JPH07259505A - タービン翼およびその製造方法 - Google Patents
タービン翼およびその製造方法Info
- Publication number
- JPH07259505A JPH07259505A JP5225594A JP5225594A JPH07259505A JP H07259505 A JPH07259505 A JP H07259505A JP 5225594 A JP5225594 A JP 5225594A JP 5225594 A JP5225594 A JP 5225594A JP H07259505 A JPH07259505 A JP H07259505A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- turbine blade
- turbine
- protrusion
- manufacturing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】突起部に結晶粒界が生じることを確実に防止で
きる形状要素をもち、これにより機械的強度の向上が図
れる単結晶または一方向凝固柱晶からなるタービン翼、
およびそのタービン翼を簡単かつ経済的に製造すること
ができるタービン翼の製造方法を提供する。 【構成】燃焼ガスが通過する翼有効部１１ａを有する翼
本体１１と、ロータディスクへの取付部となる翼植込み
部１２と、翼本体１１と翼植込み部１２とをつなぐシャ
ンク部１３とにより構成される一体鋳造品からなる全長
２００mm以上のタービン翼で、その外面側に突起部１５
を有するものにおいて、翼本体１１から突起部１５への
連設部および突起部１５の先端部を半径１．５mm以上の
曲率を有する曲線部として全体を単結晶あるいは一方向
凝固柱状晶からなる構成とする。
きる形状要素をもち、これにより機械的強度の向上が図
れる単結晶または一方向凝固柱晶からなるタービン翼、
およびそのタービン翼を簡単かつ経済的に製造すること
ができるタービン翼の製造方法を提供する。 【構成】燃焼ガスが通過する翼有効部１１ａを有する翼
本体１１と、ロータディスクへの取付部となる翼植込み
部１２と、翼本体１１と翼植込み部１２とをつなぐシャ
ンク部１３とにより構成される一体鋳造品からなる全長
２００mm以上のタービン翼で、その外面側に突起部１５
を有するものにおいて、翼本体１１から突起部１５への
連設部および突起部１５の先端部を半径１．５mm以上の
曲率を有する曲線部として全体を単結晶あるいは一方向
凝固柱状晶からなる構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンや航空機エ
ンジン等に用いられるタービン翼およびその製造方法に
係り、特に単結晶または一方向凝固柱状晶からなるター
ビン翼およびこれを容易かつ経済的に得るための製造方
法に関する。
ンジン等に用いられるタービン翼およびその製造方法に
係り、特に単結晶または一方向凝固柱状晶からなるター
ビン翼およびこれを容易かつ経済的に得るための製造方
法に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、発電用および航空機エンジン用ガ
スタービン等については、タービン効率の向上や推力向
上のためにタービン入口温度を高くする傾向にある。タ
ービン入口温度を高くすると、燃焼ガスに曝される高温
部品に対し、より高い耐熱温度を有する材料が要求され
る。特に、ガスタービンのタービン翼は、高温下で高い
遠心力が作用するので、高温でのクリープ強度等の高温
強度が必要となる。
スタービン等については、タービン効率の向上や推力向
上のためにタービン入口温度を高くする傾向にある。タ
ービン入口温度を高くすると、燃焼ガスに曝される高温
部品に対し、より高い耐熱温度を有する材料が要求され
る。特に、ガスタービンのタービン翼は、高温下で高い
遠心力が作用するので、高温でのクリープ強度等の高温
強度が必要となる。
【０００３】ガスタービンのタービン翼材料としては、
Ｎｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相
の金属間化合物で強化された高温強度の高いニッケル基
超耐熱合金が好適とされ、これにより複雑な形状を有す
るタービン翼が普通鋳造法で製造されている。
Ｎｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相
の金属間化合物で強化された高温強度の高いニッケル基
超耐熱合金が好適とされ、これにより複雑な形状を有す
るタービン翼が普通鋳造法で製造されている。
【０００４】さらに最近では、一方向凝固法により製造
される単結晶ニッケル基超耐熱合金が、より高い高温強
度を有するものとしてガスタービンに使用され始めてい
る。この単結晶タービン翼に用いられる合金は、結晶粒
界が無いことを前提としているため、結晶粒界を強化す
るＣ，Ｂ，Ｚｒ，Ｈｆ等の強化元素を含んでいない。こ
のため、鋳造時に結晶粒界が形成されると、その部分で
のタービン翼の機械的強度が極端に低下するという欠点
がある。したがって、単結晶からなるタービン翼におい
ては結晶粒界を形成するような異結晶の生成，成長や、
精密鋳造後の熱処理中に生じる再結晶の発生等の結晶粒
界を生じるような結晶欠陥は厳に防止しなければならな
い。
される単結晶ニッケル基超耐熱合金が、より高い高温強
度を有するものとしてガスタービンに使用され始めてい
る。この単結晶タービン翼に用いられる合金は、結晶粒
界が無いことを前提としているため、結晶粒界を強化す
るＣ，Ｂ，Ｚｒ，Ｈｆ等の強化元素を含んでいない。こ
のため、鋳造時に結晶粒界が形成されると、その部分で
のタービン翼の機械的強度が極端に低下するという欠点
がある。したがって、単結晶からなるタービン翼におい
ては結晶粒界を形成するような異結晶の生成，成長や、
精密鋳造後の熱処理中に生じる再結晶の発生等の結晶粒
界を生じるような結晶欠陥は厳に防止しなければならな
い。
【０００５】これに対して一方向凝固柱状晶からなるタ
ービン翼では、結晶方位を翼の長手方向の応力軸に沿っ
て揃えることにより、大きい遠心力に対して強化されて
いる。このため、高温強度低下の最大の原因は、異結晶
や再結晶粒の成長による応力軸に垂直な方向（翼の短手
方向）の結晶粒界の発生と考えられ、したがって、単結
晶からなるタービン翼と同様に異結晶の生成，成長を防
止する必要がある。
ービン翼では、結晶方位を翼の長手方向の応力軸に沿っ
て揃えることにより、大きい遠心力に対して強化されて
いる。このため、高温強度低下の最大の原因は、異結晶
や再結晶粒の成長による応力軸に垂直な方向（翼の短手
