JPH10168534A

JPH10168534A - タービン翼およびその製造方法

Info

Publication number: JPH10168534A
Application number: JP32992196A
Authority: JP
Inventors: Takehisa Hino; 武久日野; Hiroki Yamamoto; 浩喜山本; Kiyoshi Imai; 潔今井
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1996-12-10
Filing date: 1996-12-10
Publication date: 1998-06-23

Abstract

(57)【要約】【課題】超高温の燃焼ガスに対し、耐高温腐食、耐酸化
性に富むタービン翼およびその製造方法を提供する。【解決手段】本発明に係るタービン翼は、翼有効部３に
被覆層５を形成したタービン翼において、翼有効部３
は、Ｃｒ１１重量％、Ｍｏ１．０重量％、Ｔｉ２．６重
量％、Ａｌ４．０重量％、Ｃｏ５．０重量％、Ｗ８．０
重量％、Ｔａ６．０重量％、残部Ｎｉの組成で構成する
とともに、被覆層５は、Ｃｒ３２．０重量％、Ａｌ１
２．０重量％、Ｙ１．０重量％、残部Ｎｉの組成、およ
びＣｒ１２．０重量％、Ａｌ１２．０重量％、Ｃｏ１
７．０重量％、Ｈｆ０．１重量％、Ｙ０．６重量％、残
部Ｎｉの組成のいずれかで構成したものである。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、タービン翼および
その製造方法に係り、特に耐酸化性および耐高温腐食性
に優れ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】最近の火力発電プラントは、高熱効率
化、高出力が求められているために、ガスタービンプラ
ントに蒸気タービンプラントを組み合せたコンバインド
サイクル発電プラントが主流を占めるようになりつつあ
る。この中でも、ガスタービンプラントは、蒸気タービ
ンプラントに較べ起動運転時間が短くでき、また排ガス
（排熱）が蒸気タービンプラントの蒸気の発生熱源とし
て熱回収できる等からして重要な役割を果している。

【０００３】しかし、ガスタービンプラントは、もとも
とカルノーサイクルを基礎に改良を加えてブレイトンサ
イクルとして発展させたものであり、このブレイトンサ
イクルの属性として駆動ガスの入熱（ガスタービン入口
燃焼ガス温度）が高いほど高出力化ができるようになっ
ている。このため、ガスタービンプラントでは、高温化
を図るために、ガスタービン構成部品に耐熱材料が要求
されるが、何分にも従来から使用されている、例えばコ
バルト基合金鋼やニッケル基超金鋼等は耐熱鋼としての
役割を果すことが限界になりつつあり、現在、高温化に
充分に対処できるタービン翼材が模索されている。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】従来の耐熱鋼の代替技
術として、最近、耐熱鋼に熱伝導率の低いＺｒＯ₂系の
セラミックスを被覆したもの（特開平８−８５８８３号
公報）や繊維強化セラミックス基礎複合材（特開平７−
１８９６０６号公報）などが開示されている。

【０００５】しかし、既に開示されている特開平８−８
５８８３号公報といい、特開平７−１８９６０６号公報
といい、いずれの技術もガスタービンの燃焼温度が超高
温、例えば１５００℃以上になっても圧縮荷重や異物衝
撃に対して充分に抗し得る優れた特性を備えているもの
の、データ的に見て実験室のレベルの域を出ず、一抹の
不安がある。特に、この種の分野においては、年間の運
転時間が、数千時間に対し、数十回の起動・停止運転が
予想され、この起動・停止運転による温度変化に伴う低
サイクル熱疲労に対し、充分に保証されているわけでは
なく、さらに多くの検証を重ねたデータが必要である。

【０００６】また、既に提案された技術として、例えば
耐熱合金の結晶を一方向に成長させ、応力の作用方向に
直角な方向に結晶粒界をなくし、超高温化にも優れた一
方向凝固合金鋼や、一個の結晶粒のみを成長させて結晶
粒界を全くなくした、いわゆる単結晶合金鋼があるが、
熱処理時に再結晶が生じ易く、コスト的に難点を抱えて
いる。

【０００７】また、別の技術として、耐高温腐食性を向
上させるために、Ａｌ，Ｔｉ等を増加させた、いわゆる
γ′相析出強化型合金鋼にＭＣｒＡｌＹ（ＭはＮｉ，Ｃ
ｏなど）やＡｌなどをプラズマ溶射させたものがある
が、プラズマ溶射中に酸素との化合に鋭敏なＡｌ，Ｙが
含まれているために、耐酸化性に乏しい不具合がある。

