KR20200036061A

KR20200036061A - 터빈 동익 및 터빈 동익의 부재

Info

Publication number: KR20200036061A
Application number: KR1020207009066A
Authority: KR
Inventors: 아츠오 오타; 신야 이마노
Original assignee: 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤
Priority date: 2015-09-14
Filing date: 2015-09-14
Publication date: 2020-04-06
Also published as: KR20180021166A; WO2017046851A1; KR102215266B1; CN107849672B; EP3351651B1; CN107849672A; RU2689307C1; RU2689307C9; JP6810694B2; US20180209026A1; JPWO2017046851A1; EP3351651A4; US20200277692A1; EP3351651A1

Abstract

Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익의 제조 방법에 있어서, 가공성이 우수하고, 냉각 구조의 설계 자유도가 높은 터빈 동익의 제조 방법을 제공한다.
본 발명의 Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익에 있어서, 터빈 동익은 적어도 2개의 부재로 형성되어 있고, 부재는 각각 냉각 유체의 냉각 통로가 되는 냉각 구조 구성부가 형성되어 있으며, 부재를 일체화 한 접합부를 가지며, 접합부가 단조 조직을 갖고, 상기 접합부를 포함한 날개 전체에서 단조 조직을 갖는 것을 특징으로 한다.

Description

터빈 동익 및 터빈 동익의 부재{TURBINE ROTOR BLADE AND MEMBERS OF TURBINE ROTOR BLADE}

본 발명은, 터빈 동익 및 터빈 동익의 부재에 관한 것이다.

저탄소 사회의 실현을 위해, 화력 발전 플랜트의 고효율화가 요구되고 있다. 가스 터빈은 부하 추종성이 높다는 점에서 불안정한 공급 전력원인 재생 가능 에너지에 대해 유효하다. 또한, 높은 배기 온도를 이용하여, 증기 터빈과 조합함으로써 고효율화를 가능하게 한 복합 사이클이 실용화되어, 더 한층의 수요가 예상된다.

가스 터빈의 구성 요소 중 하나인 동익에서는, 날개 길이의 확대 등 환체 면적을 증가시킴으로써 고효율화가 가능해진다. 그러나, 날개 길이를 확대함으로써 원심 응력이 증가하기 때문에, 특히 후단 동익의 루트부에 있어서, 종래의 Ni기 정밀 주조 날개에서는 인장 강도가 부족하다. 근년, Ni기 정밀 주조재와 동등한 크리프 내용 온도와 1.5배 이상의 인장 강도를 갖는 고강도 Ni기 단조재가 개발되고, 유럽에서는 항공기용으로 실용화가 진행되고 있다. 고강도 Ni기 단조재는 고온 강도가 높고 가공성이 낮다는 점에서 소형품의 제조에 한정되어 있었지만, 하기 특허문헌 1의 기술을 사용함으로써 가공성이 비약적으로 개선되었다. 이에 의해, 고강도 Ni기 단조 합금의 가스 터빈 동익 적용이 가능해져, 날개 길이 확대가 기대된다.

더 한층의 고효율화를 위해 연소 온도의 향상이 유효하다. 이에 수반하여 동익의 내용 온도도 높아지기 때문에 냉각 기능의 부여가 필요해진다. 일반적으로는, 날개 내부에 중공 구조를 형성하여 냉각 매체를 흐르게 함으로써, 내부로부터 냉각하는 냉각 방법이 채용되어 있다. 냉각 효율을 높이기 위해, 180도의 구부러짐부를 갖는 서펜타인 냉각 유로의 채용이나 리브 구조의 부여 등이 행해진다. 정밀 주조 날개에서는, 주형 내부에 냉각 유로를 본뜬 코어를 설치한 상태에서 주입하고, 응고 후에 코어를 제거함으로써 복잡한 냉각 유로를 형성하고 있다. 그러나, 단조 날개의 경우, 날개 형상 성형 후에 냉각 유로를 형성할 필요가 있기 때문에, 단순한 기계 가공이나 방전 가공에서는 날개 루트부로부터 천정부를 향해 일 방향으로 관통하는 구조밖에 형성할 수 없다. 이 때문에, 설계의 자유도가 낮아 높은 냉각 효율을 실현할 수 없다.

특허문헌 1에서는, 석출 강화 상인 γ'상이 36∼60체적％ 석출되는 고강도 Ni기 단조 합금에 대해, 가공 시에는 강화에 기여하지 않는 비정합 γ'상의 비율을 증가시킴으로써 가공성을 향상시키고 있다.

특허문헌 2에서는, 질량％로, C: 0.001∼0.05％, Al: 1.0∼4.0％, Ti: 4.5∼7.0％, Cr: 12∼18％, Co: 14∼27％, Mo: 1.5∼4.5％, W: 0.5∼2.5％, B: 0.001∼0.05％, Zr: 0.001∼0.1％, 잔부는 Ni 및 불순물로 이루어지는 조성을 갖는 피 열간 가공재를 준비하는 공정과, 상기 피 열간 가공재를, 1130∼1200℃의 온도 범위에서 적어도 2시간 유지하여 가열하는 공정과, 상기 가열 공정에서 가열한 피 열간 가공재를, 0.03℃/초 이하의 냉각 속도로 열간 가공 온도 이하로까지 냉각하는 공정과, 상기 냉각 공정 후, 피 열간 가공재에 열간 가공을 행하는 공정을 포함하는 Ni기 초내열 합금의 제조 방법이 개시되어 있다. 당해 방법에 의하면, 열간 가공성을 개선할 수 있다고 되어 있다.