方向）の結晶粒界の発生と考えられ、したがって、単結
晶からなるタービン翼と同様に異結晶の生成，成長を防
止する必要がある。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】代表的な一方向凝固法
による単結晶や一方向凝固柱状晶鋳物の製造では、加熱
炉内から鋳型を一方向に沿って引抜くことにより溶湯を
一方向に凝固させるようにする。単結晶からなるタービ
ン翼を製造する場合には、凝固開始部に単結晶セレクタ
または種結晶を設け、翼長手方向に沿って鋳型を引抜く
ことにより、単一の結晶を成長させる。一方向凝固柱状
晶のタービン翼を製造する場合には、セレクタ等を用い
ずに同様の鋳型引抜きを行い、結晶粒界が翼長手方向に
のみ生じるようにする。そこで、このような単結晶また
は一方向凝固柱状晶からなるタービン翼の製造に際して
重要なことは、一方向凝固の際、結晶の方位を揃えるた
めに、凝固している界面を均一に保つ必要があることで
ある。
による単結晶や一方向凝固柱状晶鋳物の製造では、加熱
炉内から鋳型を一方向に沿って引抜くことにより溶湯を
一方向に凝固させるようにする。単結晶からなるタービ
ン翼を製造する場合には、凝固開始部に単結晶セレクタ
または種結晶を設け、翼長手方向に沿って鋳型を引抜く
ことにより、単一の結晶を成長させる。一方向凝固柱状
晶のタービン翼を製造する場合には、セレクタ等を用い
ずに同様の鋳型引抜きを行い、結晶粒界が翼長手方向に
のみ生じるようにする。そこで、このような単結晶また
は一方向凝固柱状晶からなるタービン翼の製造に際して
重要なことは、一方向凝固の際、結晶の方位を揃えるた
めに、凝固している界面を均一に保つ必要があることで
ある。
【０００７】しかし、形状が複雑または大型になると凝
固界面を均一にすることが困難になる。即ち、図２１は
鋳造により一体成形されたタービン翼の構成を例示した
ものである。このタービン翼は、高温燃焼ガスが通過す
る翼有効部１ａを有する翼本体１と、ロータディスクへ
の取付部となる翼植込み部２と、翼本体１と翼植込み部
２とをつなぐシャンク部３とにより構成されている。シ
ャンク部３の側面には、燃焼ガスがロータディスクおよ
び翼植込み部２へ流入するのを遮断するために、シール
フィン（突起部）５が翼本体１から張出す形で設けられ
ており、非常に複雑な形状になっている。このため、単
結晶化および一方向凝固柱状晶化は非常に難しい。
固界面を均一にすることが困難になる。即ち、図２１は
鋳造により一体成形されたタービン翼の構成を例示した
ものである。このタービン翼は、高温燃焼ガスが通過す
る翼有効部１ａを有する翼本体１と、ロータディスクへ
の取付部となる翼植込み部２と、翼本体１と翼植込み部
２とをつなぐシャンク部３とにより構成されている。シ
ャンク部３の側面には、燃焼ガスがロータディスクおよ
び翼植込み部２へ流入するのを遮断するために、シール
フィン（突起部）５が翼本体１から張出す形で設けられ
ており、非常に複雑な形状になっている。このため、単
結晶化および一方向凝固柱状晶化は非常に難しい。
【０００８】ガスタービンのタービン翼に、タービン翼
本体１下方のプラットホーム６から突出するシールフィ
ン５がある場合、一方向凝固に際しては、シールフィン
５の先端へパッセージ（湯道）を付けるなどして一体と
して単結晶を成長させているが、このようなシールフィ
ン５は、異結晶の発生の優先的な部位となるほか、ター
ビン翼鋳造後の熱処理中に再結晶が生じ易くなる。
本体１下方のプラットホーム６から突出するシールフィ
ン５がある場合、一方向凝固に際しては、シールフィン
５の先端へパッセージ（湯道）を付けるなどして一体と
して単結晶を成長させているが、このようなシールフィ
ン５は、異結晶の発生の優先的な部位となるほか、ター
ビン翼鋳造後の熱処理中に再結晶が生じ易くなる。
【０００９】この理由は以下のように考えられる。即
ち、シールフィン５のような突起部には鋭い角が多数あ
るため、この角部を起点として新たな結晶が生成，成長
する。この結晶は翼本体１から独立して凝固し、翼本体
１とは結晶方位が異なるため、両者の連設部に結晶粒界
が生じ易く、単結晶が得られない。一方、シールフィン
部５には、凝固時の鋳型と鋳物との熱膨張差により生じ
た歪が蓄積され、その後の熱処理中にこの残留歪を駆動
力とする再結晶が生じ、単結晶が得られない。
ち、シールフィン５のような突起部には鋭い角が多数あ
るため、この角部を起点として新たな結晶が生成，成長
する。この結晶は翼本体１から独立して凝固し、翼本体
１とは結晶方位が異なるため、両者の連設部に結晶粒界
が生じ易く、単結晶が得られない。一方、シールフィン
部５には、凝固時の鋳型と鋳物との熱膨張差により生じ
た歪が蓄積され、その後の熱処理中にこの残留歪を駆動
力とする再結晶が生じ、単結晶が得られない。
【００１０】一方向凝固柱状晶の場合も同様な理由によ
り、異結晶および再結晶がシールフィン５に生じ、一方
向凝固柱状晶化を妨げる。このような異結晶および再結
晶の生成や成長は、タービン翼が大きく、かつ長いほど
生じ易くなる。
り、異結晶および再結晶がシールフィン５に生じ、一方
向凝固柱状晶化を妨げる。このような異結晶および再結
晶の生成や成長は、タービン翼が大きく、かつ長いほど
生じ易くなる。
【００１１】ところで、タービン翼のうち、最も高温に
曝され、高い高温強度が必要とされるのは翼有効部１ａ
であるので、翼有効部１ａは完全に単結晶とする必要が
ある。一方、シャンク部３は翼有効部１ａほどの高温に
はならないため、高温でのクリープ強度を高くする必要
はないが、比較的低い温度での引張強度などの機械的，
物理的性質が必要となるので、結晶粒界の形成により機
械的強度が著しく低下することはタービン翼としては致
命的な欠点となる。
曝され、高い高温強度が必要とされるのは翼有効部１ａ
であるので、翼有効部１ａは完全に単結晶とする必要が
ある。一方、シャンク部３は翼有効部１ａほどの高温に
はならないため、高温でのクリープ強度を高くする必要
はないが、比較的低い温度での引張強度などの機械的，
物理的性質が必要となるので、結晶粒界の形成により機
械的強度が著しく低下することはタービン翼としては致
命的な欠点となる。
【００１２】したがって、上記のようなシールフィン部
５のあるタービン翼を、単結晶および一方向凝固柱状晶
として鋳造することは従来極めて難しいとされており、
特に大形で、かつ長いタービン翼ほど困難であった。
５のあるタービン翼を、単結晶および一方向凝固柱状晶
として鋳造することは従来極めて難しいとされており、
特に大形で、かつ長いタービン翼ほど困難であった。
【００１３】本発明はこのような事情に基づいてなされ