【０００８】このように、既に提案された技術には、一
つの機能に対して優れた特性を備えている反面、別の機
能に対して不具合を備える一長一短になっており、燃焼
ガスの超高温化、高温腐食化、酸化性のいずれにも対処
できる適正材としてのタービン翼の実現が望まれてい
る。

【０００９】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、超高温の燃焼ガスに対し、耐高温腐食、耐
酸化性に富むタービン翼およびその製造方法を提供する
ことを目的とする。

【００１０】

【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン翼
は、上記目的を達成するために、請求項１に記載したよ
うに、翼有効部に被覆層を形成したタービン翼におい
て、上記翼有効部は、Ｃｒ１１重量％、Ｍｏ１．０重量
％、Ｔｉ２．６重量％、Ａｌ４．０重量％、Ｃｏ５．０
重量％、Ｗ８．０重量％、Ｔａ６．０重量％、残部Ｎｉ
の組成で構成するとともに、上記被覆層は、Ｃｒ３２．
０重量％、Ａｌ１２．０重量％、Ｙ１．０重量％、残部
Ｎｉの組成、およびＣｒ１２．０重量％、Ａｌ１２．０
重量％、Ｃｏ１７．０重量％、Ｈｆ０．１重量％、Ｙ
０．６重量％、残部Ｎｉの組成のいずれかで構成したも
のである。

【００１１】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項２に記載したように、
翼有効部に被覆層を形成するタービン翼の製造方法にお
いて、予め翼有効部を現実使用の実寸法よりも相対的に
小さな寸法で作製し、その作製した翼有効部に実寸法に
相当する鋳型をセットし、その鋳型に上記被覆層を構成
する材料からなる溶湯を注入して被覆層を形成する方法
である。

【００１２】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項３に記載したように、
鋳型に注入する溶湯は、Ｃｒ３２．０重量％、Ａｌ１
２．０重量％、Ｙ１．０重量％、残部Ｎｉの組成、およ
びＣｒ１２．０重量％、Ａｌ１２．０重量％、Ｃｏ１
７．０重量％、Ｈｆ０．１重量％、Ｙ０．６重量％、残
部Ｎｉの組成のいずれかであることを特徴とする方法で
ある。

【００１３】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項４に記載したように、
翼有効部に被覆層を形成するタービン翼の製造方法にお
いて、予め翼有効部を現実使用の実寸法よりも相対的に
小さな寸法で作製し、その作製した翼有効部に実寸法に
相当する鋳型をセットし、その鋳型に上記被覆層を構成
する粉末を注入し、その粉末を加熱させて上記被覆層を
形成する方法である。

【００１４】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項５に記載したように、
鋳型に注入する粉末は、Ｃｒ３２．０重量％、Ａｌ１
２．０重量％、Ｙ１．０重量％、残部Ｎｉの組成である
ことを特徴とする方法である。

【００１５】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項６に記載したように、
翼有効部は、単結晶および一方向凝固柱晶のいずれかで
作製する方法である。

【００１６】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項７に記載したように、
翼有効部にセットする鋳型に注入する粉末は、１３２０
℃の温度で加熱する方法である。

【００１７】本発明に係るタービン翼の製造方法は、上
記目的を達成するために、請求項８に記載したように、
翼有効部に被覆層を形成するタービン翼の製造方法にお
いて、予め翼有効部を現実使用の実寸法よりも相対的に
小さな寸法で作製し、その作製した翼有効部に実寸法に
相当する鋳型をセットし、その鋳型に上記被覆層を構成
する材料からなる溶湯を注入して被覆層を形成するとと
もに、上記翼有効部に対する被覆層を高温等方性加圧接
合法により圧接する方法である。

【００１８】

【発明の実施の形態】以下、本発明に係るタービン翼お
よびその製造方法の一実施形態について図面を参照して
説明する。

【００１９】第１実施形態本実施形態は、タービン翼の作製に先立ち、真空溶解法
により、表１に示す組成のマスターインゴット（試料）
Ａ〜Ｃを作製した。

【００２０】

【表１】

【００２１】次に、タービン翼は、マスターインゴット
（試料）Ａを溶湯し、図１に示すように、植込部１、シ
ャンク部２を現実使用の実寸法で作製する一方、翼有効
部３を実寸法の９５％縮尺にして作製した。さらに、タ
ービン翼は、実寸法の９５％縮尺で作製した翼有効部３
にサンドブラストをかけて酸化皮膜を除去した後、翼有
効部３の実寸法の鋳型をセットし、不活性雰囲気の中で
マスターインゴット（試料）Ｂの溶湯を鋳込み、翼有効
部３を母材４と被覆層５とからなる二層に形成した。

