JPH0754604A

JPH0754604A - タービン翼およびその製造方法

Info

Publication number: JPH0754604A
Application number: JP19963293A
Authority: JP
Inventors: Hisahiko Aoki; 久彦青木; Makoto Kadowaki; 真門脇; Masaru Yamamoto; 山本　　優; Naoki Shibukawa; 直紀渋川; Hiroki Yamamoto; 浩喜山本
Original assignee: Toshiba Corp; Tohoku Electric Power Co Inc
Current assignee: Toshiba Corp; Tohoku Electric Power Co Inc
Priority date: 1993-08-11
Filing date: 1993-08-11
Publication date: 1995-02-28

Abstract

(57)【要約】【目的】タービン翼本体を単結晶化構造として高い高温
強度を持たせるとともに、高い機械的・物理的強度を持
たせ、経済的で信頼性の高いタービン翼およびその製造
方法を提供するにある。【構成】タービン翼１０は、燃焼ガスが通過する翼有効
部１１と、ロータディスクへの取付部となる翼植込部１
２と、上記翼有効部１１と翼植込部１２をつなぐシャン
ク部１３とからタービン翼本体１４を構成し、このター
ビン翼本体１４を一方向凝固法による単結晶あるいは一
方向凝固柱状晶から成型する一方、上記タービン翼本体
１４のガス流入側および流出側側面に突起部１７，１８
を設けたものである。

Description

【発明の詳細な説明】

【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、特に単結晶からなるタービン翼本体を備えたター
ビン翼およびその製造方法に関する。

【０００２】

【従来の技術】発電プラントや航空機エンジン等には燃
焼ガスを作動流体としたガスタービンが使用される。こ
のガスタービンはタービン効率の向上や推進力向上のた
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、燃焼ガスに晒される高温部品で
はより高い耐熱温度の材料が要求される。特に、高い遠
心力が作用するガスタービンのタービン翼では９００℃
を超える高温で使用されるため、高温でのクリープ強度
や引張強度などの高温強度が必要となる。

【０００３】一方、既存のガスタービン発電プラントや
航空機エンジンにおいても、ガスタービンの寿命と信頼
性向上のため、より一層高い高温強度を持つ耐熱材料が
必要となり、開発されている。このため、ガスタービン
のタービン翼には、従来よりＮｉ₃（Ａｌ，Ｔａ，Ｔ
ｉ）の組成からなるガンマプライム相等の金属間化合物
で強化された高温強度の高いニッケル基超耐熱合金が使
用され、複雑な形状を有するタービン翼を普通鋳造法で
製造していた。

【０００４】今日では、ガスタービンにより高い高温強
度を有する単結晶からなるタービン翼が使用され始めて
いる。単結晶からなるタービン翼は一方向凝固法による
精密鋳造法により製造される。

【０００５】一方向凝固法による単結晶タービン翼は、
翼長手方向に沿って溶湯を一方向に凝固させ、凝固開始
部に設けられた単結晶セレクター、ないしは種結晶によ
り単一の結晶をタービン翼形状に成長させるものであ
る。素材となる単結晶合金は結晶粒界がないことを前提
としているので、結晶粒界を強化するＣ，Ｂ，Ｚｒ，Hf
などの強化元素を含んでいない。

【０００６】このため、結晶粒界ができると、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
点を有している。従って、単結晶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成長や、精密鋳造後の
熱処理中に生ずる再結晶の発生は厳に防止しなければな
らない。

【０００７】図１２はガスタービンに用いられる代表的
なタービン翼の鳥瞰図である。

【０００８】タービン翼は、高温の燃焼ガスが通過する
翼有効部１と、ロータディスク２への取付部となる翼植
込部３と、上記翼有効部１と翼植込部３をつなぐシャン
ク部４とからなるタービン翼本体５を有する。シャンク
部４では燃焼ガスがロータディスク２と翼植込部３へ流
入するのを遮断するためのシール部６をタービン翼本体
５から張り出す形でシャンク部４の側面に設けられてい
る。また、図１３に示すように、翼有効部１とシャンク
部４を繋ぐプラットホーム部（段差部）７の側面に張出
し部（突起）８を設けたものもある。