たもので、その目的は突起部に結晶粒界が生じることを
確実に防止できる形状要素をもち、これにより機械的強
度の向上が図れる単結晶または一方向凝固柱晶からなる
タービン翼を提供すること、およびそのタービン翼を簡
単かつ経済的に製造することができるタービン翼の製造
方法を提供することにある。
たもので、その目的は突起部に結晶粒界が生じることを
確実に防止できる形状要素をもち、これにより機械的強
度の向上が図れる単結晶または一方向凝固柱晶からなる
タービン翼を提供すること、およびそのタービン翼を簡
単かつ経済的に製造することができるタービン翼の製造
方法を提供することにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン翼
は、燃焼ガスが通過する翼有効部を有する翼本体と、ロ
ータディスクへの取付部となる翼植込み部と、前記翼本
体と翼植込み部とをつなぐシャンク部とにより構成され
る一体鋳造品からなる全長２００mm以上のタービン翼
で、その外面側に突起部を有するものにおいて、前記翼
本体から前記突起部への連設部および前記突起部の先端
部を半径１．５mm以上の曲率を有する曲線部として全体
を単結晶あるいは一方向凝固柱状晶からなる構成とした
ことを特徴とする。
は、燃焼ガスが通過する翼有効部を有する翼本体と、ロ
ータディスクへの取付部となる翼植込み部と、前記翼本
体と翼植込み部とをつなぐシャンク部とにより構成され
る一体鋳造品からなる全長２００mm以上のタービン翼
で、その外面側に突起部を有するものにおいて、前記翼
本体から前記突起部への連設部および前記突起部の先端
部を半径１．５mm以上の曲率を有する曲線部として全体
を単結晶あるいは一方向凝固柱状晶からなる構成とした
ことを特徴とする。
【００１５】なお、本発明に係るタービン翼で突起部と
なる主要な対象物はシールフィン，チップシュラウドま
たはプラットホームである。
なる主要な対象物はシールフィン，チップシュラウドま
たはプラットホームである。
【００１６】また、望ましいタービン翼構成材はＮｉ3
（Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相の金属
間化合物で強化されたニッケル基超耐熱合金である。
（Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相の金属
間化合物で強化されたニッケル基超耐熱合金である。
【００１７】さらに本発明に係るタービン翼の製造方法
は、加熱炉内から鋳型を次第に外方へ引き抜いて一方向
凝固を行わせ、これにより請求項１から３までに記載の
タービン翼を鋳造するタービン翼の製造方法において、
一方向凝固時の鋳型引抜き速度を１００mm／ｈ以上に設
定することを特徴とする。
は、加熱炉内から鋳型を次第に外方へ引き抜いて一方向
凝固を行わせ、これにより請求項１から３までに記載の
タービン翼を鋳造するタービン翼の製造方法において、
一方向凝固時の鋳型引抜き速度を１００mm／ｈ以上に設
定することを特徴とする。
【００１８】
【作用】翼有効部，シャンク部および翼植込み部等が一
体鋳造品とされているタービン翼においては、翼本体か
ら張出すシールフィン，チップシュラウド，プラットホ
ーム等の突起部に鋭い角があると、その部分で新たな結
晶の生成や成長が生じ、タービン翼全体の健全性を損ね
る結晶粒界が生成する。
体鋳造品とされているタービン翼においては、翼本体か
ら張出すシールフィン，チップシュラウド，プラットホ
ーム等の突起部に鋭い角があると、その部分で新たな結
晶の生成や成長が生じ、タービン翼全体の健全性を損ね
る結晶粒界が生成する。
【００１９】そこで、本発明に係るタービン翼では、突
起部に曲線部を設け、その曲率を半径１．５mm以下にす
ることにより、凝固界面を均一に保ち、異結晶の生成や
成長を未然に、かつ確実に防止して、機械的強度の低下
を抑制し、健全な単結晶または一方向凝固柱状晶タービ
ン翼として高い高温強度を持たせることができる。この
場合、突起部における異結晶の生成や成長は翼寸法が大
きく、長くなるほど生じ易くなるので、本発明では全長
２００mm以上のタービン翼が有効である。
起部に曲線部を設け、その曲率を半径１．５mm以下にす
ることにより、凝固界面を均一に保ち、異結晶の生成や
成長を未然に、かつ確実に防止して、機械的強度の低下
を抑制し、健全な単結晶または一方向凝固柱状晶タービ
ン翼として高い高温強度を持たせることができる。この
場合、突起部における異結晶の生成や成長は翼寸法が大
きく、長くなるほど生じ易くなるので、本発明では全長
２００mm以上のタービン翼が有効である。
【００２０】また、翼有効部，シャンク部および翼植込
み部からなるタービン翼を高温強度の高いＮｉ3 （Ａ
ｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相の金属間化
合物で強化された高温強度の高いニッケル基超耐熱合金
により製造することで、高温用タービン翼として優れた
高温強度を確保できる。
み部からなるタービン翼を高温強度の高いＮｉ3 （Ａ
ｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相の金属間化
合物で強化された高温強度の高いニッケル基超耐熱合金
により製造することで、高温用タービン翼として優れた
高温強度を確保できる。
【００２１】一方、タービン翼形状が大きく、複雑にな
るほど鋳型引抜き速度を遅くした方が凝固界面の温度勾
配が小さくなり、製造し易くなる反面、周囲のガスを巻
込んで機械的強度を低下させる欠陥（ポロシティ）が発
生する。
るほど鋳型引抜き速度を遅くした方が凝固界面の温度勾
配が小さくなり、製造し易くなる反面、周囲のガスを巻
込んで機械的強度を低下させる欠陥（ポロシティ）が発
生する。
【００２２】そこで、本発明に係るタービン翼の製造方
法では引下げ速度を１００mm／ｈ以上とすることによ
り、温度勾配を大きくし、機械的強度を低下させること
なく、高品質の単結晶または一方向凝固柱状晶タービン
翼を製造することができる。
法では引下げ速度を１００mm／ｈ以上とすることによ
り、温度勾配を大きくし、機械的強度を低下させること
なく、高品質の単結晶または一方向凝固柱状晶タービン
翼を製造することができる。
【００２３】そして、上記の製造方法によれば、歩留り
が飛躍的に向上し、経済的で信頼性が高く、高温強度に
優れたタービン翼が提供できる。
が飛躍的に向上し、経済的で信頼性が高く、高温強度に
優れたタービン翼が提供できる。
【００２４】
【実施例】以下、本発明の実施例について添付図面を参
照して説明する。
照して説明する。
