JPS62267043A

JPS62267043A - タ−ビン翼の鍛造方法

Info

Publication number: JPS62267043A
Application number: JP10940386A
Authority: JP
Inventors: Takao Mizoi; 溝井　貴夫; Katsukuni Kuno; 久野　勝邦
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 1986-05-15
Filing date: 1986-05-15
Publication date: 1987-11-19
Anticipated expiration: 2009-12-14
Also published as: JPH06102244B2

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。

Description

【発明の詳細な説明】〔産業上の利用分野〕本発明は蒸気タービン用長翼の型打鍛造方法に係り、特
に熱間加工性の悪いチタン合金の型打鍛造に好適な長翼
の鍛造方法に関するものである。

〔従来技術〕

従来の型打鍛造法は、鍛造機に取り付けられた上、下金
型番１個を用いて型打ちする方法であり、各金型は動翼
形状に合わせて雌形が彫られ、第５図に示す鍛造丸素材
３を供給して、プレス（第６図）を用いまたは打撃によ
り型打成型を行い、第７図に示すタービン動翼素材３ａ
を製造している。

第６図に示した１は上型（詳しくは上金型）、２は下金
型である。

第７図（Ａ）は平面図、同（Ｂ）は側面図、同（Ｃ）は
端面図である。

この種の型打鍛造に関しては１例えば特公昭５９−１１
３７５号公報および特開昭６０−１８４４４５号に記載
の技術が公知である。

第８図は従来技術に係るタービン翼プレス型の一例を示
し、（Ｄ）は平面図である。（Ｅ）。

（Ｈ）、（Ｋ）はそれぞれＥ−Ｅ面、ｌ−１−Ｈ面。

Ｋ−に面の断面図を示す。Ｊは鍛造面、矢印Ｆは鍛造方
向を表わしている。

第８図（Ｌ）　）の状態で上型１を取り除き、下型２の
上に棒状の素材３（第５図）を置くと第９図（■７）の
如くである。この状態（Ｌ）の下型の上に上型１を位置
せしめて、Ｅ−Ｅ断面、Ｈ−Ｈ断面、に−に断面を描く
と、それぞれ本第９図（Ｅ）。

（１，（Ｋ）の如くになる。

この状ＩＩＩＡ（第９図）で、上型１を圧下し、素材３
を塑性変形させて第７図の製品を得るのであるが１例え
ばチタン合金や１２Ｃｒ不銹鋼などのように熱間加工性
の悪い材料を用いて鍛造を行うには大容量のプレス或い
はハンマを必要とする。

〔発明が解決しようとする問題点〕

第１０図は、チタン合金型鍛造の被鍛造部面と必要＠迫
力の関係をシュミレーションテストにより求めたもので
ある。例えば、被鍛造面積が約２４００ｍｍ”を有する
４０インチチタン合金の場合ハンマー能力換算必要鍛造
力は約６３ｔ−ｍであり１国内現有設備は３５〜４０ｍ
−ｔであるがら、従来鍛造法では約２倍の力が必要とな
る。第１１図は鍛造方向と製品面の傾きと鍛造力との関
係をモデルテストにより求めた結果であり、傾き角度が
５０°を越えると鍛造力が極端に低下することを示して
いるにれらの図表から理解出来るように、チタン合金の素材を
用いて鍛造を行うには非常に大きいプレス力を必要とす
る。即ち、大規模なプレス設備を必要とし、設備コスト
が莫大となる。

また、１回の鍛造工程で成型が困難である為に加熱、成
形を繰り返すと結晶粒子が生長して粗大となり、機械的
性質が低下する。

更に、前記の図表から明らかなように、被鍛造面の法線
が抑圧方向（鍛造方向）に対して傾いていると、加工能
力が著しく低下する。

タービン翼は立体的な捩れ角を有する部材である為、被
鍛造面と鍛造方向との関係について、鍛造困難な個所と
鍛造容易な個所との発生を避は難い。このため、翼の根
元から先端島での捩れ角が９０”に近いものは、従来技
術による鍛造成型が非常に困難であった。

