JP3666256B2 - 蒸気タービン翼の製造方法 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、Ti基合金製蒸気タービン翼の製造方法に関する。
【0002】
【従来の技術】
従来、蒸気タービン低圧最終段では、850 mm (33.5 インチ)長翼に12Cr鋼、1016 mm (40インチ)長翼にTi−6Al−4Vが、また、現在、50ヘルツ対応機として国内外最長の1092 mm (43インチ)長翼用として高強度12Cr鋼が開発されているが、最終翼段の長翼化による効率向上ならびにプラントのコンパクト化の需要はますます増大し、さらなる長翼化が要求されている。そのためには、従来使用実績のあるTi−6Al−4Vに替わる軽量・高強度のチタン合金が必要不可欠である。
【0003】
1016 mm (40インチ)長翼までは、引張強さ95kg/mm2 級のチタン合金で、十分長翼化に伴う遠心力の増加に対応可能であったが、さらに1143 mm (45インチ)以上の長翼では、引張強さ110kg/mm2 級のチタン合金が必要となる。引張強さ110kg/mm2 以上のチタン合金としては、時効硬化性のβ型チタン合金があるが、このβ型チタン合金は靭性が低いという欠点があるため、翼全体をこの合金で製造するには問題がある。一方、靭性の高いα+β型のチタン合金では、翼のダブティルの厚肉化に伴い、溶体化処理時の冷却速度が強度を大きく左右し、小鋼塊で得られる強度も、大型品では再現できないことが多く、確実に110kg/mm2 級のチタン合金を得ることが困難であった。
【0004】
また、特開平1−202389 号では、α+β型の高強度Ti合金であるTi−6Al−6V−2Snの熱処理条件についてβ変態点の10〜60℃下、すなわち867〜917℃で溶体化を実施し、その後500〜650℃で時効処理をするとされているが、薄肉の翼プロファイル部では強度は得られるものの、冷却速度の遅い厚肉ダブティル部の強度が確保できないという問題があった。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、1143 mm (45インチ)以上の翼長を有する蒸気タービン翼として、特にダブティル部の引張強さが110kg/mm2 以上を有し、強度とともに適度な靭性を兼ね備えたα+β型相からなるTi基合金製蒸気タービン翼の製造方法を提供するものである。
【0006】
【課題を解決するための手段】
本発明は、翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数3000 rpm に対して1320 mm 以上又は翼の回転数3600 rpm に対して1092 mm 以上であるTi基合金製蒸気タービン翼の製造方法において、後述する本願図1ないし図4に示す(時効温度,溶体化温度)で表した各点を結ぶ範囲内で加熱後冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法にある。
【0007】
本発明によれば、重量で、Al4〜8%,V4〜8%及びSn1〜4%を含むTi基合金からなり、前記ダブティルの室温の引張強さが110kg/mm2 以上である蒸気タービン翼が得られる。
【0008】
本発明によれば、翼部長さが前記翼の回転数3000rpm に対して1320 mm (52インチ)以上又は前記回転数3600rpm に対して1092 mm (43インチ)以上であり、重量で、Al4〜10%,V4〜10%及びSn1〜5%を含むTi基合金からなる蒸気タービン翼が得られる。
【0009】
本発明は、Ti基合金製蒸気タービン翼の製造方法において、本願図1に示す(時効温度,溶体化温度)で表したA(605℃,855℃),B(590℃,790℃),C(410℃,790℃)及びD(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を行うことを特徴とすること、前記(時効温度,溶体化温度)で表した領域が、本願図2に示すE(525℃,855℃),F(510℃,790℃),G(410℃,790℃),H(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とすること、最終熱処理前に、前記ダブティル部を最終形状に近い状態に粗加工し、次いで、本願図3に示す(時効温度,溶体化温度)で表したJ(685℃,855℃),K(585℃,790℃),L(410℃,790℃),M(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とすること、最終熱処理前に、前記ダブティル部を最終形状に近い状態に粗加工し、次いで、本願図4に示す(時効温度,溶体化温度)で表したN(575℃,855℃),O(560℃,790℃),P(410℃,790℃),Q(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とすることのいずれかからなるものである。