【００２５】実施例１（図１，図２） 本実施例のタービン翼は図１に示すように、燃焼ガスが
通過する翼有効部１１ａを有する翼本体１１と、ロータ
ディスクへの取付部となる翼植込み部１２と、翼本体１
１と翼植込み部１２とをつなぐシャンク部１３とにより
構成されている。このタービン翼の全長Ｌは約２００m
m、翼有効部１１ａの長さは約１００mmとされている。
通過する翼有効部１１ａを有する翼本体１１と、ロータ
ディスクへの取付部となる翼植込み部１２と、翼本体１
１と翼植込み部１２とをつなぐシャンク部１３とにより
構成されている。このタービン翼の全長Ｌは約２００m
m、翼有効部１１ａの長さは約１００mmとされている。
【００２６】シャンク部１３の対ロータ軸方向に沿う側
面の上下部に突起部として、燃焼ガスのロータディスク
および翼植込み部１２への流入を遮断するためのシール
フィン１５が、翼本体１１下方のプラットホーム部１６
から張出す形で突設されている。なお、シャンク部１３
のロータ周方向に沿う側面には窪み状の段差１７が形成
されている。
面の上下部に突起部として、燃焼ガスのロータディスク
および翼植込み部１２への流入を遮断するためのシール
フィン１５が、翼本体１１下方のプラットホーム部１６
から張出す形で突設されている。なお、シャンク部１３
のロータ周方向に沿う側面には窪み状の段差１７が形成
されている。
【００２７】このものにおいて、図２に示すように、翼
本体１１からシールフィン１５への連設部１５ａの上下
隅角部１８，１９およびシールフィン１５の鍔状に折曲
する先端部１５ｂの内外隅角部２０，２１が円弧状の曲
線部とされ、その各半径Ｒ１，Ｒ２，Ｒ３，Ｒ４が１．
５mm以上の曲率とされている。
本体１１からシールフィン１５への連設部１５ａの上下
隅角部１８，１９およびシールフィン１５の鍔状に折曲
する先端部１５ｂの内外隅角部２０，２１が円弧状の曲
線部とされ、その各半径Ｒ１，Ｒ２，Ｒ３，Ｒ４が１．
５mm以上の曲率とされている。
【００２８】なお、本実施例ではタービン翼構成材がＮ
ｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相の
金属間化合物で強化されたニッケル基超耐熱合金とされ
ている。この合金としては、例えばＣＭＳＸ−２（商品
名）（Ｃｒ８．１％，Ｃｏ４．９５％，Ｍｏ１．０５
％，Ｗ１２％，Ｔａ５．８５％，Ａｌ５．６％，Ｔｉ
０．９８％，Ｎｂ０．１４％，残Ｎｉ）が用いられてい
る。
ｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相の
金属間化合物で強化されたニッケル基超耐熱合金とされ
ている。この合金としては、例えばＣＭＳＸ−２（商品
名）（Ｃｒ８．１％，Ｃｏ４．９５％，Ｍｏ１．０５
％，Ｗ１２％，Ｔａ５．８５％，Ａｌ５．６％，Ｔｉ
０．９８％，Ｎｂ０．１４％，残Ｎｉ）が用いられてい
る。
【００２９】このような構成のタービン翼の製造方法に
は、加熱炉内から鋳型を外部下方に引下げて上下方向に
沿う一方向凝固を行なわせる一方向凝固法が採用されて
いる。この方法において、一方向凝固時の鋳型引下げ速
度が１００mm／ｈ以上に設定されている。
は、加熱炉内から鋳型を外部下方に引下げて上下方向に
沿う一方向凝固を行なわせる一方向凝固法が採用されて
いる。この方法において、一方向凝固時の鋳型引下げ速
度が１００mm／ｈ以上に設定されている。
【００３０】このような方法で製造された前記タービン
翼によると、以下の効果が奏される即ち、突起部として
のシールフィン１５の隅角部１８，１９，２０，２１を
曲線部とし、その各曲線部の半径を略１．５mmにしたこ
とにより、凝固界面を均一に保ち、異結晶の生成や成長
を未然に、かつ確実に防止することができる。そして、
これにより機械的強度の低下を抑制し、健全な単結晶ま
たは一方向凝固柱状晶タービン翼として高い高温強度を
持たせることができる。特に、シールフィン１５におけ
る異結晶の生成や成長は、翼寸法が大きく、かつ長いタ
ービン翼ほど生じ易くなるが、本実施例によると、全長
約２００mmの大型タービン翼であっても、確実に単結晶
化または一方向凝固柱状晶化が図れるものである。
翼によると、以下の効果が奏される即ち、突起部として
のシールフィン１５の隅角部１８，１９，２０，２１を
曲線部とし、その各曲線部の半径を略１．５mmにしたこ
とにより、凝固界面を均一に保ち、異結晶の生成や成長
を未然に、かつ確実に防止することができる。そして、
これにより機械的強度の低下を抑制し、健全な単結晶ま
たは一方向凝固柱状晶タービン翼として高い高温強度を
持たせることができる。特に、シールフィン１５におけ
る異結晶の生成や成長は、翼寸法が大きく、かつ長いタ
ービン翼ほど生じ易くなるが、本実施例によると、全長
約２００mmの大型タービン翼であっても、確実に単結晶
化または一方向凝固柱状晶化が図れるものである。
【００３１】また、翼有効部１１ａ，シャンク部１３お
よび翼植込み部１２からなるタービン翼を高温強度の高
いＮｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム
相の金属間化合物で強化された高温強度の高いニッケル
基超耐熱合金により製造したことで、高温用タービン翼
として優れた高温強度を確保できる。
よび翼植込み部１２からなるタービン翼を高温強度の高
いＮｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム
相の金属間化合物で強化された高温強度の高いニッケル
基超耐熱合金により製造したことで、高温用タービン翼
として優れた高温強度を確保できる。
【００３２】さらに、引下げ速度を１００mm／ｈ以上と
速くしたことにより、鋳造時にガス巻込みによるポロシ
ティの発生がなく、温度勾配が大きくなっても機械的強
度を低下させることなく高品質の単結晶または一方向凝
固柱状晶タービン翼を製造することができる。
速くしたことにより、鋳造時にガス巻込みによるポロシ
ティの発生がなく、温度勾配が大きくなっても機械的強
度を低下させることなく高品質の単結晶または一方向凝
固柱状晶タービン翼を製造することができる。
【００３３】実施例２（図３，図４） 本実施例が前記実施例１と異なる点は、図３に示すよう
に、タービン翼全体としてはシールフィン１５の数が少
ない構成とされている点にあり、また詳細には図４に示
すように、シールフィン１５の上面曲線部２２が１つの
大きい半径Ｒ５を有するものとして形成されており、他
の曲線部１９，２１の半径Ｒ２，Ｒ４も前記実施例１の
ものより大きく形成されている点にある。
に、タービン翼全体としてはシールフィン１５の数が少
ない構成とされている点にあり、また詳細には図４に示
