KR102130959B1

KR102130959B1 - 터빈 날개의 설계 방법, 터빈 날개의 제조 방법 및 터빈 날개

Info

Publication number: KR102130959B1
Application number: KR1020187027181A
Authority: KR
Inventors: 히데아키 가네코; 겐지 야마모토; 다카노리 가라토; 노리후미 히라타; 나오야 후지타
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2016-03-31
Filing date: 2016-08-22
Publication date: 2020-07-07
Also published as: US20190120060A1; JP2017180376A; KR20180112047A; DE112016006678T5; CN108779680B; US10975700B2; DE112016006678B4; WO2017168777A1; CN108779680A; JP6685800B2

Abstract

터빈 날개를 설계하는 터빈 날개의 설계 방법에 있어서, 가열 온도역과, 크리프 강도와, 결정입도를 관련시킨 상관 데이터가 미리 준비되고, 가열되는 터빈 날개의 온도 분포에 관한 온도 분포 데이터를 취득하는 온도 분포 취득 공정 S11과, 가열되는 터빈 날개에 요구되는 크리프 강도의 분포에 관한 크리프 강도 분포 데이터를 취득하는 크리프 강도 취득 공정 S12와, 온도 분포 데이터 및 크리프 강도 분포 데이터에 근거하여, 상관 데이터로부터, 터빈 날개의 확산 크리프 온도역으로 되는 고온 부위에 있어서의 결정입도를, 기준이 되는 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 설정하고, 터빈 날개의 전위 크리프 온도역으로 되는 저온 부위에 있어서의 결정입도를, 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 설정하는 결정입도 설정 공정 S13을 포함한다.

Description

터빈 날개의 설계 방법, 터빈 날개의 제조 방법 및 터빈 날개

본 발명은 금속 재료를 이용해서 형성되는 터빈 날개의 설계 방법, 터빈 날개의 제조 방법 및 터빈 날개에 관한 것이다.

종래에, 증기 터빈 날개의 날개 선단부를 국소 가열해서, 국소적으로 결정립을 미세화하는 것으로, 고경도부를 국소적으로 형성한 내식성을 갖는 증기 터빈 길이 날개를 제조하는 증기 터빈 길이 날개의 제조 방법이 알려져 있다(예를 들면, 특허문헌 1 참조).

일본 특허 공개 제 2013-170558 호 공보

증기 터빈 날개 외에, 가스 터빈 등의 터빈 날개는 가스 터빈의 운전시에 있어서 고온의 연소 가스에 의해 가열된다. 터빈 날개는, 비교적 광범위한 온도 범위에서의 연소 가스에 가열되는 것으로, 확산 크리프와 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생한다. 확산 크리프는, 고온이 되는 온도역에서 발생하기 쉽고, 한편 전위 크리프는 저온이 되는 온도역에서 발생하기 쉽다. 즉, 터빈 날개는, 고온이 되는 고온 부위에 있어서, 확산 크리프가 지배적으로 되기 쉽고, 저온이 되는 저온 부위에 있어서, 전위 크리프가 지배적으로 되기 쉽다.

여기서, 특허문헌 1의 터빈 날개에서는, 날개 선단부의 결정립을 미세화하고 있지만, 결정립을 미세화하면, 확산 크리프가 지배적인 영역에서 강도가 불리하게 된다. 즉, 날개 선단부가 고온 부위가 되는 경우, 확산 크리프가 지배적으로 되고, 결정립은 미세한 것이기 때문에, 내구성이 저하해 버릴 가능성이 있다.

그래서, 본 발명은, 확산 크리프와 전위 크리프를 포함한 크리프에 대한 내구성의 향상을 도모할 수 있는 터빈 날개의 설계 방법, 터빈 날개의 제조 방법 및 터빈 날개를 제공하는 것을 과제로 한다.

본 발명의 터빈 날개의 설계 방법은, 가열에 의해서 확산 크리프와 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생하는 금속 재료를 이용해서 형성되는 터빈 날개를 설계하는 터빈 날개의 설계 방법에 있어서, 상기 확산 크리프가 상기 전위 크리프보다 발생하기 쉬운 온도역을, 확산 크리프 온도역으로 하고, 상기 전위 크리프가 상기 확산 크리프보다 발생하기 쉽고, 상기 확산 크리프 온도역에 비교해서 저온이 되는 온도역을, 전위 크리프 온도역으로 하고, 상기 확산 크리프 온도역 및 상기 전위 크리프 온도역의 한쪽의 온도역으로부터 다른쪽의 온도역으로 천이하는 온도역을, 천이 온도역으로 하고, 상기 확산 크리프 온도역, 상기 전위 크리프 온도역 및 상기 천이 온도역을 포함한 온도역인 가열 온도역과, 상기 터빈 날개에 발생하는 상기 크리프의 크리프 강도와, 상기 터빈 날개의 상기 금속 재료의 결정입도를 관련지은 상관 데이터가 미리 준비되고, 상기 상관 데이터는, 가열되는 상기 터빈 날개의 온도가 상기 천이 온도역으로 될 때의 소정의 상기 크리프 강도에 대응하는 상기 결정입도를 기준 결정입도로 하면, 가열되는 상기 터빈 날개의 온도가 상기 확산 크리프 온도역일 때, 소정의 상기 크리프 강도에 대응하는 상기 터빈 날개의 상기 결정입도가 상기 기준 결정입도에 비교해서 조립(粗粒)이 되고, 가열되는 상기 터빈 날개의 온도가 상기 전위 크리프 온도역일 때, 소정의 상기 크리프 강도에 대응하는 상기 터빈 날개의 상기 결정입도가 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립(細粒)이 되도록, 상기 가열 온도역, 상기 크리프 강도 및 상기 결정입도를 관련지을 수 있고, 가열되는 상기 터빈 날개의 온도 분포에 관한 온도 분포 데이터를 취득하는 온도 분포 취득 공정과, 가열되는 상기 터빈 날개에 요구되는 상기 크리프 강도의 분포에 관한 크리프 강도 분포 데이터를 취득하는 크리프 강도 취득 공정과, 상기 온도 분포 데이터 및 상기 크리프 강도 분포 데이터에 근거하여, 상기 상관 데이터로부터, 상기 터빈 날개의 상기 확산 크리프 온도역이 되는 고온 부위에 있어서의 상기 결정입도를, 상기 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 설정하고, 상기 터빈 날개의 상기 전위 크리프 온도역이 되는 저온 부위에 있어서의 상기 결정입도를, 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 설정하는 결정입도 설정 공정을 포함하는 것을 특징으로 한다.