【０００９】

【発明が解決しようとする課題】ガスタービンのタービ
ン翼に、タービン翼本体５から突出する突起部６，８が
ある場合、一方向凝固に際しては、突起部６，８の先端
へバイパス鋳型をつけるなどして一体として単結晶を成
長させる等の工夫をしているが、このような突起部６，
８は一方向凝固する際に、異結晶の発生の優先的な部位
となったり、バイパス鋳型によって成長してきた単結晶
とタービン翼本体５として成長した単結晶の結晶方位が
ずれて、両者が接続する部分で結晶粒界を形成するほ
か、タービン翼形成後の熱処理中に再結晶が生じ易くな
る。タービン翼のうち最も高い温度にさらされ、高い高
温強度が必要とされるのは翼有効部１であるので、翼有
効部分は完全に単結晶である必要がある。一方、シャン
ク部４は翼有効部１ほど高温にはならないため、高温の
クリープ強度は必要ないが、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
ン翼として致命的である。したがって、上記のような突
起部６，８のあるタービン翼を、一体として単結晶にて
製造することが難しい。

【００１０】本発明は、上述した事情を考慮してなされ
たもので、タービン翼本体を単結晶化構造として高い高
温強度を持たせるとともに、高い機械的物理的強度を持
たせ、経済的で信頼性の高いタービン翼およびその製造
方法を提供するにある。

【００１１】本発明の他の目的は、タービン翼本体と突
起部との接合部に結晶粒界が生じるのを未然かつ確実に
防止し、機械的強度の低下を抑制し、突起部付タービン
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
およびその製造方法を提供するにある。

【００１２】

【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン翼
は、上述した課題を解決するために、請求項１に記載し
たように、燃焼ガスが通過する翼有効部と、ロータディ
スクへの取付部となる翼植込部と、上記翼有効部と翼植
込部をつなぐシャンク部とからタービン翼本体を構成
し、このタービン翼本体を一方向凝固法による単結晶あ
るいは一方向凝固柱状晶から成型する一方、上記タービ
ン翼本体のガス流入側および流出側側面に突起部を設け
たものである。

【００１３】また、上述した課題を解決するために、本
発明に係るタービン翼は、請求項１に記載した内容に加
えて、請求項２に記載したように、タービン翼本体は、
Ni₃（Ａｌ，Ｔａ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライ
ム相等の金属間化合物で強化されたニッケル基超耐熱合
金で形成したり、さらに、請求項３に記載したように、
突起部はタービン翼１枚分あるいは複数枚分を一単位と
し、一方向凝固法による単結晶、一方向凝固柱状晶ある
いは普通鋳造等軸晶からなる鋳造品、鍛造品あるいは圧
延品でシール用として成形され、前記突起部は、ロータ
ディスクから翼植込部の抜止め構造を兼ねるように、タ
ービン翼本体に一体あるいは一体的に設けたり、また、
請求項４に記載したように、タービン翼本体の側面に、
タービン翼長手方向に向けて高さが異なる段差を成形す
る一方、タービン翼本体に突起部を接合して一体構造に
構成したり、さらにまた、請求項５に記載したように、
突起部は、一方向凝固法により単結晶からなるタービン
翼本体から余肉を除去することにより形成したものであ
る。

【００１４】さらに、本発明に係るタービン翼の製造方
法は、上述した課題を解決するために、請求項６に記載
したように、翼有効部、翼植込部およびシャンク部を有
するタービン翼本体を、一方向凝固法による精密鋳造法
により単結晶あるいは一方向凝固柱状晶からなる耐熱合
金で製造した後、上記タービン翼本体の側面に突起部ま
たは段差部を設ける方法である。