すように、シールフィン１５の上面曲線部２２が１つの
大きい半径Ｒ５を有するものとして形成されており、他
の曲線部１９，２１の半径Ｒ２，Ｒ４も前記実施例１の
ものより大きく形成されている点にある。
【００３４】その他の構成および製造方法については前
記実施例１と略同様である。
記実施例１と略同様である。
【００３５】このような実施例２のタービン翼によれ
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大によりシール
フィン１５への結晶粒界の発生防止、および一層の機械
的強度の向上が図れる。
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大によりシール
フィン１５への結晶粒界の発生防止、および一層の機械
的強度の向上が図れる。
【００３６】実施例３（図５，図６） 本実施例のタービン翼が前記実施例１と異なる点は、図
５および図６に示すように、シールフィン１５の先端部
１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．５mm以上の曲線
部とした点にある。
５および図６に示すように、シールフィン１５の先端部
１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．５mm以上の曲線
部とした点にある。
【００３７】その他の構成および製造方法については前
記実施例１と略同様である。
記実施例１と略同様である。
【００３８】このような実施例３のタービン翼によれ
ば、シールフィン１５の端縁部１５ｃも曲線部としたこ
とで、結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の
向上が図れる。
ば、シールフィン１５の端縁部１５ｃも曲線部としたこ
とで、結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の
向上が図れる。
【００３９】実施例４（図７，図８） 本実施例は前記実施例２および３の構成を結合したもの
である。即ち図７に示すように、タービン翼全体として
はシールフィン１５の数が少ない構成とされており、ま
た詳細には図８に示すように、シールフィン１５の上面
曲線部２２が１つの大きい半径Ｒ５を有するものとして
形成されるとともに、他の曲線部１９，２１の半径Ｒ
２，Ｒ４も前記実施例１のものより大きく形成されてお
り、かつ先端部１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．
５mm以上の曲線部とされている。
である。即ち図７に示すように、タービン翼全体として
はシールフィン１５の数が少ない構成とされており、ま
た詳細には図８に示すように、シールフィン１５の上面
曲線部２２が１つの大きい半径Ｒ５を有するものとして
形成されるとともに、他の曲線部１９，２１の半径Ｒ
２，Ｒ４も前記実施例１のものより大きく形成されてお
り、かつ先端部１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．
５mm以上の曲線部とされている。
【００４０】その他の構成および製造方法については前
記実施例１と略同様である。
記実施例１と略同様である。
【００４１】このような実施例４のタービン翼によれ
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大および端縁部
１５ｃを曲線部としたことによりシールフィン１５への
結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の向上が
図れる。
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大および端縁部
１５ｃを曲線部としたことによりシールフィン１５への
結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の向上が
図れる。
【００４２】実施例５（図９，図１０） 本実施例のタービン翼が前記実施例１と異なる点は、図
９および図１０に示すように、タービン翼全体として、
シャンク部１３に段差部が設けられず、対タービンロー
タ周方向側面が平坦面とされている点にある。
９および図１０に示すように、タービン翼全体として、
シャンク部１３に段差部が設けられず、対タービンロー
タ周方向側面が平坦面とされている点にある。
【００４３】シールフィン１５その他の構成、および製
造方法については前記実施例１と略同様である。
造方法については前記実施例１と略同様である。
【００４４】このような実施例５のタービン翼によれ
ば、シールフィン１５への結晶粒界の発生防止および機
械的強度の向上が図れ、しかも成形が一層容易に行える
等の効果が奏される。
ば、シールフィン１５への結晶粒界の発生防止および機
械的強度の向上が図れ、しかも成形が一層容易に行える
等の効果が奏される。
【００４５】実施例６（図１１，図１２） 本実施例は前記実施例２および５の構成を結合したもの
である。即ち図１１に示すように、タービン翼全体とし
てはシールフィン１５の数が少ない構成とされるととも
に、シャンク部１３に段差が設けられず、対タービンロ
ータ周方向側面が平坦面とされており、また詳細には図
１２に示すように、シールフィン１５の上面曲線部２２
が１つの大きい半径Ｒ５を有するものとして形成される
とともに、他の曲線部１９，２１の半径Ｒ２，Ｒ４も前
記実施例１のものより大きく形成されている。
である。即ち図１１に示すように、タービン翼全体とし
てはシールフィン１５の数が少ない構成とされるととも
に、シャンク部１３に段差が設けられず、対タービンロ
ータ周方向側面が平坦面とされており、また詳細には図
１２に示すように、シールフィン１５の上面曲線部２２
が１つの大きい半径Ｒ５を有するものとして形成される
とともに、他の曲線部１９，２１の半径Ｒ２，Ｒ４も前
記実施例１のものより大きく形成されている。
【００４６】その他の構成および製造方法については前
記実施例１と略同様である。
記実施例１と略同様である。
【００４７】このような実施例６のタービン翼によれ
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大によりシール
フィン１５への結晶粒界の発生防止、および一層の機械
的強度の向上が図れ、しかも成形が一層容易に行える等
の効果が奏される。
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大によりシール
フィン１５への結晶粒界の発生防止、および一層の機械