【0012】
Ti基合金は、熱間鍛造後に、α+β領域で加熱・保持し強制冷却(溶体化)することにより、α相とα′マルテンサイト二相組織が微細化・均質化し、高延性・高靭性が得られる。さらに、これに続く時効処理でα′マルテンサイトがα+β2相に分解し、初析α粒と時効でαが析出した旧β粒の混粒形態を形成することにより(時効硬化),高い強張強度や疲労強度が得られる。
【0013】
溶体化温度は、Ti−6Al−6V−2Snではβ変態点(約927℃)以下の800〜900℃の範囲が適切である。β変態点以上では、結晶粒の粗大化や初析α量の減少により延性・靭性の低下を引き起こす。また、溶体化温度を低くしすぎると、熱間鍛造組織が残留するとともに初析α量が増加し、適切な強度が得られない。
【0014】
続く時効温度は、500〜600℃の範囲が適切である。時期温度は、高くなるほど、引張強度が低下して、延性・靭性が向上する。
【0015】
一方、大型鍛造品では溶体化時の冷却速度が強度・靭性に大きく影響するため、これらの熱処理条件の最適化により、目標強度を確保する。
【0020】
低圧タービンの最終段動翼として前述のTi合金が用いられ、特に1092 mm (43インチ)又は1320 mm (52インチ)以上の長さに対して重量でAl4〜8重量%,V4〜8重量%及びSn1〜4%を有するTi合金が用いられ、前述の熱処理が施され、ダブティル部で110kg/mm2 以上の引張強さを有するものが好ましい。特に、Al5〜7%,V5〜7%及びSn1〜3%,Fe0.2〜1.5%,O0.20% 以下,Cu0.3〜1.5%,残Tiからなる合金が好ましい。
【0021】
【発明の実施の形態】
〔実施例1〕
重量で、Al5.89%,V5.98%,Fe0.33%,O0.16%,Sn2.31%,Cu0.40%,残部Tiからなる合金を用いた。初析α相は溶体化温度が800℃では48〜55%,850℃では37〜46%,900℃では22〜28%であった。
【0022】
1143 mm (45インチ)以上長翼の最も厚肉部となるダブティル形状素材の鍛造品(400mm,190mm,110mm)を作製し、800〜900℃×1時間の溶体化処理及び500〜600℃×4時間の時効処理を行い、肉厚中央部及び1/4t部より試験片を採取し、引張試験及び衝撃試験を行った。なお、溶体化処理における冷却は、水冷及び衝風冷却の2通りとした。冷却速度による強度は、試験片採取位置により評価した。
【0023】
表1に溶体化時水冷材の1/4t部の引張強さ及び衝撃吸収エネルギを、表2に1/2t部の引張強さ及び衝撃吸収エネルギを示す。冷却速度の早い1/4t部では、いずれの熱処理でも目標強度110kg/mm2 以上を満足するが、時効温度の上昇に伴って、強度は低下し、裕度が小さくなる。一方、冷却速度の遅い1/2t部では、800と500℃,850℃と500℃及び600℃の溶体化と時効温度の組合せ以外の条件では、目標強度110kg/mm2 以上を満足しない。また、冷却速度の早い1/4t部の結果と比較すると、溶体化温度が低いほど冷却速度の影響が小さく、溶体化温度が高いほど時効温度の影響が小さくなっている。一方、衝撃吸収エネルギについては、顕著な差は見られず、強度確保による破壊靭性値の低下は小さいものと考えられる。これらの結果より、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、溶体化時冷却の場合、図1に示すハッチング部、すなわち、A(605℃,855℃),B(590℃,790℃),C(410℃,790℃),D(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲が好適である。
【0024】
【表1】
【0025】
【表2】
【0026】