【００１５】また、上述した課題を解決するために、本
発明に係るタービン翼の製造方法は、請求項６の記載内
容に加えて、請求項７に記載したように、突起部または
段差は、タービン翼本体と同一成分あるいは異なる成分
の耐熱合金で、一方向凝固法による単結晶、一方向凝固
柱状晶または普通鋳造等軸晶からなる鋳造品、鍛造品ま
たは圧延品により成形した後、単結晶からタービン翼本
体に接着して一体成形する方法である。

【００１６】

【作用】このタービン翼は、翼有効部、翼植込部および
シャンク部を有するタービン翼本体を、一方向凝固法に
よる精密鋳造法にて単結晶で成型したので、タービン翼
本体は単結晶化の阻害要因となる突起部を含まない形状
で成型することができ、高温高圧の燃焼ガスに晒され、
高速回転による大きな遠心力を受けるタービン翼本体
を、高い高温強度を有する単結晶構造として製造するこ
とができ、この製造の場合の歩留りが飛躍的に向上し、
経済的で信頼性の高い高温用タービン翼を提供できる。

【００１７】単結晶化の阻害要因となる突起部をタービ
ン翼本体とは別体として製造して単結晶化構造のタービ
ン翼本体に機械的に設けたので、翼植込部やシャンク部
をほぼ直方体として成型でき、異結晶の成長等によるタ
ービン翼本体の歩留まりの低下を一層防止させることが
でき、高温用の信頼性のあるタービン翼を提供できる。
一方、試作段階において異結晶の成長等が認められた場
合でも、突起部が取付けられる面の形状、傾斜等を自由
に変更して単結晶を成長させるのに最適な形状を選択
し、高い高温強度を持つタービン翼を経済的に製造でき
る。また、突起部を、タービン翼が植込まれるロータデ
ィスク面まで張り出す形状、または複数のタービン翼に
対して一枚とする形状とすれば、タービン翼をロータデ
ィスクからの抜け止めとして作用することができるた
め、部品点数の削減および作動時の信頼性の向上につな
がる。

【００１８】突起部を含んだ大きさおよび形状にて単結
晶からなるタービン翼を製造した後に、機械加工または
放電加工により余肉を取り除くことにより突起部分を完
成させる場合も、試作段階で異結晶の成長がない形状を
選択して歩留まりを向上させて、全体が単結晶からなる
タービン翼を経済的に製造することができる。

【００１９】また、単結晶タービン翼本体を高温強度の
高いＮｉ₃（Ａｌ，Ｔａ，Ｔｉ）の組成よりなるガンマ
プライム相など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することがで
きる。

【００２０】本発明のタービン翼は、タービン翼本体を
単結晶にて製造する場合ばかりでなく、一方向凝固柱状
晶にて製造する場合にも有効である。一方向凝固柱状晶
タービン翼の高温強度低下の最大要因となるのは、異結
晶や再結晶粒の成長による、応力軸に垂直な方向の結晶
粒界の発生であるが、本発明によるタービン翼は異結晶
や再結晶の成長が抑止される構造であるので、一方向凝
固柱状晶とする場合でも経済的で信頼性の高いタービン
翼を製造できる。

【００２１】

【実施例】以下、本発明の一実施例について添付図面を
参照して説明する。

【００２２】（第１実施例）図１はガスタービン発電プ
ラントや航空機エンジン等のガスタービンに使用される
本発明に係るタービン翼１０を示す。このタービン翼１
０は燃焼ガスを通過させる翼有効部１１と、図示しない
ロータディスクへの取付部となる翼植込部１２と、上記
翼有効部１１と翼植込部１２とをつなぐシャンク部１３
とから構成されるタービン翼本体１４を有する。

【００２３】タービン翼本体１４は、ニッケル基超耐熱
合金で形成され、この超耐熱合金は、Ｎｉ₃（Ａｌ，Ｔ
ａ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相等の金属間
化合物で強化されており、超耐熱合金を一方向凝固法の
精密鋳造法により単結晶または一方向凝固柱状晶にて一
体成型される。