이 구성에 의하면, 터빈 날개의 온도 분포 및 크리프 강도 분포에 따라서, 적절한 결정입도를 설정할 수 있다. 즉, 터빈 날개의 고온 부위에 있어서 결정입도를 조립으로 하는 것으로, 확산 크리프에 대해서 내구성을 높게 할 수 있고, 또한 터빈 날개의 저온 부위에 있어 결정입도를 세립으로 하는 것으로, 전위 크리프에 대해서 내구성을 높게 할 수 있다. 이 때문에, 확산 크리프 및 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생하는 터빈 날개의 내구성의 향상을 도모할 수 있다. 또한, 금속 재료로서는, 예를 들면, Ni기 합금 또는 Co기 합금이 적용되지만, 확산 크리프와 전위 크리프가 발생할 수 있는 금속 재료이면, 스테인리스강이라도 좋고, 특히 한정되지 않는다. 또한, 온도 분포 취득 공정과 크리프 강도 취득 공정은, 각 공정의 실시가 서로 전후라도, 온도 분포 취득 공정을 먼저 행해도 좋고, 크리프 강도 취득 공정을 먼저 행해도 좋다.

또한, 상기 터빈 날개는, 기단부측에 마련되는 익근부와, 상기 익근부의 선단부측에 나란히 늘어서 설치되는 익형부를 구비하고, 상기 결정입도 설정 공정에서는, 상기 터빈 날개의 상기 익형부에 있어서, 상기 결정입도를 상기 기단부측으로부터 상기 선단부측으로 향해 조립으로 되도록 설정하는 것이 바람직하다.

이 구성에 의하면, 익형부의 선단부가 고온이 되고, 익형부의 기단부가 저온이 되는 경우, 익형부의 선단부를 조립으로 하는 것으로, 선단부의 확산 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있고, 또한 익형부의 기단부를 세립으로 하는 것으로, 기단부의 전위 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있다.

또한, 상기 터빈 날개는, 상기 익형부의 상기 기단부측의 내부에 설치되는 냉각실과, 상기 익형부의 내부에 있어서, 상기 냉각실의 상기 선단부측에 연통해서 설치되는 복수의 냉각 통로를 더 구비하고, 상기 결정입도 설정 공정에서는, 상기 터빈 날개의 상기 냉각실에 있어서, 상기 결정입도를 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 설정하는 것이 바람직하다.

이 구성에 의하면, 냉각실을 세립으로 하는 것으로, 냉각실의 전위 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있다.

본 발명의 터빈 날개의 제조 방법은, 상기의 터빈 날개의 설계 방법에 따라 설계된 상기 터빈 날개를 제조하는 터빈 날개의 제조 방법에 있어서, 상기 터빈 날개의 주형(鑄型)에, 용융시킨 상기 금속 재료인 용탕을 주탕하는 주탕 공정과, 상기 터빈 날개의 상기 고온 부위의 냉각 속도를, 상기 저온 부위의 냉각 속도에 비교해서 늦게 하고, 상기 터빈 날개의 상기 저온 부위의 냉각 속도를, 상기 고온 부위의 냉각 속도에 비교해서 빠르게 해서, 상기 용탕을 냉각하는 냉각 공정과, 상기 주형을 제거하고, 고화후의 상기 용탕인 상기 터빈 날개를 취출하는 주형 제거 공정을 포함하는 것을 특징으로 한다.

이 구성에 의하면, 터빈 날개의 고온 부위에 있어서의 냉각 속도를 늦게 하는 것으로, 고온 부위의 결정입도를 조립으로 할 수 있고, 터빈 날개의 저온 부위에 있어서의 냉각 속도를 빠르게 하는 것으로, 저온 부위의 결정입도를 세립으로 할 수 있다. 이 때문에, 확산 크리프 및 전위 크리프를 포함한 크리프에 대해서 내구성이 높은 터빈 날개를 제조할 수 있다.

본 발명의 터빈 날개는, 가열에 의해 확산 크리프와 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생하는 금속 재료를 이용해서 형성되는 터빈 날개에 있어서, 상기 확산 크리프가 상기 전위 크리프보다 발생하기 쉬운 확산 크리프 온도역이 되는 고온 부위와, 상기 전위 크리프가 상기 확산 크리프보다 발생하기 쉽고, 상기 확산 크리프 온도역에 비교해서 저온이 되는 전위 크리프 온도역이 되는 저온 부위를 구비하고, 상기 확산 크리프 온도역 및 상기 전위 크리프 온도역의 한쪽의 온도역으로부터 다른쪽의 온도역으로 천이하는 온도역을 천이 온도역으로 하고, 상기 천이 온도역일 때의 상기 터빈 날개의 결정입도를 기준 결정입도로 하면, 상기 고온 부위의 결정입도는, 상기 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 되고, 상기 저온 부위의 결정입도는, 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 되어 있는 것을 특징으로 한다.