表3は、衝風冷却時の1/2t部(冷却速度の最も遅い部分)の引張強さ及び衝撃吸収エネルギを示す。水冷材同様、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、溶体化時衝風冷却の場合、図2に示すハッチング部、すなわち、E(525℃,855℃),F(510℃,790℃),G(410℃,790℃),H(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲が好適である。
【0027】
800℃衝風冷却材の0.02% 耐力は1/4t部で93〜101kg/mm2 ,1/2t部で93〜100kg/mm2,0.2%耐力は1/4t部で103〜106kg/mm2 ,1/2t部で96〜107kg/mm2 であり、伸び率はいずれも15〜17%,絞り率は1/4t部で22〜43%,1/2t部で40〜50%であった。Hv硬さは335〜356であった。
【0028】
【表3】
【0029】
一方、厚肉部の冷却速度を増加させる方法として、熱処理前にダブティルの粗加工、すなわちスリットを加工しておく方法がある。この方法では、スリットの間隔が1/4tより小さく、5かつ10個程度はいるため、前表面から冷却され、全体の冷却速度は加工前の状態の1/4t部並み以上になる。したがって、表1の結果から、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、スリット加工後、溶体化,水冷する場合、図3に示すハッチング部、すなわち、J(685℃,855℃),K(585℃,790℃),L(410℃,790℃),M(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲の熱処理が可能となる。溶体化時衝風冷却の場合も同様で、表3の結果から、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、スリット加工後、溶体化,衝風冷却する場合、図4に示すハッチング部、すなわち、N(575℃,855℃),O(560℃,790℃),P(410℃,790℃),Q(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲の熱処理が可能となる。
【0030】
図5は3600rpm 用翼部長さ1092 mm (43インチ)の蒸気温度538〜650℃蒸気タービン用の低圧タービンの最終段蒸気タービン翼の斜視図である。ダブティル52は8本のフォークによって形成され、翼長1168 mm (46インチ)においては9本となる。本実施例では上述のダブティル部の引張強さが110kg/mm2 以上のものが用いられる。53はピンを挿入する穴であり、54はエロージョンシールドでTi基合金又はステライトのCo基合金がろう付される。57はコンティニュアスカバーである。55はタイボスである。
【0031】
〔実施例2〕
図6は本実施例1の蒸気タービン翼を用いた3600rpm 低圧タービンの断面図である。低圧タービンは2基タンデムに結合され、同じ構造を有している。各々動翼41は左右に8段あり、左右ほぼ対称になっており、また動翼に対応して静翼42が設けられる。最終段の動翼長さは前述の如く1092 mm(43インチ)のTi基合金が使用され、いずれもダブルティノン,鞍型ダブティルを有し、ノズルボックス44は複流型である。ロータシャフト43はNi3.75% ,Cr1.75%,Mo0.4%,V0.15%,C0.25%,Si0.05%,Mn0.10% ,残Feからなるスーパークリーン材の全焼戻しベーナイト組織を有する鍛鋼が用いられる。最終段以外の動翼及び静翼にはいずれもMoを0.1% 含有する12%Cr鋼が用いられる。内外部ケーシング材にはC0.25% の鋳鋼が用いられる。本実施例における軸受43での中心間距離は7500mmで、静翼部に対応するロータシャフトの直径は約1280mm,動翼植込み部での直径は2275mmである。このロータシャフト直径に対する軸受中心間の距離は約5.9である。
【0032】
本実施例の低圧タービンは動翼植込み部の軸方向の幅が初段〜3段,4段,5段,6〜7段及び8段の4段階で徐々に大きくなっており、最終段の幅は初段の幅に比べ約2.5 倍と大きくなっている。
【0033】
また、静翼部に対応する部分の直径は小さくなっており、その部分の軸方向の幅は初段動翼側から5段目,6段目及び7段目の3段階で徐々に大きくなっており、最終段側の幅は初段側に対して約1.9倍大きくなっている。
【0034】
本実施例における動翼の翼部長さは初段から最終段になるに従って各段で長くなっており、蒸気タービンの出力によって初段から最終段の長さが90〜1270mmで、8段又は9段で、各段の翼部長さは下流側が上流側に対して隣り合う長さで1.3〜1.6倍の割合で長くなっている。