【００２４】タービン翼本体１４を一体成型した後、シ
ャンク部１３のガス流入側および流出側側面を加工し、
翼植込部１２側に向って開口する係合ガイド溝１５ａ，
１５ｂを形成する。

【００２５】この係合ガイド溝１５ａ，１５ｂにガス流
入側である上流側突起部１７およびガス流出側の下流側
突起部１８のガイド突起２０，２１をそれぞれシール用
として係合させる。上流側および下流側突起部２０，２
１はタービン翼１０から張り出す形でシャンク部１３に
設けられ、燃焼ガスがロータディスクと翼植込部１２へ
流入するのを防止するシールフィン部２２，２３を構成
している。

【００２６】上流側突起部１７および下流側突起部１８
は翼植込部１２の側面に沿って脚部２４，２５が延設さ
れ、これらの脚部同士が締結ピン２６によって相互に連
結される。締結ピン２６はピンかしめ部２６ａをかしめ
ることによりタービン翼１０のタービン軸方向への移動
が拘束され、タービン翼本体１４に固定される一方、両
突起部２０，２１は翼植込部１２ひいてはタービン翼本
体１４のタービン軸方向への抜け止めを兼ねている。

【００２７】ガスタービンの回転時に、突起部１７，１
８には遠心力が作用するが、突起部１７，１８に作用す
る遠心力は、ガイド突起２０，２１と係合するシャンク
部１３の係合ガイド溝１５ａ，１５ｂを受け、吸収され
る。

【００２８】また、タービン翼本体１４のシャンク部１
３と突起部１７，１８との係合が、図１および図２に示
すように、溝嵌合構造となっているため、シャンク部１
３側から内圧が作用しても、各突起部１７，１８がシャ
ンク部１３側面より離脱することがなく、高温の燃焼ガ
スがシャンク部１３や翼植込部１２に流入するのを防止
できる。このガス流入防止構造により翼有効部１１等の
必要な部位に高い高温強度を有する信頼性の高い単結晶
または一方向凝固柱状晶のタービン翼を経済的に得るこ
とができる。

【００２９】タービン翼本体１４のガス流入側および流
出側側面に形成される突起部１７，１８は、タービン翼
１０の１枚分あるいは複数枚分を一単位として、タービ
ン翼本体１４と同一あるいは異なる成分の耐熱合金で形
成される。各突起部１７，１８は、一方向凝固法による
単結晶、一方向凝固柱状晶あるいは普通鋳造等軸晶から
なる鋳造品または鍛造品や圧延品として成型される。突
起部１７，１８はタービン翼本体１４とは別体にて製造
した後、タービン翼本体１４に締結ピン２６等の締結部
品や嵌合構造を用いて取付けられる。

【００３０】（第２実施例）図３および図４は本発明に
係るタービン翼の第２実施例を示すものである。

【００３１】この実施例に示されたタービン翼１０Ａは
上流側および下流側突起部１７，１８のタービン翼本体
１４への取付構造（シール構造）を基本的に異にし、他
の構造は実質的に異ならないので説明を省略する。

【００３２】上流側突起部１７と下流側突起部１８はリ
ブ部３０を介して溶接等により一体に接合され、この一
体接合構造の上流側突起部１７と下流側突起部１８をタ
ービン翼本体１４のシャンク部１３に取付ける。図４は
取付状態を示す図３のIV−IV線に沿う平断面図である。

【００３３】上流側突起部１７と下流側突起部１８とリ
ブ部３０とからなるシール構造部は、タービン翼１０Ａ
の回転中、翼有効部方向に遠心力を受けるが、上流側お
よび下流側突起部１７，１８の長手方向端面１７ａ，１
８ａがシール面となって高温燃焼ガスの流入を防止して
いる。リブ部３０は上流側突起部１７または下流側突起
部１８の一部として一体に製造してもよく、別部品とし
て製造してもよい。