本発明は上述の事情に鑑みて為されたもので、例えばチ
タン合金や１２Ｃｒ鋼などの熱間加工性の悪い材料を用
いて、再加熱による結晶粒子の粗大化を生じる虞れ悪く
、小容量の鍛造設備によって健全、高精度のタービン翼
を鍛造する方法を提供しようとするものである。

〔問題点を解決するための手段〕

」二足の目的を達成するため、本発明の鍛造方法は、上
型と下型とを用いて、加熱された棒状素材を扁平に変形
させてタービン翼を鍛造する方法において、ａ、タービン翼の仕上形状について、その表面をほぼ等
面積の複数の区域に分割し。

ｂ、前記の七、下型をそれぞれ前記複数の区域に対応せ
しめて分割し、ｃ、上記の分割された上、下型を用いて前記の素材を区
域ごとに複数回繰り返して鍛造することを特徴とする。

〔作用〕

上記の方法によれば、タービン翼を複数の区域に分けて
、それぞれに鍛造を行うので、小規模の鍛造設備であっ
ても、熱間加工性の悪い材料を用いて容易に鍛造するこ
とが出来る。すなわち、分割型の採用により、設置Ｎ容
量に応じて一回毎の鍛造面積を決めることが出来、チタ
ン合金の様に熱間加工性が悪い材料のタービン長翼でも
型打鍛造を可能にすることが出来る。

特に、分割型採用により鍛造方向に対する製品の面が調
整出来る。即ち、従来技術に係る一型全形状鍛造では型
側の形状により型打角度も制限されたが、分割法では鍛
造部分以外はフリーとなるため、例えば、タービン動翼
の様に先端部が急傾斜になっていても変曲部に近い所で
分割が出来る品ため、１１逍の面を鍛造方向に近づけることが出来、１
金型、１回加熱、１回鍛造で必要寸法を得ることが可能
となる。

〔実施例〕

次に、第１図乃至第４図を参照しつつ、本発明方法の一
実施例について説明する。

本実施例においては、第５図に示したような棒状（詳し
くは、段付丸棒状）の素材３を用いて第７図に示すよう
なタービン翼を成型するのに、先ず第２図に示すように
根元側半分の鍛造範囲Ｇ１をの鍛造成形し、次いで第１図のように先端側半分の鍛造
範囲Ｇ２を鍛造成型する。図示のＧ３はラップ部分であ
る。

第２図に示したＧ１範囲の第１回鍛造は、完成品（第７
図）の表面積の約１／２の部分に対応する上型と下型と
によって行う。第３図は上記Ｇ１範囲を鍛造する為に構
成した金型を示す。

第３図（Ｑ）は、丁形２ａの平面図である。この上に上
型１ａを置いてＲ−Ｒ面、Ｓ−Ｓ面で切断すると第３図
（Ｒ）、同（Ｓ）の如くである。

Ｊは鍛造面を示す。

第２図に示した未鍛造部Ｇ２を加熱し、第４図に示した
金型２ａ、２ｂで腋部を鍛造成型して第１図の製品を得
る。

第４図（Ｔ）は下型２ｂの平面図である。該下型２ｂの
上に上型２ａを置いて、Ｕ−Ｕ面、Ｔ−Ｔ面、Ｓ−Ｓ面
で切断したところを第４図（Ｕ）。

（Ｔ）、（Ｓ）に示す。

本発明を実施する際、前記の上、下型は−、第４図（Ｔ
）に示した０２部分のみの構成とすることも出来る。

また、図示Ｇ３．Ｇ４．Ｇ５の如く三つの区分すること
も出来る。図示を省略するが、四つ、著しくはそれ以上
に区分してもよい。区分個数を多くするほど、小形設備
による大形タービン翼の鍛造が容易になる。いずれの場
合においても、完成品表面積をほぼ等分するように区分
するニラツブ部分を設けても良い。