【００２２】さらに、タービン翼は、母材４と被覆層５
との密着性を高めるために高温等方性加圧接合法（ＨＩ
Ｐ法）により処理を行った。

【００２３】また、テストピースは、マスターインゴッ
トＡを丸棒に作製し、さらにサンドブラストをかけて酸
化皮膜を除去した後、マスターインゴットＢで鋳ぐるん
で作製した。

【００２４】第２実施形態本実施形態は、第１実施形態と同様に、マスターインゴ
ットＡを溶湯し、母材４としての実寸法の９５％縮尺の
翼有効部３を作製し、さら翼有効部３に鋳型をセット
し、マスターインゴット（試料）Ｃを溶湯し、翼有効部
３を母材４と被覆層５とからなる二層に形成するととも
に、母材４と被覆層５とからなる二層の翼有効部３に高
温等方性加圧接合を行った。

【００２５】また、テストピースは、第１実施形態と同
様に、丸棒としてマスターインゴットＡで作製後、サン
ドブラストにより酸化皮膜を除去し、マスターインゴッ
トＣで鋳ぐるんだ。

【００２６】第３実施形態本実施形態は、母材４としての実寸法の９５％縮尺の翼
有効部３を、マスターインゴットＡの溶湯を用いて高速
凝固法により単結晶または一方向凝固柱晶で作製した。
さらに、単結晶または一方向凝固柱晶で作製した翼有効
部３に鋳型をセットし、マスターインゴットＢを溶湯
し、翼有効部３を母材４と被覆層５とからなる二層に形
成するとともに、母材４と被覆層５とからなる二層の翼
有効部３に高温等方性加圧接合を行った。

【００２７】また、テストピースは、マスターインゴッ
トＡの溶湯を用い、高速凝固法により単結晶または一方
向凝固柱晶で丸棒に作製後、サンドブラストをかけて酸
化皮膜を除去し、マスターインゴットＢで鋳ぐるんだ。

【００２８】第４実施形態本実施形態は、第３実施形態と同様の手法により、実寸
法の９５％縮尺の翼有効部３をマスターインゴットＡで
単結晶または一方向凝固柱晶として作製した後、セット
された鋳型にマスターインゴットＢの粉末を注入し、温
度１３２０℃に昇温してその粉末を溶解して実寸法の翼
有効部３に作製した。

【００２９】実寸法に作製した翼有効部３は、母材４と
被覆奏５との二層になっているので、高温等方性加圧接
合を行った。

【００３０】また、テストピースは、マスターインゴッ
トＡで単結晶または一方向凝固柱晶の丸棒にし、サンド
ブラストによりその丸棒の酸化皮膜を除去後、マスター
インゴットＢの粉末を温度１３２０℃に昇温させて溶解
し、その丸棒に鋳ぐるんだ。

【００３１】比較例１上記各実施形態１〜４に対応する翼有効部３に対し、比
較例１では、第３実施形態と同様の手法で、マスターイ
ンゴットＡの溶湯により単結晶または一方向凝固柱晶と
して実寸法の９５％縮尺の翼有効部３を作製し、さらに
翼有効部３の表面の酸化皮膜を除去後、Ｎｉが５５重量
％、Ｃｒが３２重量％、Ａｌが１２重量％、Ｙが１重量
％の組成の粉末を、大気圧プラズマ溶射法により翼有効
部３に溶射し、二層に形成した。

【００３２】また、テストピースは、マスターインゴッ
トＡの溶湯により単結晶または一方向凝固柱晶の丸棒と
して作製した後、上述と同様の組成の粉末を、大気圧プ
ラズマ溶射で二層に形成した。

【００３３】比較例２比較例２は、比較例１と同様に、マスターインゴットＡ
の溶湯により単結晶または一方向凝固柱晶として実寸法
の９５％縮尺の翼有効部３を作製し、さらに翼有効部３
の表面の酸化皮膜を除去後、Ｎｉが４７重量％、Ｃｏが
１７重量％、Ａｌが１２重量％、Ｙが０．６重量％、Ｈ
ｆが０．１重量％の組成の粉末を、大気圧プラズマ溶射
法により作製し、二層に形成した。

【００３４】［実施例］上記各実施例１〜４に対応する
翼有効部３の被覆層５と、上記各比較例１〜２に対応す
る翼有効部３の被覆層５とのそれぞれの厚みは、図２に
示すように翼横断の測定位置Ａ〜Ｄで計測したところ、
表２に示すように、本実施形態１〜４に係る被覆層５の
厚みの方が、各比較例１〜２のそれよりも均一化してい
ることが認められた。