【００３４】（第３実施例）図５および図６はタービン
翼の第３実施例を示すものである。

【００３５】この実施例に示されたタービン翼１０Ｂ
は、上流側突起部１７と下流側突起部１８とをリム部で
一体接合する代りに、係合アーム（リム）３１，３２に
よる継手構造とした構成が図３および図４に示すタービ
ン翼１０Ａと相違する。

【００３６】このタービン翼１０Ｂは、上流側突起部１
７からガス下流側に向って延びる上流側係合アーム３１
と、下流側突起部１８からガス上流側に向って延びる下
流側係合アーム３２とをそれぞれ有し、両係合アーム３
１，３２が係合段差３３にて接触し、係合する継手構造
としたものである。この継手構造により、上流側突起部
１７および下流側突起部１８がタービン翼本体１４のシ
ャンク部１３側面から離脱するのを防止できる。

【００３７】（第４実施例）図７はタービン翼の第４実
施例を示すものである。

【００３８】この実施例に示されたタービン翼１０Ｃ
は、翼複数枚分を一単位とした突起部１７Ａ，１８Ａを
用いた例である。タービン翼複数枚分を一単位とするこ
とにより、タービン翼１０Ｃの隣接部に存在する間隙を
できるだけ少なく、間隙による高温燃焼ガスや冷却空気
の漏洩を減少させたものである。タービン翼本体１４の
構成は例えば図５および図６に示すものと異ならないの
で同一符号を付して説明を省略する。

【００３９】これによりガスタービンのタービン翼の信
頼性やタービン効率の向上をより一層図ることができ
る。

【００４０】（第５実施例）図８はタービン翼の第５実
施例を示すものである。

【００４１】この実施例に示されたタービン翼１０Ｄ
は、タービン翼本体１４にシール構造を兼ねる上流側突
起部１７Ｂと下流側突起部１８Ｂを一体に形成したもの
である。

【００４２】このタービン翼１０Ｄは、上流側突起部１
７Ｂおよび下流側突起部１８Ｂを含んだ大きさおよび形
状にタービン翼本体１４を一方向凝固法による精密鋳造
法により単結晶あるいは一方向凝固柱状晶にて製造した
後、このタービン翼本体１４から鎖線で示す余肉部３５
を機械加工または放電加工により取り除いて突起部１７
Ｂ，１８Ｂを完成させた例である。

【００４３】この場合、タービン翼１０Ｄはタービン翼
本体１４に突起部１７Ｂ，１８Ｂを一体に備えるが、突
起部１７Ｂ，１８Ｂとタービン翼本体１４とを一体に備
えても、その結合部分に結晶粒界が生じることがないの
で、その部分の機械的強度の低下を未然にかつ確実に防
止できる。さらに、このタービン翼１０Ｄでは、突起部
１７Ｂ，１８Ｂを有するタービン翼全体が単結晶等によ
り成型され、高い高温強度を有するものとなる。

【００４４】（第６実施例）図９はタービン翼の第６実
施例を示すものである。

【００４５】このタービン翼１０Ｅは翼有効部１１、翼
植込部１２およびシャンク部１３からなるタービン翼本
体１４のガス上流側側面に突起部１７Ｃを、ガス下流側
側面に突起部１８Ｃをロー材３６等により一体にフィラ
ー接合させたものである。この接合は、ロー付け法であ
っても、拡散接合法であっても、溶接等の他の接合方法
であってもよい。

【００４６】タービン翼１０Ｅのタービン翼本体１４
は、シャンク部１３の突起部であるシールフィン部２
２，２３およびプラットホーム３６の突起部３７がター
ビン翼本体１４から別体で形成され、単結晶化の阻害要
因となる突起部をタービン翼本体と一体に備えない構成
である。タービン翼本体１４はＮｉ₃（Ａｌ，Ｔａ，Ｔ
ｉ）の組成よりなるガンマプライム相の金属間化合物で
分散強化された単結晶用ニッケル基超耐熱合金のＣＭＳ
Ｘ−２（８．１％Ｃｒ−４．９５％Ｃｏ−１．０５％Ｍ
ｏ−８．１２％Ｗ−５．８５％Ｔａ−５．６％Ａｌ−
０．９８％Ｔｉ−０．１４％Ｎｂ−残Ｎｉ）により一方
向凝固法により単結晶に製造される。