이 구성에 의하면, 터빈 날개의 고온 부위에 있어서 결정입도를 조립으로 하는 것으로, 확산 크리프에 대해서 내구성을 높게 할 수 있고, 또한 터빈 날개의 저온 부위에 있어서 결정입도를 세립으로 하는 것으로, 전위 크리프에 대해서 내구성을 높게 할 수 있다. 이 때문에, 확산 크리프 및 전위 크리프를 포함한 크리프에 대해서 내구성이 높은 터빈 날개로 할 수 있다.

또한, 기단부측에 설치되는 익근부와, 상기 익근부의 선단부측에 나란히 늘어서 설치되는 익형부를 더 구비하고, 상기 익형부의 상기 결정입도는 상기 기단부측으로부터 상기 선단부측으로 향해 조립으로 되어 있는 것이 바람직하다.

또한, 상기 익형부의 상기 기단부측의 내부에 설치되는 냉각실과, 상기 익형부의 내부에 있어서, 상기 냉각실의 상기 선단부측에 연통해서 설치되는 복수의 냉각 통로를 더 구비하고, 상기 냉각실은 상기 저온 부위로 되어 있는 것이 바람직하다.

이 구성에 의하면, 저온 부위가 되는 냉각실을 세립으로 하는 것으로, 냉각실의 전위 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있다.

본 발명의 다른 터빈 날개는, 금속 재료를 이용해서 형성되는 터빈 날개에 있어서, 기단부측에 설치되는 익근부와, 상기 익근부의 선단부측에 나란히 늘어서 설치되는 익형부를 구비하고, 상기 익형부의 결정입도는 상기 기단부측으로부터 상기 선단부측으로 향해 조립으로 되어 있는 것을 특징으로 한다.

도 1은 본 실시형태에 관한 터빈 날개를 도시하는 단면도이다.
도 2는 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 설계 방법에 이용되는 상관 데이터에 관한 그래프이다.
도 3은 본 실시형태에 관한 터빈 날개에 부여되는 부하 및 결정입도에 관한 설명도이다.
도 4는 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 설계 방법에 관한 흐름도(flow chart)이다.
도 5는 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 제조 방법에 관한 흐름도이다.
도 6은 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 다른 일례에 관한 설명도이다.
도 7은 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 다른 일례에 관한 설명도이다.

이하에, 본 발명에 관한 실시형태를 도면에 근거해 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시형태에 의해 이 발명이 한정되는 것은 아니다. 또한, 아래와 같이 실시형태에 있어서의 구성요소에는, 당업자가 치환 가능 또한 용이한 것, 또는 실질적으로 동일한 것이 포함된다. 또한, 이하에 기재한 구성요소는 적당 조합하는 것이 가능하고, 또한 실시형태가 다수 있는 경우에는, 각 실시형태를 조합하는 것도 가능하다.

[실시형태]

도 1은 본 실시형태에 관한 터빈 날개를 도시하는 단면도이다. 도 2는 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 설계 방법에 이용되는 상관 데이터에 관한 그래프이다. 도 3은 본 실시형태에 관한 터빈 날개에 부여되는 부하 및 결정입도에 관한 설명도이다. 도 4는 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 설계 방법에 관한 흐름도이다. 도 5는 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 제조 방법에 관한 흐름도이다.

본 실시형태에 관한 터빈 날개(1)는 금속 재료를 이용해서 형성되어 있고, 본 실시형태의 터빈 날개의 설계 방법에 따라 설계되는 것이다. 터빈 날개(1)는, 예를 들면, 가스 터빈에 설치되는 동익이며, 금속 재료로서는, 예를 들면, Ni기 합금 또는 Co기 합금이 적용되어 있다. 먼저, 도 1을 참조하여, 설계 대상이 되는 터빈 날개(1)에 대해 설명한다. 또한, 본 실시형태에서는, 터빈 날개(1)를 동익에 적용해 설명하지만, 정익이어도 좋고, 특히 한정되지 않는다.

도 1에 도시하는 바와 같이, 터빈 날개(1)는, 기단부측으로부터 순서대로, 익근부(11)와, 익형부(12)와, 슈라우드(13)를 포함해서 구성되어 있다.

익근부(11)는, 예를 들면, 트리 형상으로 되어 있고, 가스 터빈의 로터에 장착되는 부위로 되어 있다. 익형부(12)는 익근부(11)의 선단부측에 설치되어 있고, 익근부(11)로부터 선단부측으로 향하여 길이 방향(로터의 직경 방향)으로 연장되어 형성되어 있다.

익형부(12)는, 그 주위면이 익면으로 되어 있고, 이 익면에, 가스 터빈의 연소기에 대해 발생하는 고온의 연소 가스가 불어 부딪친다. 익형부(12)는 길이 방향에 있어서의 길이가 날개 높이로 되어 있다. 슈라우드(13)는, 익형부(12)의 선단측에 설치되고, 연소 가스가 유통하는 케이싱의 내주면에 대향해서 설치되어 있다. 이 슈라우드(13)는 인접하는 다른 터빈 날개(1)의 슈라우드(13)에 연결 가능으로 되어 있다.