【0035】
動翼の植込み部は静翼に対応する部分に比較して直径が大きくなっており、その幅は動翼の翼部長さの大きい程その植込み幅は大きくなっている。その幅の動翼の翼部長さに対する比率は初段から最終段で0.15〜0.19であり、初段から最終段になるに従って段階的に小さくなっている。
【0036】
また、各静翼に対応する部分のロータシャフトの幅は初段と2段目との間から最終段とその手前との間までの各段で段階的に小さくなっている。その幅の動翼の翼部長さに対する比率は0.25〜1.25で上流側から下流側になるに従って小さくなっている。
【0037】
本実施例の他、高圧蒸気タービン及び中圧蒸気タービンへの蒸気入口温度610℃,2基の低圧蒸気タービンへの蒸気入口温度385℃とする1000MW級大容量発電プラントに対しても同様の構成とすることができる。
【0038】
表4はこの発電プラントに用いた主要部の材料組成を示すものである。
【0039】
【表4】
【0040】
〔実施例3〕
図7は3600rpm の低圧タービン及び図8はそのロータシャフトの断面図である。
【0041】
低圧タービンは1基で主蒸気538℃/566℃の高中圧にタンデムに結合される。動翼41は左右に6段あり、左右ほぼ対称になっており、また動翼に対応して静翼42が設けられる。最終段の動翼長さは46インチあり、Ti基合金が使用される。Ti基合金は実施例1に示す時効硬化処理が施され、重量でA16%,V6%及びsn2%を含むものである。ロータシャフト43はNi3.75%,Cr1.75%,Mo0.4%,V0.15%,C0.25%,Si0.05%,Mn0.10% ,残Feからなるスーパークリーン材の全焼戻しベーナイト組織を有する鍛鋼が用いられる。最終段とその前段以外の動翼及び静翼にはいずれもMoを0.1% 含有する12%Cr鋼が用いられる。内外部ケーシング材にはC0.25% の鋳鋼が用いられる。本実施例における軸受43での中心間距離は7000mmで、静翼部に対応するロータシャフトの直径は約800mm,動翼植込み部での直径は各段同じである。静翼部に対応するロータシャフト直径に対する軸受中心間の距離は約8.8 である。
【0042】
低圧タービンは動翼植込み付根部の軸方向の幅が初段が最も小さく、下流側に従って2,3段が同等、4段,5段が同等で4段階で徐々に大きくなっており、最終段の幅は初段の幅に比べ6.2〜7.0倍と大きくなっている。2,3段は初段の1.15〜1.40倍,4,5段が2,3段の2.2〜2.6倍、最終段が4,5段の2.8〜3.2倍となっている。付根部の幅は末広がりの延長線とロータシャフトの直径とを結ぶ点で示す。
【0043】
本実施例における動翼の翼部長さは初段の4″から46″の最終段になるに従って各段で長くなっており、蒸気タービンの出力によって初段から最終段の長さが100〜1270mmの範色内で、最大で8段で、各段の翼部長さは下流側が上流側に対して隣り合う長さで1.2〜1.9倍の範囲内で長くなっている。
【0044】
動翼の植込み付根部は静翼に対応する部分に比較して直径が大きく末広がりになっており、その幅は動翼の翼部長さの大きい程その植込み幅は大きくなっている。その幅の動翼の翼部長さに対する比率は初段から最終段の前までが0.30〜1.5 であり、その比率は初段から最終段の前になるに従って徐々に小さくなっており、後段の比率はその1つ手前のものより0.15〜0.40の範囲内で徐々に小さくなっている。最終段は0.50〜0.65の比率である。
【0045】
本実施例の他、高中圧蒸気タービンの蒸気入口温度610℃以上,低圧蒸気タービンへの蒸気入口温度約400℃及び出口温度が約60℃とする1000MW級大容量発電プラントに対しても同様の構成とすることができる。
【0046】
本実施例における高温高圧蒸気タービン発電プラントは主としてボイラ,高中圧タービン,低圧タービン,復水器,復水ポンプ,低圧給水加熱器系統,脱気器,昇圧ポンプ,給水ポンプ,高圧給水加熱器系統などより構成される。すなわち、ボイラで発生した超高温高圧蒸気は高圧側タービンに入り動力を発生させたのち再びボイラにて再熱されて中圧側タービンへ入り動力を発生させる。この高中圧タービン排気蒸気は、低圧タービンに入り動力を発生させた後、復水器にて凝縮する。この凝縮液は復水ポンプにて低圧給水加熱器系統,脱気器へ送られる。この脱気器にて脱気された給水は昇圧ポンプ,給水ポンプにて高圧給水加熱器へ送られ昇温された後、ボイラへ戻る。
【0047】
