JPS62165510A - タ−ビン翼 - Google Patents
タ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS62165510A JPS62165510A JP667786A JP667786A JPS62165510A JP S62165510 A JPS62165510 A JP S62165510A JP 667786 A JP667786 A JP 667786A JP 667786 A JP667786 A JP 667786A JP S62165510 A JPS62165510 A JP S62165510A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine blade
- leading edge
- hardened layer
- blade
- blade tip
- 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
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Physical Vapour Deposition (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明はタービン翼に関し、特にチタン系合金からなる
タービン翼の改良に関する。
タービン翼の改良に関する。
近年、発電効率の数百等にともない蒸気タービンの低圧
側では長大なタービン束が必要となり、材料に要求され
る特性はより苛酷となっている。
側では長大なタービン束が必要となり、材料に要求され
る特性はより苛酷となっている。
従来、蒸気タービン翼材料としては１２Ｃｒ鋼が用いら
れていたが、１２Ｃｒｔｉ４では上記の制約条件下では
強度不足が生じ、かつロータへの負荷が過大となり、今
後の大型化へは適用が困難であった。
れていたが、１２Ｃｒｔｉ４では上記の制約条件下では
強度不足が生じ、かつロータへの負荷が過大となり、今
後の大型化へは適用が困難であった。
この様な点から比強度（強度／比重）の大きいチタン合
金の翼材料への適用が進んでいる。つまり、チタン合金
の強度は従来の１２Ｃｒｍと同程度であり、さらに、比
強度が高いため翼の回転による遠心力が低減され、ロー
タへの過負荷の問題も除かれる。このように、チタン合
金は今後の翼の長大化にともない実用上有効なものであ
る。
金の翼材料への適用が進んでいる。つまり、チタン合金
の強度は従来の１２Ｃｒｍと同程度であり、さらに、比
強度が高いため翼の回転による遠心力が低減され、ロー
タへの過負荷の問題も除かれる。このように、チタン合
金は今後の翼の長大化にともない実用上有効なものであ
る。
−万、低圧部では、作動時の蒸気流中に含まれる凝水滴
の高速衝突によるエロージョン損耗が著しいため、従来
の１２０ｒｍをタービン買板として用いた場合は耐エロ
ージヨン性の優れたステライト合金等をエロージョンシ
ールド板として翼先端前縁部にロウ付または旧接等を施
し保護している。
の高速衝突によるエロージョン損耗が著しいため、従来
の１２０ｒｍをタービン買板として用いた場合は耐エロ
ージヨン性の優れたステライト合金等をエロージョンシ
ールド板として翼先端前縁部にロウ付または旧接等を施
し保護している。
しかし、上記チタン系合金をタービン翼材として用い、
そのエロージョンシールド板としてステライ［・を用い
た一合、ロウ付では接合部の強度が不足し、溶接ではそ
の接合部は溶接脆化が生じ易く、いずれも使用上問題が
ある。
そのエロージョンシールド板としてステライ［・を用い
た一合、ロウ付では接合部の強度が不足し、溶接ではそ
の接合部は溶接脆化が生じ易く、いずれも使用上問題が
ある。
［発明の目的］
本発明はこのような点に鑑み、チタン系合金からなるタ
ービン翼の少なくとも翼先端前縁部に硬質化した硬化層
を設け、優れた耐エロージヨン性をイＴするタービン翼
を１１することを目的とする。
ービン翼の少なくとも翼先端前縁部に硬質化した硬化層
を設け、優れた耐エロージヨン性をイＴするタービン翼
を１１することを目的とする。
（発明の概要〕
上記目的を達成するため本発明は、チタン系合金からな
るタービン翼において、このタービン翼の少なくとも翼
先端前縁部に、イオン注入で強制ひずみを与えることに
よる硬化層が形成されていることを特徴とする。
るタービン翼において、このタービン翼の少なくとも翼
先端前縁部に、イオン注入で強制ひずみを与えることに
よる硬化層が形成されていることを特徴とする。
（発明の実施例）
図は本発明に係るタービン翼の一実施例を示す斜視図で
ある。図において、チタン系合金からなるタービン翼１
の翼先端前縁部には、ｔｉ質化したＩａ’化層２が形成
されている。すなわち、機械加工または晴密＠造によっ
て形成したチタン系合金からなるタービン翼１の少なく
とも翼先端前縁部には、イオン加速装置等を用いてＣ１
またはＮ＋のイオンが注入され、このイオン注入により
強制ひずみを与えることにより硬質化した硬化層２が形
成されている。
ある。図において、チタン系合金からなるタービン翼１
の翼先端前縁部には、ｔｉ質化したＩａ’化層２が形成
されている。すなわち、機械加工または晴密＠造によっ
て形成したチタン系合金からなるタービン翼１の少なく
とも翼先端前縁部には、イオン加速装置等を用いてＣ１
またはＮ＋のイオンが注入され、このイオン注入により