또한, 터빈 날개(1)의 내부에는 냉각 구조체(20)가 형성되어 있다. 냉각 구조체(20)는, 익근부(11) 측에 형성되는 냉각 공기 도입 유로(21)와, 냉각 공기 도입 유로(21)에 대해서 익형부(12) 측에 형성되는 냉각실(22)과, 냉각실(22)에 대해서 익형부(12) 측에 형성되는 복수의 냉각 통로(23)를 가지고 있다. 냉각 공기 도입 유로(21)는 익근부(11)의 단면으로부터 냉각실(22)까지 연장되는 유로이며, 터빈 날개(1)의 외부에서 내부에 냉각 공기를 도입하고 있다. 냉각실(22)은 냉각 공기 도입 유로(21)에 연통하고 있고, 냉각 공기 도입 유로(21)로부터 냉각 공기가 도입된다. 또한, 냉각실(22)은 복수의 핀 핀(pin fin)(25)이 설치되어 있다. 복수의 핀 핀(pin fin)(25)은 냉각실(22)내를 유통하는 냉각 공기에 의해서 냉각되는 것에 의해, 터빈 날개(1)의 익형부(12)의 기단측을 냉각한다. 복수의 냉각 통로(23)는 냉각실(22)에 연통하고 있고, 냉각실(22)로부터의 냉각 공기가 유통한다. 복수의 냉각 통로(23)를 유통하는 냉각 공기는 터빈 날개(1)의 익형부(12)의 선단측을 냉각한다. 또한, 복수의 냉각 통로(23)를 유통한 후의 냉각 공기는, 도시하지 않은 리턴 유로에 의해서, 터빈 날개(1)의 익근부(11)로부터 배출되거나, 또는 각 냉각 통로(23)에 연통하는 도시하지 않은 분출 구멍으로부터 터빈 날개(1)의 외측으로 배출되거나 한다.

상기의 터빈 날개(1)는 가스 터빈의 로터에 장착되어 회전되는 것에 의해, 원심력에 의해서 응력이 부여된다. 터빈 날개(1)는 응력이 부여된 상태로 가열되는 것으로 크리프가 발생한다. 이 때문에, 터빈 날개(1)는, 응력 및 가열 온도에 따라 발생하는 크리프에 대해서, 요구 성능을 만족하는 소정의 크리프 강도가 되도록 설계된다.

여기서, 크리프는 확산 크리프와 전위 크리프가 있다. 확산 크리프는 가열 온도가 높은 고온역에 있어서 지배적으로 된다. 즉, 고온역은 확산 크리프가 전위 크리프보다 발생하기 쉬운 온도역(확산 크리프 온도역)이며, 확산 크리프 지배역으로 되어 있다. 또한, 확산 크리프는, 확산 크리프 온도역에 있어서, 터빈 날개(1)를 구성하는 금속 재료의 결정립 직경이 세립으로 되는 만큼(작은 만큼), 크리프 변형 속도가 빨라진다. 환언하면, 확산 크리프 온도역에 있어서, 터빈 날개(1)를 구성하는 금속 재료의 결정립 직경이 조립으로 되는 만큼(큰 만큼), 크리프 변형 속도를 늦게 할 수 있다. 전위 크리프는 가열 온도가 낮은 저온역에 대해 지배적이 된다. 즉, 저온역은 전위 크리프가 확산 크리프보다 발생하기 쉬운 온도역(전위 크리프 온도역)이며, 전위 크리프 지배역으로 되어 있다. 또한, 전위 크리프는, 전위 크리프 온도역에 있어서, 터빈 날개(1)를 구성하는 금속 재료의 결정립 직경이 조립으로 되는 만큼(큰 만큼), 크리프 변형 속도가 빨라진다. 환언하면, 전위 크리프 온도역에 있어서, 터빈 날개(1)를 구성하는 금속 재료의 결정립 직경이 세립으로 되는 만큼(작은 만큼), 크리프 변형 속도를 늦게 할 수 있다. 그리고, 확산 크리프 온도역 및 전위 크리프 온도역의 한쪽의 온도역으로부터 다른쪽의 온도역으로 천이하는 온도역이 천이 온도역으로 되어 있다. 즉, 천이 온도역에 있어서는, 확산 크리프와 전위 크리프와의 발생이 거의 동일 비율이 되는 온도역으로 되어 있다. 또한, 확산 크리프 온도역, 전위 크리프 온도역 및 천이 온도역은 사용하는 금속 재료의 종류에 따라서 상이한 온도역이 된다.

다음에, 도 2를 참조하여, 본 실시형태의 터빈 날개(1)의 설계 방법에 이용되는 상관 데이터에 대해 설명한다. 도 2에 도시하는 바와 같이, 상관 데이터는, 터빈 날개(1)의 가열 온도역과, 터빈 날개(1)에 발생하는 크리프의 크리프 강도와, 터빈 날개(1)의 금속 재료의 결정입도를 관련시킨 데이터로 되어 있다. 도 2는 그 종축이 크리프 강도로 되어 있고, 그 횡축이 입도로 되어 있다. 또한, 라인(L1)이 확산 크리프 온도역으로 되는 고온측의 온도역에 있어서의 크리프 강도의 변화이며, 라인(L2)이 전위 크리프 온도역으로 되는 저온측의 온도역에 있어서의 크리프 강도의 변화이다. 또한, 라인(L1)과 라인(L2)이 교차하는 점이, 천이 온도(천이 온도역)로 되어 있고, 이 천이 온도에 있어서의 결정입도를 기준 결정입도로 한다.