【００４７】また、タービン翼１０Ｅは、タービン翼本
体１４のシャンク部１３側面が平坦の場合を示してお
り、この場合、タービン翼本体１４に突起部が存在しな
いため、単結晶化が容易となる。タービン翼本体１４に
は、この後、所定の溶体化処理を施すが、一方向凝固時
にひずみを集中を生じる突起部がないため、再結晶は生
じない。

【００４８】一方、タービン翼本体１４に接合される突
起部１７Ｃ，１８Ｃはタービン翼本体１４とは例えば異
なる材料で形成される。突起部１７Ｃ，１８Ｃの材料と
して例えば普通鋳造用ニッケル基超耐熱合金ＭａｒＭ２
４７（８．４％Ｃｒ−９．８６％Ｃｏ−０．５５％Ｍｏ
−９．７６％Ｗ−３．３％Ｔａ−５．５６％Ａｌ−０．
９７％Ｔｉ−１．４％Ｈｆ−０．１４％Ｃ−０．０１３
％Ｂ−０．０４％Ｚｒ−残Ｎｉ）があり、ここでは、こ
の超耐熱合金を用いて精密鋳造により突起部１７Ｃ，１
８Ｃを製造した。

【００４９】製造された突起部１７Ｃ，１８Ｃの接着面
を機械加工により仕上げた後、例えばＮｉ−Ｃｒ−Ｂ系
のロー材３８を用いてロー付けを行った。ロー材３８は
０．０５mmのフィラ箔を用い、突起部１７Ｃ及び１８Ｃ
とタービン翼本体１４の間にはさんだ後、真空中で１１
００℃、例えば１０分の加熱によりロー付けを行った。
この後、タービン翼本体１４に所定の時効処理を加え
た。この製造方法により、タービン翼本体１４は健全な
単結晶からなるタービン翼１０Ｅが製造された。

【００５０】一方、タービン翼本体１４のシャンク部１
３に設けられる突起部１７Ｃであるシールフィン部２２
やプラットホーム部３６の突起部３７は前記のような普
通鋳造耐熱合金に限定する必要はなく、タービン翼本体
１４と同一または異なる耐熱合金からなる単結晶で製造
してもよく、またより製造の容易な一方向凝固柱状晶合
金でもよく、さらには一般の耐熱材料の鋳造品や圧延品
から加工してもよい。

【００５１】さらに、シールフィン部２２やプラットホ
ーム部３６の突起部３７をタービン翼本体１４に接着す
るに、ロー付けによる一体化の例を用いたが、ロー材料
はＮｉ−Ｃｒ−Ｂ系のロー材に限定する必要はない。シ
ャンク部１３の使用温度は翼有効部１１ほどは高温では
なく、高々７００℃程度であるので、ロー材３８として
は使用温度よりも高い温度でロー付けできるロー材３８
であれば使用可能で、Ａｕ（金）系、Ｐｄ（パラジゥ
ム）系などが適用できる。

【００５２】（第７実施例）図１０はタービン翼の第７
実施例を示す。

【００５３】この実施例に示されたタービン翼１０Ｆ
は、タービン翼本体の製造後にシャンク部１３のガス上
流側および下流側に突起部１７Ｄ，１８Ｄの接合のため
に浅い皿状の接合溝を形成した内容が実質的に相違し、
他の構成は図９に示すタービン翼と異ならないので説明
を省略する。

