の単結晶動翼を効率よく製造
することができる。
り出し部の結晶方位を、鋳物本体の結晶方位と同じにす
ることができるので、大型の単結晶動翼を効率よく製造
することができる。
また本発明による単結晶動翼は、高温での特性に選れ
ていることから、動翼の長寿命化と燃焼ガス温度の上昇
によるガスタービンの熱効率の向上に効果が大きい。本
発明のガスタービンは効率を34％に高めることができ
る。
ていることから、動翼の長寿命化と燃焼ガス温度の上昇
によるガスタービンの熱効率の向上に効果が大きい。本
発明のガスタービンは効率を34％に高めることができ
る。
第１図は本発明に係るタービンブレードの斜視図、第２
図はその製造方法を示す鋳型の縦断面図、第３図は他実
施例のタービンブレードの正面図、第４図はその製造方
法を説明する鋳型の縦断面図、第５図は第４図の平面
図、第６図は比較例の平面図、第７図は本発明に係るガ
スタービンの回転部分の断面図である。 ２……鋳型、８……翼部、９……シャンク部、10……ダ
ブティル部、11……突起、12……バイパス。
図はその製造方法を示す鋳型の縦断面図、第３図は他実
施例のタービンブレードの正面図、第４図はその製造方
法を説明する鋳型の縦断面図、第５図は第４図の平面
図、第６図は比較例の平面図、第７図は本発明に係るガ
スタービンの回転部分の断面図である。 ２……鋳型、８……翼部、９……シャンク部、10……ダ
ブティル部、11……突起、12……バイパス。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｃ３０Ｂ 21/02 Ｃ３０Ｂ 21/02 (72)発明者 飯島 活己 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社 日立製作所日立研究所内 (72)発明者 石田 忠美 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社 日立製作所日立研究所内 (72)発明者 橋田 良造 茨城県勝田市堀口832番地の２ 株式会 社日立製作所勝田工場内 (72)発明者 狩野 公男 宮城県仙台市青葉区一番町３丁目７番１ 号 東北電力株式会社内 (56)参考文献 特開 昭63−171845（ＪＰ，Ａ)
Claims (3)
- 【請求項１】ディスクへの固定部となるダブティル部、
該ダブティル部に連なりその側面に一体に突設された突
起を備えたシャンク部と、このシャンク部に連なる翼部
とを備えたガスタービン用ブレードにおいて、該ブレー
ドは前記翼部先端より前記ダブティル部に向かって一方
向凝固しており、γ相が単結晶であるNi基合金からなる
ことを特徴とするガスタービン用ブレード。 - 【請求項２】ディスクへの固定部となるダブティル部
と、このダブティル部に連なりその側面に一体に突設さ
れた単数又は複数の突起を備えたシャンク部と、このシ
ャンク部に連なる翼部とを備えたガスタービンブレード
の製造法において、前記翼部、シャンク部及びダブティ
ル部に相当するメーン鋳型に対して前記突起に相当する
バイパス鋳型が前記メーン鋳型に連通しており、前記メ
ーン鋳型とバイパス鋳型内のNi基合金の溶湯を同速度で
一方向に漸次凝固させ単結晶組織に鋳造する工程を含む
タービンブレードの製造方法。 - 【請求項３】圧縮機と、燃焼器と、タービンディスクに
ダブティル部が固定された単段又は複数段のタービンブ
レードと、前記ブレードに対応して設けられたタービン
ノズルと、を備えたランド用ガスタービンにおいて、作
動用のガス温度が1400℃以上であり、初段フレードのメ
タル温度は使用応力下で105h破断温度が1000℃以上であ
り、タービンブレードはその全長が160mm以上、γ相が
単結晶である単結晶Ni基合金からなることを特徴とする
ランド用ガスタービン。
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| US08/486,292 US5620308A (en) | 1990-09-14 | 1995-06-07 | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade |
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-
1991
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