도 2의 상관 데이터에 있어서, 라인(L1)을 보면, 기준 결정입도에 비교해서 조립인 경우, 크리프 강도가 높아지고 있다. 즉, 확산 크리프 온도역에 있어서, 조립으로 되는 경우, 크리프 강도가 높아진다. 한편, 기준 결정입도에 비교해서 세립인 경우, 크리프 강도가 낮아지고 있다. 즉, 확산 크리프 온도역에 있어서, 세립으로 되는 경우, 크리프 강도가 낮아진다. 또한, 라인(L2)을 보면, 기준 결정입도에 비교해서 조립인 경우, 크리프 강도가 낮아지고 있다. 전위 크리프 온도역에 있어서, 조립으로 되는 경우, 크리프 강도가 낮아진다. 한편, 기준 결정입도에 비교해서 세립인 경우, 크리프 강도가 높아지고 있다. 즉, 전위 크리프 온도역에 있어서, 세립으로 되는 경우, 크리프 강도가 높아진다.

다음에, 도 3을 참조하여, 터빈 날개(1)에 부여되는 열 및 응력을 포함한 부하에 대해서 설명함과 동시에, 도 4를 참조하여, 상기의 상관 데이터를 이용하여, 터빈 날개(1)를 설계하는 터빈 날개의 설계 방법에 대해 설명한다.

도 4에 도시하는 바와 같이, 우선, 터빈 날개(1)의 설계 방법에서는, 가스 터빈의 운전시에 있어서 가열되는 터빈 날개(1)의 온도 분포에 관한 온도 분포 데이터를 해석 등에 의해 취득하는 온도 분포 취득 공정(단계 S11)을 실시한다. 본 실시형태에 있어서, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)는, 냉각 구조체(20)를 구비하고 있기 때문에, 온도 분포 취득 공정 S11에서 취득되는 터빈 날개(1)의 온도 분포는, 터빈 날개(1)의 내부측이 저온(전위 크리프 온도역)으로 되고, 외부측에 향해 고온(확산 크리프 온도역)이 되는 온도 분포로 되어 있다. 즉, 터빈 날개(1)는 내부측이 저온 부위가 되고, 외부측이 고온 부위가 된다.

또한, 도 3에 도시하는 바와 같이, 터빈 날개(1)는, 그 익형부(12)의 기단부측이 저온(전위 크리프 온도역)으로 되고, 익형부(12)의 선단부로 향해 고온(확산 크리프 온도역)으로 되는 온도(메탈 온도) 분포로 되어 있다. 즉, 터빈 날개(1)는 기단부측이 저온 부위로 되고, 선단부측이 고온 부위로 된다. 또한, 터빈 날개(1)는 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측에 있어서, 소정의 온도 범위로 되는 저온 부위로 되어 있다. 이 때문에, 터빈 날개(1)는, 익형부(12)의 기단부측으로부터 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측까지 연속적으로 온도가 높아지고, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측에 있어서 온도가 더 높아지고, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측으로부터 익형부(12)의 선단부측까지 연속적으로 온도가 높아지고 있다. 이와 같이, 터빈 날개(1)는, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측을 사이에 두고, 그 전후의 온도가 단계적으로 높아지고 있다.

다음에, 온도 분포 취득 공정 S11의 실시 후, 가열되는 터빈 날개(1)에 요구되는 크리프 강도의 분포에 관한 크리프 강도 분포 데이터를 해석 등에 의해 취득하는 크리프 강도 취득 공정(단계 S12)을 실시한다. 본 실시형태에 있어서, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)는, 그 기단부측의 응력이 높고, 온도가 낮은 저온 고응력측으로 되고, 그 선단부측의 응력이 낮고, 온도가 높은 고온 저응력측이 된다. 즉, 도 3에 도시하는 바와 같이, 터빈 날개(1)는 원심력에 의해서 기단부의 응력이 높고, 선단부로 향해 응력이 낮아지고 있다. 또한, 터빈 날개(1)는, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측에 있어서, 소정의 범위가 되는 응력으로 되어 있다. 이 때문에, 터빈 날개(1)는, 익형부(12)의 기단부측으로부터 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측까지 연속적으로 응력이 낮아지고, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측에 있어서 응력이 한층 더 낮아지고, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측으로부터 익형부(12)의 선단부측까지 연속적으로 응력이 낮아지고 있다. 이와 같이, 터빈 날개(1)는, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측을 사이에 두고, 그 전후의 응력이 단계적으로 낮아지고 있다. 그리고, 크리프 강도 취득 공정 S12에서는, 저온 고응력으로 되는 기단부에 발생하는 크리프를 허용하는 소정의 크리프 강도가 되고, 또한 고온 저응력측이 되는 선단부에 발생하는 크리프를 허용하는 소정의 크리프 강도가 되는 크리프 강도 데이터를 취득한다.

다음에, 크리프 강도 취득 공정 S12의 실시 후, 온도 분포 데이터 및 크리프 강도 데이터에 근거하여, 상기의 상관 데이터로부터, 터빈 날개(1)의 결정입도를 설정하는 결정입도 설정 공정(단계 S13)을 실시한다. 구체적으로, 결정입도 설정 공정 S13에서는, 터빈 날개(1)의 확산 크리프 온도역이 되는 고온 부위에 있어서의 결정입도를, 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 설정하고, 터빈 날개(1)의 전위 크리프 온도역으로 되는 저온 부위에 있어서의 결정입도를, 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 설정하고 있다.