【００３５】

【表２】

【００３６】また、耐酸化性および耐高温腐食性の評価
についても、本実施形態１〜４に係る被覆層５の方が、
表３に示すように、比較例１〜２の酸化量および高温腐
食量よりも相対的に少なくなっていることが認められ
た。なお、耐酸化性のテスト条件は、テストピースを、
温度９５０℃に加熱し、酸化量を調査したものであり、
また対高温腐食性のテスト条件は、テストピースに９０
％ＮａＣｌ＋１０％Ｎａ₂Ｓの塩を塗布し、温度９５０
℃に加熱したものである。

【００３７】

【表３】

【００３８】

【発明の効果】以上述べたように、本発明に係るタービ
ン翼およびその製造方法は、翼有効部を作製するにあた
り、母材としての翼有効部を、マスターインゴットＡの
溶湯で作製するとともに、作製した翼有効部に、溶湯ま
たは大気圧プラズマ溶射法による粉末のマスターインゴ
ットＢ，Ｃで被覆層を形成したので、その層の厚みを均
一に形成することができ、さらに耐酸化性、耐高温腐食
性に対し、従来よりも向上させることができる。

【００３９】また、本発明に係るタービン翼およびその
製造方法は、翼有効部の母材に被覆層を形成させ、母材
と被覆層とを高温等方性加圧接合法により互いに圧接さ
せたので、超高温燃焼ガスに対しても母材から剥離する
ことのない安定した被覆層にすることができる等の優れ
た効果を奏する。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るタービン翼を概略的に示す模式
図。

【図２】本発明に係るタービン翼の被覆層を形成したと
きの、被覆層の厚みの測定位置を示す図。

【符号の説明】

１植込部２シャンク部３翼有効部４母材５被覆層

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】翼有効部に被覆層を形成したタービン翼
において、上記翼有効部は、Ｃｒ１１重量％、Ｍｏ１．
０重量％、Ｔｉ２．６重量％、Ａｌ４．０重量％、Ｃｏ
５．０重量％、Ｗ８．０重量％、Ｔａ６．０重量％、残
部Ｎｉの組成で構成するとともに、上記被覆層は、Ｃｒ
３２．０重量％、Ａｌ１２．０重量％、Ｙ１．０重量
％、残部Ｎｉの組成、およびＣｒ１２．０重量％、Ａｌ
１２．０重量％、Ｃｏ１７．０重量％、Ｈｆ０．１重量
％、Ｙ０．６重量％、残部Ｎｉの組成のいずれかで構成
したことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】翼有効部に被覆層を形成するタービン翼
の製造方法において、予め翼有効部を現実使用の実寸法
よりも相対的に小さな寸法で作製し、その作製した翼有
効部に実寸法に相当する鋳型をセットし、その鋳型に上
記被覆層を構成する材料からなる溶湯を注入して被覆層
を形成することを特徴とするタービン翼の製造方法。
【請求項３】鋳型に注入する溶湯は、Ｃｒ３２．０重
量％、Ａｌ１２．０重量％、Ｙ１．０重量％、残部Ｎｉ
の組成、およびＣｒ１２．０重量％、Ａｌ１２．０重量
％、Ｃｏ１７．０重量％、Ｈｆ０．１重量％、Ｙ０．６
重量％、残部Ｎｉの組成のいずれかであることを特徴と
する請求項２記載のタービン翼の製造方法。
【請求項４】翼有効部に被覆層を形成するタービン翼
の製造方法において、予め翼有効部を現実使用の実寸法
よりも相対的に小さな寸法で作製し、その作製した翼有
効部に実寸法に相当する鋳型をセットし、その鋳型に上
記被覆層を構成する粉末を注入し、その粉末を加熱させ
て上記被覆層を形成することを特徴とするタービン翼の
製造方法。
【請求項５】鋳型に注入する粉末は、Ｃｒ３２．０重
量％、Ａｌ１２．０重量％、Ｙ１．０重量％、残部Ｎｉ
の組成であることを特徴とする請求項４記載のタービン
翼の製造方法。
【請求項６】翼有効部は、単結晶および一方向凝固柱
晶のいずれかで作製することを特徴とする請求項２から
５のいずれか１項記載のタービン翼の製造方法。
【請求項７】翼有効部にセットする鋳型に注入する粉
末は、１３２０℃の温度で加熱することを特徴とする請
求項４または５記載のタービン翼の製造方法。
【請求項８】翼有効部に被覆層を形成するタービン翼
の製造方法において、予め翼有効部を現実使用の実寸法
よりも相対的に小さな寸法で作製し、その作製した翼有
効部に実寸法に相当する鋳型をセットし、その鋳型に上
記被覆層を構成する材料からなる溶湯を注入して被覆層
を形成するとともに、上記翼有効部に対する被覆層を高
温等方性加圧接合法により圧接することを特徴とするタ
ービン翼の製造方法。