強制ひずみを与えることにより硬質化した硬化層２が形
成されている。
しかして、イオン注入による固溶効果、またＴｉＣ，Ｔ
ｉＮ等の析出の効果により、従来の溶体化時効処理材に
比べて翼先端前縁部の強度等が向上される。また、ガス
窒化等の伯の表面処理に比較してイオン注入は、低温処
理であり、ｊ゛法毎度の点でも有利となる。
ｉＮ等の析出の効果により、従来の溶体化時効処理材に
比べて翼先端前縁部の強度等が向上される。また、ガス
窒化等の伯の表面処理に比較してイオン注入は、低温処
理であり、ｊ゛法毎度の点でも有利となる。
第１表は、上述だようにして製造されたタービン翼１の
キャビテーション・エロージョン試験の結果を比較例と
あわせて示したものである。
キャビテーション・エロージョン試験の結果を比較例と
あわせて示したものである。
なお、キャビテーション・エロージョン試験としては、
半成法（学術振興会９７委５７１会で設定）の磁歪娠勤
型キレビテーション・エロージョン試験装置を用い、試
験条件は振動周波数６．５ＫＨ２１振動Ｗｌ＠１００ｔ
ｌ′ｒｒＬ１試験液純水、液温２４±１℃、試験時間１
８０分とした。
半成法（学術振興会９７委５７１会で設定）の磁歪娠勤
型キレビテーション・エロージョン試験装置を用い、試
験条件は振動周波数６．５ＫＨ２１振動Ｗｌ＠１００ｔ
ｌ′ｒｒＬ１試験液純水、液温２４±１℃、試験時間１
８０分とした。
この第１表から明らかなように、本発明においては従来
の焼鈍、溶体化一時効処理を行なった比較例１〜３に比
し優れた耐エロージヨン性を有する。
の焼鈍、溶体化一時効処理を行なった比較例１〜３に比
し優れた耐エロージヨン性を有する。
以上説明したように、本発明においてはチタン系合金か
らなるタービン翼の少なくとも翼先端前縁部に、イオン
注入で強制ひずみを与えることにより硬化層が形成され
ているので、この硬化層により当該部の耐エロージヨン
性を一段と向上せしめることができて、耐エロージヨン
性に優れたタービン翼を得ることができ、寿命の長期化
を図ることができる。
らなるタービン翼の少なくとも翼先端前縁部に、イオン
注入で強制ひずみを与えることにより硬化層が形成され
ているので、この硬化層により当該部の耐エロージヨン
性を一段と向上せしめることができて、耐エロージヨン
性に優れたタービン翼を得ることができ、寿命の長期化
を図ることができる。
図面は本発明のタービン翼の一実施例を示す斜、夜回で
ある。 １・・・タービン翼、２・・・硬化層。
ある。 １・・・タービン翼、２・・・硬化層。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、チタン系合金からなるタービン翼において、このタ
ービン翼の少なくとも翼先端前縁部に、イオン注入で強
制ひずみを与えることによる硬化層が形成されているこ
とを特徴とするタービン翼。 ２、イオンはＣ＾＋またはＮ＾＋であることを特徴とす
る特許請求の範囲第１項記載のタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP667786A JPS62165510A (ja) | 1986-01-16 | 1986-01-16 | タ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP667786A JPS62165510A (ja) | 1986-01-16 | 1986-01-16 | タ−ビン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62165510A true JPS62165510A (ja) | 1987-07-22 |
Family
ID=11644992
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP667786A Pending JPS62165510A (ja) | 1986-01-16 | 1986-01-16 | タ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62165510A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2680630C1 (ru) * | 2018-05-08 | 2019-02-25 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Способ ионно-имплантационной обработки моноколеса компрессора с лопатками из титановых сплавов |
-
1986
- 1986-01-16 JP JP667786A patent/JPS62165510A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2680630C1 (ru) * | 2018-05-08 | 2019-02-25 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Способ ионно-имплантационной обработки моноколеса компрессора с лопатками из титановых сплавов |
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