여기서, 도 3에 도시하는 바와 같이, 터빈 날개(1)는, 기단부의 결정입도(결정립 직경)가 세립으로 되고, 선단부로 향해 결정입도가 조립으로 되어 있다. 또한, 터빈 날개(1)는, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측에 있어서, 소정의 범위가 되는 입경으로 되어 있다. 이 때문에, 터빈 날개(1)는, 익형부(12)의 기단부측으로부터 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측까지 연속적으로 입경이 커지고, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측에 있어서 입경이 한층 커지고, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측으로부터 익형부(12)의 선단부측까지 연속적으로 입경이 커지고 있다. 이와 같이, 터빈 날개(1)는, 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 선단부측을 사이에 두고, 그 전후의 입경이 단계적으로 커지고 있다.

또한, 결정입도 설정 공정 S13에서는, 저온 부위로부터 고온 부위에 단계적으로 결정입도가 커지도록 설정했지만, 저온 부위로부터 고온 부위로 연속적으로 결정입도가 커지도록 설정해도 좋고, 특히 한정되지 않는다.

이와 같이, 단계 S11 내지 단계 S13을 실시하는 것으로, 터빈 날개(1)의 설계 방법에 있어서, 터빈 날개(1)의 결정입도를 설정한다.

다음에, 도 5를 참조하여, 상기의 설계 방법에 의해 설계된 터빈 날개(1)를 제조하는 터빈 날개의 제조 방법에 대해 설명한다.

도 5에 도시하는 바와 같이, 우선, 터빈 날개(1)의 제조 방법에서는, 터빈 날개(1)를 형성하기 위한 주형을 준비하는 주형 준비 공정(단계 S21)을 실시한다. 주형 준비 공정 S21에서는, 예를 들면, 주형을 가열로 내에 배치하고, 주형의 예열을 실시하는 것으로, 주물(터빈 날개(1))의 제조시에 주형에 용탕(용융시킨 금속 재료)을 주입했을 때에 주형이 손상하는 것을 억제하고 있다.

주형 준비 공정 S21의 실시 후, 주형의 개구로부터 용탕을 주탕하는 주탕 공정(단계 S22)을 실시한다. 주탕 공정 S22의 실시 후, 용탕을 냉각하는 냉각 공정(단계 S23)을 실시한다. 냉각 공정 S23에서는, 터빈 날개(1)의 고온 부위의 냉각 속도를 저온 부위의 냉각 속도에 비교해서 늦게 하고 있다. 환언하면, 냉각 공정 S23에서는, 터빈 날개(1)의 저온 부위의 냉각 속도를 고온 부위의 냉각 속도에 비교해서 빠르게 하고 있다. 냉각 속도는, 주형의 두께를 조정하거나 주형의 주위에 설치되는 보온 재료의 두께를 조정하거나 하는 것으로, 냉각 속도를 제어하는 것이 가능하다.

냉각 공정 S23의 실시 후, 주형을 제거하고, 고화후의 용탕인 터빈 날개(1)를 취출하는 주형 제거 공정 S24를 실시한다. 주형 제거 공정 S24에서는, 예를 들면, 주형을 파쇄해서 제거하는 것으로, 터빈 날개(1)를 취출하고 있다. 또한, 취출된 터빈 날개(1)는, 적절히 후처리가 실시되는 것으로, 제품으로서의 터빈 날개(1)를 얻을 수 있다.

이러한 제조 방법에 의해 제조된, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)는, 고온 부위의 결정입도가 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 되고, 저온 부위의 결정입도가 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 되어 있다. 구체적으로, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)는, 터빈 날개(1)의 내부측(냉각 구조체(20) 주위)의 결정입도가 세립으로 되고, 터빈 날개(1)의 외부측(표면측)의 결정입도가 내부측에 비교해서 조립으로 되도록 형성되어 있다. 또한, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)는, 도 3에 도시하는 바와 같이 기단부측의 결정입도가 세립으로 되고, 터빈 날개(1)의 선단부측의 결정입도가 기단부측에 비교해서 조립으로 되도록 형성되어 있다. 또한, 터빈 날개(1)는 냉각 구조체(20)의 냉각실(22)의 결정입도가 세립으로 되도록 형성되어 있다.

이상과 같이, 본 실시형태에 의하면, 터빈 날개(1)의 온도 분포 및 크리프 강도 분포에 따라서, 적절한 결정입도를 설정할 수 있다. 즉, 터빈 날개(1)의 고온 부위에 있어서 결정입도를 조립으로 하는 것으로, 확산 크리프에 대해서 내구성을 높게 할 수 있고, 또한 터빈 날개(1)의 저온 부위에 있어서 결정입도를 세립으로 하는 것으로, 전위 크리프에 대해서 내구성을 높게 할 수 있다. 이 때문에, 확산 크리프 및 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생하는 터빈 날개(1)의 내구성의 향상을 도모할 수 있다.

또한, 본 실시형태에 의하면, 익형부(12)의 선단부가 고온으로 되고, 익형부(12)의 기단부가 저온으로 되는 경우, 익형부(12)의 선단부를 조립으로 하는 것으로, 선단부의 확산 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있고, 또한 익형부(12)의 기단부를 세립으로 하는 것으로, 기단부의 전위 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있다.

또한, 본 실시형태에 의하면, 냉각실(22)을 세립으로 하는 것으로, 냉각실(22)의 전위 크리프에 대한 내구성을 높게 할 수 있다.