的強度の向上が図れ、しかも成形が一層容易に行える等
の効果が奏される。
【００４８】実施例７（図１３，図１４） 本実施例のタービン翼が前記実施例１と異なる点は、図
１３および図１４に示すように、シールフィン１５の先
端部１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．５mm以上の
曲線部とした点、およびシャンク部１３に段差を設け
ず、対タービンロータ周方向側面を平坦面とした点にあ
る。
１３および図１４に示すように、シールフィン１５の先
端部１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．５mm以上の
曲線部とした点、およびシャンク部１３に段差を設け
ず、対タービンロータ周方向側面を平坦面とした点にあ
る。
【００４９】その他の構成および製造方法については前
記実施例１と略同様である。
記実施例１と略同様である。
【００５０】このような実施例７のタービン翼によれ
ば、シールフィン１５の端縁部１５ｃも曲線部としたこ
とで、結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の
向上が図れ、しかも成形が一層容易に行える等の効果が
奏される。
ば、シールフィン１５の端縁部１５ｃも曲線部としたこ
とで、結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の
向上が図れ、しかも成形が一層容易に行える等の効果が
奏される。
【００５１】実施例８（図１５，図１６） 本実施例は前記実施例４の構成を変形したものである。
即ち図１５に示すように、タービン翼全体としてはシー
ルフィン１５の数が少ない構成とされており、また詳細
には図１６に示すように、シールフィン１５の上面曲線
部２２が１つの大きい半径Ｒ５を有するものとして形成
されるとともに、他の曲線部１９，２１の半径Ｒ２，Ｒ
４も前記実施例１のものより大きく形成されており、か
つ先端部１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．５mm以
上の曲線部とされている。
即ち図１５に示すように、タービン翼全体としてはシー
ルフィン１５の数が少ない構成とされており、また詳細
には図１６に示すように、シールフィン１５の上面曲線
部２２が１つの大きい半径Ｒ５を有するものとして形成
されるとともに、他の曲線部１９，２１の半径Ｒ２，Ｒ
４も前記実施例１のものより大きく形成されており、か
つ先端部１５ｂの端縁部１５ｃも半径Ｒ６が１．５mm以
上の曲線部とされている。
【００５２】その他の構成および製造方法については前
記実施例４と略同様である。
記実施例４と略同様である。
【００５３】このような実施例８のタービン翼によれ
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大および端縁部
１５ｃを曲線部としたことによりシールフィン１５への
結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の向上が
図れ、しかも成形が一層容易に行える等の効果が奏され
る。
ば、曲線部１９，２１，２２等の半径拡大および端縁部
１５ｃを曲線部としたことによりシールフィン１５への
結晶粒界の発生防止、および一層の機械的強度の向上が
図れ、しかも成形が一層容易に行える等の効果が奏され
る。
【００５４】実施例９（図１７，図１８） 本実施例のタービン翼は図１７および図１８に示すよう
に、翼先端に突起としてチップシュラウド２３を有する
タービン翼において、チップシュラウド２３と翼有効部
１１ａとの連結部２４，チップシュラウド２３の外周部
２５ならびにチップシュラウド２３頂部に突出するＲ部
２６を、シールフィン１５と同様に、全ての半径Ｒ７，
Ｒ８，Ｒ９，Ｒ１０について１．５mm以上にすることに
より、タービン翼全体の単結晶化または一方向凝固柱状
晶化を可能としたものである。
に、翼先端に突起としてチップシュラウド２３を有する
タービン翼において、チップシュラウド２３と翼有効部
１１ａとの連結部２４，チップシュラウド２３の外周部
２５ならびにチップシュラウド２３頂部に突出するＲ部
２６を、シールフィン１５と同様に、全ての半径Ｒ７，
Ｒ８，Ｒ９，Ｒ１０について１．５mm以上にすることに
より、タービン翼全体の単結晶化または一方向凝固柱状
晶化を可能としたものである。
【００５５】その他の構成および製造方法については前
記各実施例と略同様である。
記各実施例と略同様である。
【００５６】このような実施例９のタービン翼によれ
ば、チップシュラウド２３を含めた翼全体について、結
晶粒界の発生防止、および機械的強度の向上が図れるも
のである。
ば、チップシュラウド２３を含めた翼全体について、結
晶粒界の発生防止、および機械的強度の向上が図れるも
のである。
【００５７】実施例１０（図１９，図２０） 本実施例のタービン翼は、図１９および図２０に示すよ
うに、シールフィンがなく、プラットホーム２７が翼有
効部１１ａとシャンク部１３との間に突起として大きく
張出しているものにおいて、プラットホーム２７と翼本
体１１との連結部２８、およびプラットホーム先端部２
９を、それぞれ半径Ｒ１１，Ｒ１２，Ｒ１３，Ｒ１４が
１．５mm以上となる曲線部としたものである。
うに、シールフィンがなく、プラットホーム２７が翼有
効部１１ａとシャンク部１３との間に突起として大きく
張出しているものにおいて、プラットホーム２７と翼本
体１１との連結部２８、およびプラットホーム先端部２
９を、それぞれ半径Ｒ１１，Ｒ１２，Ｒ１３，Ｒ１４が
１．５mm以上となる曲線部としたものである。
【００５８】本実施例によれば、プラットホーム２７が
大きく張出しているタービン翼について、結晶粒界の発
生防止、および機械的強度の向上が図れるものである。
大きく張出しているタービン翼について、結晶粒界の発
生防止、および機械的強度の向上が図れるものである。
【００５９】
【発明の効果】以上で詳述したように、本発明によれ
ば、突起部を有するタービン翼について、単結晶化の阻
害要因となる異結晶の発生の優先部位である突起部に曲
線部を設けたので、突起部に異結晶が生じるのを未然
に、かつ確実に防止して、翼を単結晶または一方向凝固
柱状晶とすることができ、これにより機械的強度の低下
を抑制し、高い高温強度を持たせることができる。
ば、突起部を有するタービン翼について、単結晶化の阻
害要因となる異結晶の発生の優先部位である突起部に曲
線部を設けたので、突起部に異結晶が生じるのを未然
に、かつ確実に防止して、翼を単結晶または一方向凝固
柱状晶とすることができ、これにより機械的強度の低下