【００５４】この場合にも、高温強度が高く、経済的で
信頼性のあるタービン翼を提供できる。

【００５５】（第８実施例）図１１はタービン翼の第８
実施例を示すものである。

【００５６】この実施例に示されたタービン翼１０Ｇ
は、タービン翼本体１４のシャンク部１３の突起部１７
Ｅ，１８Ｅであるシールフィン部２２，２３とプラット
ホーム部３６での突起部３７をそれぞれ個別に製造し、
各突起部１７Ｅ，１８Ｅをタービン翼本体１４にそれぞ
れ溶接や拡散接合、ロー付け等により一体に結合したも
のである。

【００５７】タービン翼本体１４および突起部１７Ｅ，
１８Ｅは図９および図１０で示されるタービン翼１０
Ｅ，１０Ｆと同様に製造した。タービン翼本体１４と各
突起部１７Ｅ，１８Ｅの接着面を機械加工で仕上げた
後、翼母材と類似の組成に融点降下元素としてＢ（ボロ
ン）を添加した０．０５ｍｍ厚さのフィラーをロー材３
８により作成して、このフィラーをタービン翼本体１４
と個々の突起部１７Ｅ，１８Ｅとの間に入れて、真空中
で拡散接合を行った。加熱条件は例えば１２００℃で１
０分とし、その後、例えば１２３０℃で２時間の拡散処
理を実行した。これらの拡散接合のための加熱はシャン
ク部１３と突起部１７Ｅ，１８Ｅの接合部を局部加熱し
て行った。引き続き、タービン翼本体１４に所定の時効
処理を施した。この結果、優れた拡散接合強度と、健全
な単結晶からなるタービン翼本体１４が得られた。

【００５８】本実施例においては、接着方法として拡散
接合によったが、ロー付け法でも、溶接法でもよく、一
体に接合させ固着できるものであればよい。

【００５９】なお、本発明に係るタービン翼において
は、タービン翼本体が翼有効部と翼植込部とシャンク部
とから構成される例を説明したが、翼植込部やシャンク
部は翼有効部と同等の高温強度が要求されないので、単
数または複数の突起部や段差部を有するシャンク部やプ
ラットホーム部を、必要とされる強度特性に適合した材
料で安価にかつ確実に製造し、製造された突起部付シャ
ンク部等を、単結晶で製造されたタービン翼本体と接着
や接合等により結合させ、必要な特性を満足させた単結
晶タービン翼としてもよい。

【００６０】また、本発明に係るタービン翼およびその
製造方法は、単結晶タービン翼を製造するばかりでな
く、一方向凝固柱状晶により製造する場合にも適用でき
る。一方向凝固柱状晶の合金には粒界強化元素が含まれ
ているために、等軸晶の異結晶や再結晶粒が生じても粒
界の強度は低下しないが、元来一方向凝固柱状晶製ター
ビン翼には強度低下の原因となる応力軸に垂直な結晶粒
界を除去することで強度を高めているので、異結晶や再
結晶粒の生成により、応力軸に垂直に結晶粒界が発生す
るとその部分での強度が低下する。とくに、発電用ガス
タービンのような大型のタービン翼ではこのような異結
晶や再結晶粒が発生し易く、一方向凝固柱状晶翼を製造
するのも困難である。

【００６１】本発明のタービン翼の製造方法ではタービ
ン翼本体が健全な一方向凝固柱状晶よりなるタービン翼
を安価に、経済的に製造することができる。さらに、よ
り高温強度の高い炭化物繊維強化型のニッケル基、ある
いはコバルト基合金や、金属間化合物などの先進材料に
より前記タービン翼を製造する場合にも、これらの先進
材料は高温強度は高いが、ますます一方向凝固による単
結晶化、あるいは一方向凝固柱状晶化が難しくなるの
で、本発明によるタービン翼の製造方法は有効である。