또한, 본 실시형태에 의하면, 터빈 날개(1)의 고온 부위에 있어서의 냉각 속도를 늦게 하는 것으로, 고온 부위의 결정입도를 조립으로 할 수 있고, 터빈 날개(1)의 저온 부위에 있어서의 냉각 속도를 빠르게 하는 것으로, 저온 부위의 결정입도를 세립으로 할 수 있다. 이 때문에, 확산 크리프 및 전위 크리프를 포함한 크리프에 대해서 내구성이 높은 터빈 날개(1)를 제조할 수 있다.

또한, 본 실시형태에서는, 금속 재료로서 Ni기 합금 또는 Co기 합금 등의 합금을 적용했지만, 확산 크리프와 전위 크리프가 발생할 수 있는 금속 재료이면, 스테인리스강이라도 좋고, 특히 한정되지 않는다. 이 경우, 확산 크리프 온도역, 전위 크리프 온도역 및 천이 온도역은, 사용하는 금속 재료에 따라 상이한 온도역으로 된다.

또한, 본 실시형태에서는, 온도 분포 취득 공정 S11을 먼저 행한 후에, 크리프 강도 취득 공정 S12를 실시했지만, 크리프 강도 취득 공정 S12를 먼저 행한 후, 온도 분포 취득 공정 S11을 실시해도 좋고, 특히 한정되지 않는다.

또한, 본 실시형태의 설계 방법은, 터빈 날개(1)에 적용했지만, 터빈 날개(1)에 한정하지 않고, 배관 등의 다른 제품에 적용해도 좋다.

또한, 본 실시형태에서는, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)의 경우에 대해서 설명했지만, 예를 들면, 도 6에 도시하는 터빈 날개(30) 및 도 7에 도시하는 터빈 날개(40)에 적용해도 좋다. 도 6 및 도 7은 본 실시형태에 관한 터빈 날개의 다른 일례에 관한 설명도이다.

도 6에 도시하는 터빈 날개(30)는, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)의 냉각 구조체(20)에 있어서, 냉각실(22)을 생략한 구성으로 되어 있다. 즉, 도 6에 도시하는 터빈 날개(30)에 있어서, 내부에 설치되는 냉각 구조체(20)는, 냉각 공기 도입 유로(21)와, 냉각 공기 도입 유로(21)에 대해서 익형부(12) 측에 형성되는 복수의 냉각 통로(23)를 구비하고 있다. 또한, 냉각 공기 도입 유로(21) 및 복수의 냉각 통로(23)는 도 1과 동일하기 때문에, 설명을 생략한다.

도 6에 도시하는 터빈 날개(30)에 있어서, 가열에 의한 터빈 날개(30)의 온도 분포는, 터빈 날개(30)의 내부측이 저온(전위 크리프 온도역)으로 되고, 외부측으로 향해 고온(확산 크리프 온도역)으로 되는 온도 분포로 되어 있다. 또한, 터빈 날개(30)는, 기단부측이 저온(전위 크리프 온도역)으로 되고, 선단부로 향해 연속적으로 고온(확산 크리프 온도역)으로 되는 온도 분포로 되어 있다. 즉, 터빈 날개(30)는, 기단부측이 저온 부위로 되고, 선단부측이 고온 부위로 된다.

도 6에 도시하는 터빈 날개(30)는, 그 기단부측이, 응력이 높은 고응력측이 되고, 그 선단부측이, 응력이 낮은 저응력측이 된다. 그리고, 터빈 날개(30)는, 기단부측으로부터 선단부측으로 향해 연속적으로 응력이 낮아지고 있다.

또한, 도 6에 도시하는 터빈 날개(30)는, 기단부측의 결정입도가 세립으로 되고, 터빈 날개(1)의 선단부측의 결정입도가 기단부측에 비교해서 조립으로 되도록 형성되어 있다. 그리고, 터빈 날개(30)는, 기단부측으로부터 선단부측으로 향해 연속적으로 입도가 커지도록 형성되어 있다.

도 7에 도시하는 터빈 날개(40)는, 도 1에 도시하는 터빈 날개(1)의 냉각 구조체(20)를 생략한 구성으로 되어 있다. 즉, 도 7에 도시하는 터빈 날개(40)는, 내부가 중실로 되는 무냉각의 터빈 날개로 되어 있다. 도 7의 터빈 날개(40)는, 온도 분포, 응력 분포 및 결정입도의 분포가, 도 6의 터빈 날개(30)와 동일하게 되어 있기 때문에, 설명을 생략한다.

1, 30, 40: 터빈 날개
11: 익근부
12: 익형부
13: 슈라우드
20: 냉각 구조체
21: 냉각 공기 도입 유로
22: 냉각실
23: 냉각 통로
25: 핀 핀(pin fin)