を抑制し、高い高温強度を持たせることができる。
【００６０】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
によれば、突起部の機械的，物理的強度の劣化を有効的
に防止でき、高い高温強度を有する信頼性の高いタービ
ン翼を確実かつ経済的に製造することができる。
によれば、突起部の機械的，物理的強度の劣化を有効的
に防止でき、高い高温強度を有する信頼性の高いタービ
ン翼を確実かつ経済的に製造することができる。
【図１】本発明に係るタービン翼の実施例１を示す図。
【図２】図１のＡ１部の詳細図。
【図３】本発明に係るタービン翼の実施例２を示す図。
【図４】図３のＡ２部の詳細図。
【図５】本発明に係るタービン翼の実施例３を示す図。
【図６】図５のＡ３部の詳細図。
【図７】本発明に係るタービン翼の実施例４を示す図。
【図８】図７のＡ４部の詳細図。
【図９】本発明に係るタービン翼の実施例５を示す図。
【図１０】図９のＡ５部の詳細図。
【図１１】本発明に係るタービン翼の実施例６を示す
図。
図。
【図１２】図１１のＡ６部の詳細図。
【図１３】本発明に係るタービン翼の実施例７を示す
図。
図。
【図１４】図１３のＡ７部の詳細図。
【図１５】本発明に係るタービン翼の実施例８を示す
図。
図。
【図１６】図１５のＡ８部の詳細図。
【図１７】本発明に係るタービン翼の実施例９を示す
図。
図。
【図１８】図１７のＡ９部の詳細図。
【図１９】本発明に係るタービン翼の実施例１０を示す
図。
図。
【図２０】図１９のＡ１０部の詳細図。
【図２１】従来の代表的なタービン翼を示す斜視図。
【符号の説明】 １１ 翼本体 １１ａ 翼有効部 １２ 翼植込み部 １３ シャンク部 １５ シールフィン １５ａ 連設部 １５ｂ 先端部 １５ｃ 端縁部 １６ プラットホーム部 １７ 段差 １８ 上隅角部 １９ 下隅角部 ２０ 内隅角部 ２１ 外隅角部 ２２ 上面曲線部 ２３ チップシュラウド ２４ 連結部 ２５ 外周部 Ｒ１〜Ｒ１４ 半径
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 渋谷 幸生 神奈川県横浜市鶴見区末広町２の４ 株式 会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 伊藤 勝康 神奈川県横浜市鶴見区末広町２の４ 株式 会社東芝京浜事業所内 (72)発明者 山本 浩喜 神奈川県横浜市鶴見区末広町２の４ 株式 会社東芝京浜事業所内
Claims (4)
- 【請求項１】 燃焼ガスが通過する翼有効部を有する翼
本体と、ロータディスクへの取付部となる翼植込み部
と、前記翼本体と翼植込み部とをつなぐシャンク部とに
より構成される一体鋳造品からなる全長２００mm以上の
タービン翼で、その外面側に突起部を有するものにおい
て、前記翼本体から前記突起部への連設部および前記突
起部の先端部を半径１．５mm以上の曲率を有する曲線部
として全体を単結晶あるいは一方向凝固柱状晶からなる
構成としたことを特徴とするタービン翼。 - 【請求項２】 突起部はシールフィン，チップシュラウ
ドまたはプラットホームである請求項１記載のタービン
翼。 - 【請求項３】 タービン翼構成材はＮｉ3 （Ａｌ，Ｔ
ｉ）の組成からなるガンマプライム相の金属間化合物で
強化されたニッケル基超耐熱合金である請求項１または
２記載のタービン翼。 - 【請求項４】 加熱炉内から鋳型を次第に外方へ引き抜
いて一方向凝固を行わせ、これにより請求項１から３ま
でに記載のタービン翼を鋳造するタービン翼の製造方法
において、一方向凝固時の鋳型引抜き速度を１００mm／
ｈ以上に設定することを特徴とするタービン翼の製造方
法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5225594A JPH07259505A (ja) | 1994-03-23 | 1994-03-23 | タービン翼およびその製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5225594A JPH07259505A (ja) | 1994-03-23 | 1994-03-23 | タービン翼およびその製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07259505A true JPH07259505A (ja) | 1995-10-09 |
Family
ID=12909645
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5225594A Pending JPH07259505A (ja) | 1994-03-23 | 1994-03-23 | タービン翼およびその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07259505A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007085340A (ja) | 2005-09-16 | 2007-04-05 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード用のエンジェルウィングシール並びにステータ、ロータ及びウィングシール輪郭を選択する方法 |
| GB2432133A (en) * | 2005-11-15 | 2007-05-16 | Rolls Royce Plc | A feeder for a cast turbine blade |
| JP2010077869A (ja) * | 2008-09-25 | 2010-04-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのリムシール構造 |
| JP2013177892A (ja) * | 2012-02-28 | 2013-09-09 | General Electric Co <Ge> | 回転装置用のシール及びその製造方法 |
| JP2015524896A (ja) * | 2012-08-03 | 2015-08-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンエンジン用シールに関するシステムおよび装置 |
| US20160177755A1 (en) * | 2014-12-22 | 2016-06-23 | United Technologies Corporation | Hardware geometry for increasing part overlap and maintaining clearance |