ここで、ボイラにおいて給水は節炭器,蒸発器,過熱器を通って高温高圧の蒸気となる。また一方、蒸気を加熱したボイラ燃焼ガスは節炭器を出た後、空気加熱器に入り空気を加熱する。ここで、給水ポンプの駆動には中圧タービンからの抽気蒸気にて作動する給水ポンプ駆動用タービンが用いられている。
【0048】
このように構成された高温高圧蒸気タービンプラントにおいては、高圧給水加熱器系統を出た給水の温度が従来の火力プラントにおける給水温度よりもはるかに高くなっているため、必然的にボイラ内の節炭器を出た燃焼ガスの温度も従来のボイラに比べてはるかに高くなってくる。このため、このボイラ排ガスからの熱回収をはかりガス温度を低下させないようにする。
【0049】
尚、本実施例では高中圧タービン及び1基の低圧タービンを1台の発電機タンデムに連結し発電するタンデムコンパウンドダブルフロー型発電プラントに構成したものである。別の実施例として、2台の低圧タービンをタンデムに連結し、出力1050MW級の発電においても本実施例と同様に構成できるものである。その発電機シャフトとしてはより高強度のものが用いられる。特に、C0.15〜0.30%,Si0.1〜0.3%,Mn0.5%以下,Ni3.25〜4.5%,Cr2.05〜3.0%,Mo0.25〜0.60%,V0.05〜0.20%を含有する全焼戻しベーナイト組織を有し、室温引張強さ93kgf/mm2 以上、特に100kgf/mm2 以上、50%FATTが0℃以下、特に−20℃以下とするものが好ましく、21.2KG における磁化力985AT/cm以下とするもの、不純物としてのP,S,Sn,Sb,Asの総量を0.025% 以下,Ni/Cr比を2.0 以下とするものが好ましい。
【0050】
前述の表4は本実施例の高中圧タービン及び低圧タービンの主要部に用いた化学組成(重量%)を示す。本実施例においては、高圧側及び中圧側とを一体にした高中圧一体ロータシャフトを前述のマルテンサイト鋼を使用した他は表3のものを用い、全部フェライト系の結晶構造を有する熱膨張係数12×10-6/℃のものにしたので、熱膨張係数の違いによる問題は全くなかった。
【0051】
高圧,中圧又は高中圧タービンのロータシャフトとして蒸気温度620℃以上に対しては、実施例2の材料に用いることができる。本実施例では、耐熱鋳鋼を電気炉で30トン溶解し、カーボン真空脱酸し、金型鋳型に鋳込み、鍛伸して電極棒を作製し、この電極棒として鋳鋼の上部から下部に溶解するようにエレクトロスラグ再溶解し、ロータ形状(直径1450mm,長さ5000mmm)に鍛伸して成型した。この鍛伸は、鍛造割れを防ぐために、1150℃以下の温度で行った。またこの鍛鋼を焼鈍熱処理後、1050℃に加熱し水噴霧冷却焼入れ処理、570℃及び690℃で2回焼戻しを行い、所定の形状に切削加工によって得られるものである。更に、軸受部へはCr−Mo低合金鋼の肉盛溶接層が施される。
【0052】
本実施例におけるタンデムに結合した2台の低圧タービンを備えた蒸気タービン発電プラント用低圧タービンは合計の軸受間距離が13.9m であり、低圧タービンの最終段動翼の翼部長さに対するタンデムに結合した2台の低圧タービンの軸受間距離の比が16.3 であり、またその発電プラントの定格出力(MW)に対するタンデムに結合した2台の低圧タービンの軸受間距離の合計距離(mm)の比が23.1 である。
【0053】
本実施例における高圧タービンと中圧タービンとを一体にした高中圧一体タービン及び1台の低圧タービンを備えた蒸気タービン発電プラント用低圧タービンは軸受間距離が約6mであり、その低圧タービンの最終段動翼の翼部長さに対する比が5.5 であり、また1台の低圧タービンの軸受間距離の発電プラントの定格出力(MW)に対する1台の低圧タービンの軸受間距離(mm)の比が10.0 である。
【0054】
本実施例における高圧,中圧,高中圧一体型ロータシャフトはいずれのロータシャフトにおいても中心孔を有しているが、特に、P0.010%以下,S0.005%以下,As0.005%以下,Sn0.005%以下,Sb0.003% 以下とすることによりいずれの実施例においても高純化によって中心孔をなくすことができる。
【0055】
本実施例の発電プラントは3000rpm に対して適用することができ、最終段ブレートの翼長は1320 mm (52インチ)又は1422 mm (56インチ)に適用できる。
【0056】
【発明の効果】
本発明により、Ti−6Al−6V−2Sn合金の大型鍛造品で目標引張強さ110kg/mm2以上が確保でき、3600rpmに対し1092 mm (43インチ)以上,3000rpm に対して1270 mm (50インチ)以上の蒸気タービン長翼が可能となり、より高効率の発電プラントが達成される。