Claims

가열에 의해서 확산 크리프와 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생하는 금속 재료를 이용해서 형성되는 터빈 날개를 설계하는 터빈 날개의 설계 방법에 있어서,
상기 확산 크리프가 상기 전위 크리프보다 발생하기 쉬운 온도역을, 확산 크리프 온도역으로 하고,
상기 전위 크리프가 상기 확산 크리프보다 발생하기 쉽고, 상기 확산 크리프 온도역에 비교해서 저온이 되는 온도역을, 전위 크리프 온도역으로 하고,
상기 확산 크리프 온도역 및 상기 전위 크리프 온도역의 한쪽의 온도역으로부터 다른쪽의 온도역으로 천이하는 온도역을, 천이 온도역으로 하고,
상기 확산 크리프 온도역, 상기 전위 크리프 온도역 및 상기 천이 온도역을 포함한 온도역인 가열 온도역과, 상기 터빈 날개에 발생하는 상기 크리프의 크리프 강도와, 상기 터빈 날개의 상기 금속 재료의 결정입도를 관련시킨 상관 데이터가 미리 준비되고,
상기 상관 데이터는,
가열되는 상기 터빈 날개의 온도가 상기 천이 온도역으로 될 때의 소정의 상기 크리프 강도에 대응하는 상기 결정입도를 기준 결정입도로 하면,
가열되는 상기 터빈 날개의 온도가 상기 확산 크리프 온도역일 때, 소정의 상기 크리프 강도에 대응하는 상기 터빈 날개의 상기 결정입도가 상기 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 되고,
가열되는 상기 터빈 날개의 온도가 상기 전위 크리프 온도역일 때, 소정의 상기 크리프 강도에 대응하는 상기 터빈 날개의 상기 결정입도가 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 되도록, 상기 가열 온도역, 상기 크리프 강도 및 상기 결정입도를 관련지을 수 있고,
가열되는 상기 터빈 날개의 온도 분포에 관한 온도 분포 데이터를 취득하는 온도 분포 취득 공정과,
가열되는 상기 터빈 날개에 요구되는 상기 크리프 강도의 분포에 관한 크리프 강도 분포 데이터를 취득하는 크리프 강도 취득 공정과,
상기 온도 분포 데이터 및 상기 크리프 강도 분포 데이터에 근거하여, 상기 상관 데이터로부터, 상기 터빈 날개의 상기 확산 크리프 온도역이 되는 고온 부위에 있어서의 상기 결정입도를, 상기 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 설정하고, 상기 터빈 날개의 상기 전위 크리프 온도역이 되는 저온 부위에 있어서의 상기 결정입도를, 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 설정하는 결정입도 설정 공정을 포함하는 것을 특징으로 하는
터빈 날개의 설계 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 터빈 날개는, 기단부측에 설치되는 익근부와, 상기 익근부의 선단부측에 나란히 늘어서 설치되는 익형부를 구비하고,
상기 결정입도 설정 공정에서는, 상기 터빈 날개의 상기 익형부에 있어서, 상기 결정입도를 상기 기단부측으로부터 상기 선단부측으로 향해 조립으로 되도록 설정하는 것을 특징으로 하는
터빈 날개의 설계 방법.
제 2 항에 있어서,
상기 터빈 날개는, 상기 익형부의 상기 기단부측의 내부에 설치되는 냉각실과, 상기 익형부의 내부에 있어서, 상기 냉각실의 상기 선단부측에 연통해서 설치되는 복수의 냉각 통로를 더 구비하고,
상기 결정입도 설정 공정에서는, 상기 터빈 날개의 상기 냉각실에 있어서, 상기 결정입도를 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 설정하는 것을 특징으로 하는
터빈 날개의 설계 방법.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈 날개의 설계 방법에 따라 설계된 상기 터빈 날개를 제조하는 터빈 날개의 제조 방법에 있어서,
상기 터빈 날개의 주형에, 용융시킨 상기 금속 재료인 용탕을 주탕하는 주탕 공정과,
상기 터빈 날개의 상기 고온 부위의 냉각 속도를, 상기 저온 부위의 냉각 속도에 비교해서 늦게 하고, 상기 터빈 날개의 상기 저온 부위의 냉각 속도를, 상기 고온 부위의 냉각 속도에 비교해서 빠르게 하고, 상기 용탕을 냉각하는 냉각 공정과,
상기 주형을 제거하고, 고화후의 상기 용탕인 상기 터빈 날개를 취출하는 주형 제거 공정을 포함하는 것을 특징으로 하는
터빈 날개의 제조 방법.
가열에 의해서 확산 크리프와 전위 크리프를 포함한 크리프가 발생하는 금속 재료를 이용해서 형성되는 터빈 날개에 있어서,
상기 확산 크리프가 상기 전위 크리프보다 발생하기 쉬운 확산 크리프 온도역으로 되는 고온 부위와,
상기 전위 크리프가 상기 확산 크리프보다 발생하기 쉽고, 상기 확산 크리프 온도역에 비교해서 저온으로 되는 전위 크리프 온도역으로 되는 저온 부위를 구비하며,
상기 확산 크리프 온도역 및 상기 전위 크리프 온도역의 한쪽의 온도역으로부터 다른쪽의 온도역으로 천이하는 온도역을 천이 온도역으로 하고, 상기 천이 온도역일 때의 상기 터빈 날개에 발생하는 크리프의 소정의 크리프 강도에 대응하는 상기 터빈 날개의 결정입도를 기준 결정입도로 하면,
상기 고온 부위의 결정입도는, 소정의 상기 크리프 강도에 있어서의 상기 기준 결정입도에 비교해서 조립으로 되고,
상기 저온 부위의 결정입도는, 소정의 상기 크리프 강도에 있어서의 상기 기준 결정입도에 비교해서 세립으로 되어 있는 것을 특징으로 하는
터빈 날개.
제 5 항에 있어서,
기단부측에 설치되는 익근부와,
상기 익근부의 선단부측에 나란히 늘어서 설치되는 익형부를 더 구비하고,
상기 익형부의 상기 결정입도는, 상기 기단부측으로부터 상기 선단부측으로 향해 조립으로 되어 있는 것을 특징으로 하는
터빈 날개.
제 6 항에 있어서,
상기 익형부의 상기 기단부측의 내부에 설치되는 냉각실과,
상기 익형부의 내부에 있어서, 상기 냉각실의 상기 선단부측에 연통해서 설치되는 복수의 냉각 통로를 더 구비하고,
상기 냉각실은 상기 저온 부위로 되어 있는 것을 특징으로 하는
터빈 날개.
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