| JP2017198187A (ja) * | 2016-02-05 | 2017-11-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 冷却流体通路を有するガスタービンエンジン |
-
1994
- 1994-03-23 JP JP5225594A patent/JPH07259505A/ja active Pending
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007085340A (ja) | 2005-09-16 | 2007-04-05 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード用のエンジェルウィングシール並びにステータ、ロータ及びウィングシール輪郭を選択する方法 |
| GB2432133A (en) * | 2005-11-15 | 2007-05-16 | Rolls Royce Plc | A feeder for a cast turbine blade |
| JP2010077869A (ja) * | 2008-09-25 | 2010-04-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのリムシール構造 |
| JP2013177892A (ja) * | 2012-02-28 | 2013-09-09 | General Electric Co <Ge> | 回転装置用のシール及びその製造方法 |
| JP2015524896A (ja) * | 2012-08-03 | 2015-08-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンエンジン用シールに関するシステムおよび装置 |
| US20160177755A1 (en) * | 2014-12-22 | 2016-06-23 | United Technologies Corporation | Hardware geometry for increasing part overlap and maintaining clearance |
| US11021976B2 (en) * | 2014-12-22 | 2021-06-01 | Raytheon Technologies Corporation | Hardware geometry for increasing part overlap and maintaining clearance |
| JP2017198187A (ja) * | 2016-02-05 | 2017-11-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 冷却流体通路を有するガスタービンエンジン |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5620308A (en) | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade | |
| CA2051133C (en) | Gas turbine, gas turbine blade used therefor and manufacturing method for gas turbine blade | |
| US11511336B2 (en) | Hybrid turbine blade for improved engine performance or architecture | |
| KR100622719B1 (ko) | 초합금 주조 제품, 방향성 응고 단결정 초합금 제품, 가스 터빈, 터빈 블레이드, 노즐, 버킷, 베인 및 에어포일과, 방향성 응고 주상 단결정 제품, 다결정 제품 및 그 제조 방법 | |
| JP5344453B2 (ja) | 耐酸化性に優れたＮｉ基超合金 | |
| JP2673383B2 (ja) | 低炭素の方向性をもって固化した合金 | |
| US7762309B2 (en) | Integral single crystal/columnar grained component and method of casting the same | |
| JPH11310839A (ja) | 高強度Ｎｉ基超合金方向性凝固鋳物 | |
| US9144842B2 (en) | Unidirectional solidification process and apparatus and single-crystal seed therefor | |
| JPH07259505A (ja) | タービン翼およびその製造方法 | |
| JP3084764B2 (ja) | Ｎｉ基超合金部材の製造方法 | |
| JPH07310502A (ja) | タービン動翼 | |
| JPH0119992B2 (ja) | ||
| JPH10131705A (ja) | タービン翼およびその製造方法 | |
| JPH1121645A (ja) | Ｎｉ基耐熱超合金、Ｎｉ基耐熱超合金の製造方法及びＮｉ基耐熱超合金部品 | |
| US20030150534A1 (en) | Single crystal vane segment and method of manufacture | |
| JPH09144502A (ja) | 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 | |
| JP3538464B2 (ja) | タービン翼 | |
| JPH07509287A (ja) | 溶融無機材料の遠心により繊維を製造するための，単結晶コーティングとして造型されたスピンナおよびその製造方法 | |
| JPH09317402A (ja) | ガスタービン用単結晶静翼、静翼セグメント及びその製造方法 | |
| JPH0754604A (ja) | タービン翼およびその製造方法 | |
| JPH07247802A (ja) | ガスタービン用単結晶ブレードの製造法 | |
| JPH0633701A (ja) | ガスタービン用単結晶動翼及びその製造法 | |
| JP2002331353A (ja) | 微細な一方向凝固柱状晶組織を有する鋳造体の製造方法 | |
| JP3040680B2 (ja) | ガスタービン静翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20040316 |