【図面の簡単な説明】
【図1】溶体化水冷材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図2】溶体化衝風冷却材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図3】ダブティル粗加工後溶体化水冷材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図4】ダブティル粗加工後溶体化衝風冷却材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図5】蒸気タービン翼の斜視図。
【図6】低圧蒸気タービンの断面図。
【図7】低圧蒸気タービンの断面図。
【図8】低圧蒸気タービン用ロータシャフトの断面図。
【符号の説明】
41…動翼、42…静翼、43…軸受、44…ロータシャフト、51…翼部、52…ダブティル、53…穴、54…エロージョンシールド、55…タイボス、56…溶接部、57…コンティニュアスカバー。
Claims (4)
- 翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数3000rpmに対して1320mm以上又は翼の回転数3600rpm に対して1092mm以上であり、重量でAl4〜8%,V4〜8%及びSn1〜4%を含むTi基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、翼素材を熱間鍛造した後、本願図1に示す(時効温度,溶体化温度)で表したA(605℃,855℃),B(590℃,790℃),C(410℃,790℃)及びD(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を行うことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
- 翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数3000rpmに対して1320mm以上又は翼の回転数3600rpm に対して1092mm以上であり、重量でAl4〜8%,V4〜8%及びSn1〜4%を含むTi基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、翼素材を熱間鍛造した後、本願図2に示す(時効温度,溶体化温度)で表したE(525℃,855℃),F(510℃,790℃),G(410℃,790℃)及びH(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
- 翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数3000rpmに対して1320mm以上又は翼の回転数3600rpm に対して1092mm以上であり、重量でAl4〜8%,V4〜8%及びSn1〜4%を含むTi基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、最終熱処理前に前記ダブティル部をスリット加工し、次いで本願図3に示す(時効温度,溶体化温度)で表したJ(685℃,855℃),K(585℃,790℃),L(410℃,790℃)及びM(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
- 翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数3000rpmに対して1320mm以上又は翼の回転数3600rpm に対して1092mm以上であり、重量でAl4〜8%,V4〜8%及びSn1〜4%を含むTi基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、最終熱処理前に前記ダブティル部をスリット加工し、次いで本願図4に示す(時効温度,溶体化温度)で表したN(575℃,855℃),O(560℃,790℃),P(410℃,790℃)及びQ(410℃,855℃)の4点を結ぶ範囲内で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
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