【００６２】

【発明の効果】以上に述べたように本発明に係るタービ
ン翼およびその製造方法においては、翼有効部、翼植込
部およびシャンク部を有するタービン翼本体と、異結晶
や再結晶の発生し易い突起部を含まない形状に一方向凝
固法による単結晶あるいは一方向凝固柱状晶から成型し
たので、タービン翼本体の成形が容易となり、高温強度
が必要な翼有効部を、単結晶構造として高い高温強度を
持たせることができる。また、タービン翼本体にシール
用フィンなどの突起部を設けたので、突起部との結合部
に結晶粒界や再結晶化が生じるのを未然にかつ確実に防
止して、機械的強度の低下を抑制でき、突起部接合部付
近の機械的・物理的強度の劣化を有効に防止できるの
で、高温強度が必要とされる必要な部位には高い高温強
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。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るタービン翼の第１実施例を示す
図。

【図２】図１のII−II線に沿う平断面図。

【図３】本発明に係るタービン翼の第２実施例を示す
図。

【図４】図３のIV−IV線に沿う平断面図。

【図５】本発明に係るタービン翼の第３実施例を示す
図。

【図６】図５のVI−VI線に沿う平断面図。

【図７】本発明に係るタービン翼の第４実施例を示す
図。

【図８】本発明に係るタービン翼の第５実施例を示す
図。

【図９】本発明に係るタービン翼の第６実施例を示す
図。

【図１０】本発明に係るタービン翼の第７実施例を示す
図。

【図１１】本発明に係るタービン翼の第８実施例を示す
図。

【図１２】従来の代表的なタービン翼を示す斜視図。

【図１３】従来のタービン翼の他の例を示す斜視図。

【符号の説明】１０，１０Ａ，１０Ｂタービン翼１１翼有効部１２翼植込部１３シャンク部１４タービン翼本体１５ａ，１５ｂ係合ガイド溝１７，１８突起部２０，２１ガイド突起２２，２３シールフィン部２４，２５脚部２６締結ピン３０リブ部３１，３２係合アーム３５余肉部

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者山本優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)発明者渋川直紀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

【特許請求の範囲】

【請求項１】燃焼ガスが通過する翼有効部と、ロータ
ディスクへの取付部となる翼植込部と、上記翼有効部と
翼植込部をつなぐシャンク部とからタービン翼本体を構
成し、このタービン翼本体を一方向凝固法による単結晶
あるいは一方向凝固柱状晶から成型する一方、上記ター
ビン翼本体のガス流入側および流出側側面に突起部を設
けたことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】タービン翼本体は、Ｎｉ₃（Ａｌ，Ｔ
ａ，Ｔｉ）の組成からなるガンマプライム相等の金属間
化合物で強化されたニッケル基超耐熱合金で形成された
請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】突起部はタービン翼１枚分あるいは複数
枚分を一単位とし、一方向凝固法による単結晶、一方向
凝固柱状晶あるいは普通鋳造等軸晶からなる鋳造品、鍛
造品あるいは圧延品でシール用として成形され、前記突
起部は、ロータディスクから翼植込部の抜止め構造を兼
ねるように、タービン翼本体に一体あるいは一体的に設
けられた請求項１に記載のタービン翼。
【請求項４】タービン翼本体の側面に、タービン翼長
手方向に向けて高さが異なる段差を成形する一方、ター
ビン翼本体に突起部を接合して一体構造に構成した請求
項１に記載のタービン翼。
【請求項５】突起部は、一方向凝固法により単結晶か
らなるタービン翼本体から余肉を除去することにより形
成された請求項１に記載のタービン翼。
【請求項６】翼有効部、翼植込部およびシャンク部を
有するタービン翼本体を、一方向凝固法による精密鋳造
法により単結晶あるいは一方向凝固柱状晶からなる耐熱
合金で製造した後、上記タービン翼本体の側面に突起部
または段差部を設けることを特徴とするタービン翼の製
造方法。
【請求項７】突起部または段差部は、タービン翼本体
と同一成分あるいは異なる成分の耐熱合金で、一方向凝
固法による単結晶、一方向凝固柱状晶または普通鋳造等
軸晶からなる鋳造品、鍛造品または圧延品により成形し
た後、単結晶からタービン翼本体に接着して一体成形す
る請求項６に記載のタービン翼の製造方法。