本実施例の金型（上型１ｂおよび下型２ｂ）は、第４図
（Ｔ）に示した６２区域を鍛造型として構成し、かつ、
図示Ｇ１−７部分については次のように構成する。

即ち、第１図に示したような既成形部分Ｇ１に対して、
微小クリアランスを介して対向する雌形（第４図（Ｔ）
のＧｌ’部分）を一体に構成する。

このようにして鍛造加工を行うと、第２図鍛造範囲Ｇ２
を鍛造する際、既鍛造部分Ｇ１が上記の雌形部で保持さ
れるので曲りを防止することが出来る。

また、第１図に示した鍛造加工のラップ部分Ｇ３を設け
、ておくと分割鍛造によって生ずると予想される境界部
のずれを防止する効果がある。

また１本発明方法を適用して、タービン翼と複数の区域
に分割し、それぞれの区域について分割鍛造する場合、
成る区域について１回のみで鍛造成形することが困難で
あれば該区域のみを２回にわけて鍛造することもできる
。このようにすると被鍛造面を段階的に鍛造方向に接近
させることが容易である。

〔発明の効果〕

以上説明したように、本発明の鍛造方法によれば例えば
チタン合金や１２Ｃｒ鋼などの熱間加工性の悪い材料を
用いて、再加熱による結晶粒子の粗大化を生じる虞れ悪
く、小容散の鍛造設備によって健全、高精度のタービン
翼を鍛造することが出来るという優れた実用的効果を奏
する。

【図面の簡単な説明】

第１図及び第２図は、本発明の一実施例におけるタービ
ン翼の加工段階を説明するための斜視図である。第３図は上記実施例における第１回鍛造用の金型の説明
図、第４図は同じく第２回鍛造用の金型の説明図である
。第５図はタービン翼鍛造用素材の斜視図、第６図は鍛造
用機械の概要的な正面図である。第７図はタービン翼鍛造完了品の３面図である。第８図は先行技術におけるタービン翼鍛造用金型の説明
図、第９図は同じく鍛造加工状態の説明図である。第１
０図及び第１１図は段進における技術的問題点を説明す
るための図表である。１・・・従来例のタービン翼鍛造用の上型、２・・・同
じく下型、ｌａ、ｌｂ・・・本発明の一実施例における
タービン翼鍛造用の上型、２ａ、２ｂ・・・同じく下型
、３・・・鍛造用の素材。

Claims

【特許請求の範囲】１、上型と下型とを用いて、加熱された棒状素材を扁平
に変形させてタービン翼を鍛造する方法において、ａ、タービン翼の仕上形状について、その表面をほぼ等
面積の複数の区域に分割し、ｂ、前記の上、下型をそれぞれ前記複数の区域に対応せ
しめて分割し、ｃ、上記の分割された上、下型を用いて前記の素材を区
域ごとに複数回繰り返して鍛造することを特徴とする、
タービン翼の鍛造方法。２、前記の等面積の複数の区域は、これを２区域とした
ことを特徴とする、特許請求の範囲第１項に記載のター
ビン翼鍛造方法。３、前記の等面積の複数の区域は、これを３以上とした
ことを特徴とする、特許請求の範囲第１項に記載のター
ビン翼鍛造方法。４、前記のｃ項における複数の区域の少なくとも１区域
については、当該１区域について複数種類の上、下型を
用いて複数回の鍛造を行い、各回ごとに被鍛造面の方向
を変えて該被鍛造面を鍛造方法に接近させることを特徴
とする、特許請求の範囲第１項に記載のタービン翼鍛造
方法。５、前記ｂ項の複数区域のそれぞれに対応せしめて分割
した上、下型は、隣接する区域にラップさせて構成した
ものであることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記
載のタービン翼鍛造方法。６、前記ｂ項の複数区域のそれぞれに対応せしめて分割
した複数組の上、下型の内の少なくとも１組は、鍛造す
べき区域以外の被加工部分に対してクリアランスを介し
て対向するサポート部材を一体に連設したものであるこ
とを特徴とする、許請求の範囲第１項に記載のタービン
翼鍛造方法。