국제 공개 제2015/008343호 일본 특허 제5652730호 공보

특허문헌 1에서는 실시예로서 터빈 동익에 대해서도 기재되어 있지만, 구체적인 동익의 제조 방법을 제공하는 것은 아니다. 또한, 특허문헌 2는, 고강도 Ni기 단조 합금의 가공성을 향상시키는 방법에 관한 것이지만, 어느 한정된 조성의 합금에 있어서 열간 단조성을 향상시켜 빌릿을 제작하는 것에 특기되어 있고, 특허문헌 1과 마찬가지로 터빈 동익의 제조 방법을 제공하는 것은 아니다.

본 발명은, 상기 사정에 비추어, Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익의 제조 방법에 있어서, 가공성이 우수하고, 냉각 구조의 설계 자유도가 높은 터빈 동익 및 터빈 동익의 부재를 제공하는 데 있다.

상기 과제를 달성하기 위해, 본 발명의 일 양태는 Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익에 있어서, 터빈 동익은 적어도 2개의 부재로 형성되어 있고, 부재는 각각 냉각 유체의 냉각 통로가 되는 냉각 구조 구성부가 형성되어 있으며, 부재를 일체화 한 접합부를 가지며, 접합부가 단조 조직을 갖고, 접합부를 포함한 날개 전체에서 단조 조직을 갖는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 과제를 달성하기 위해, 본 발명의 다른 양태는 Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익의 부재에 있어서, 터빈 동익의 부재는 적어도 2개의 Ni기 연화재의 부재로 이루어지고, Ni기 연화재는 γ'상이 1050℃ 이상에서 10몰％ 이상 40몰％ 이하인 소재로 이루어지며, γ상과 비정합 γ'상으로 이루어지는 2상 조직을 형성하고 있고, 비커스 경도가 350Hv 이하인 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따르면, Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익의 제조 방법에 있어서, 가공성이 우수하고, 냉각 구조의 설계 자유도가 높은 터빈 동익 및 터빈 동익의 부재를 제공할 수 있다.

도 1은 본 발명에 관한 터빈 동익의 제조 방법의 일 공정을 모식적으로 나타내는 단면도이다.
도 2는 본 발명에 관한 터빈 동익의 제조 방법을 나타내는 흐름도이다.
도 3은 연화 공정에 있어서의 온도 프로필과 재료 조직을 모식적으로 나타내는 도면이다.
도 4는 도 2의 S21∼S23을 설명하는 흐름도이다.

이하, 본 발명에 관한 실시 형태에 대해 상세하게 설명한다. 단, 본 발명은 여기서 나타낸 실시 형태에 한정되지 않고, 요지를 변경하지 않는 범위에서 적절하게 조합이나 개량이 가능하다.

[본 발명의 기본 사상]

도 1은, 본 발명에 관한 터빈 동익의 제조 방법의 일 공정을 모식적으로 나타내는 단면도이다. 본 발명자들은, 상기 목적을 달성하는 것이 가능한 터빈 동익(이하, 「Ni기 단조 날개」라고도 칭함)의 제조 방법에 대해 예의 검토하였다. 그 결과, 이하의 제조 공정에 의하면, 날개 내부에 복잡한 냉각 구조를 형성하는 것이 가능한 것을 알아냈다. 즉, γ상(4)과 비정합인 γ'상(5)의 양을 증가시켜 Ni기 단조재의 가공성을 향상시킨 후, 터빈 동익을 구성하는 적어도 2개의 부재(도 1에서는, 부재 1 및 2)를 형성한다. 그리고, 각각의 부재에 냉각 유체(6)의 냉각 통로(냉각 구조)가 되는 냉각 구조 구성부를 형성한 후, 각각의 부재를 접합한다. 상기 제조 방법에 의하면, 1050℃ 이상에 있어서, 10몰％ 이상 40몰％ 이하의 γ'상이 함유된, 높은 고온 강도를 갖는 Ni기 단조 합금이라도, 가공 균열을 발생시키는 일 없이, 단조 날개 내부에 복잡한 냉각 구조를 형성 가능하다. 본 발명은, 당해 지견에 의한 것이다.

도 2는, 본 발명에 관한 터빈 동익의 제조 방법을 나타내는 흐름도이다. 전술한 바와 같이, 본 발명에 관한 Ni기 단조 날개의 제조 방법에서는, 소재인 Ni기 단조재(Ni기 단조 합금)를 연화시키는 연화 공정(S1)과, 연화 후의 소재(연화재)로 Ni기 단조 날개를 구성하는 적어도 2개의 부재를 제조하는 제1 가공 공정(S21)과, 제1 가공 공정 후에 냉각 유로의 전구체(냉각 구조 구성부)를 상기 부재에 형성하는 제2 가공 공정(S22)과, 제2 가공 공정 후에 제1 부재 및 제2 부재를 접합하고, 일체화시켜 제품인 터빈 동익(이하, 「동익」 및 「Ni기 단조 날개」라고도 칭함)으로 하기 위한 제3 가공 공정(S23)을 갖는다. 본 발명은, 상기 S1, S21, S22 및 S23을 필수로 하는 것이다. S23 후에 연화 상태의 동익을 고강도화하기 위한 용체화·시효 처리 공정(S3)을 갖고 있어도 된다. 이하에, 각 공정에 대해 도면을 사용하여 상세하게 설명한다.

(S1: 연화 공정)

도 3은 S1에 있어서의 온도 프로필과 재료 조직을 모식적으로 나타내는 도면이다. 도 3에 나타낸 바와 같이, S1은, 열간 단조 공정과, 냉각 공정을 갖는다. 먼저 처음으로, 열간 단조 공정에 대해 설명한다. 열간 단조 공정에서는, Ni기 단조재를 γ'상이 소실되는 온도(γ'상의 고용 온도 Ts) 이하이고, 또한 γ상의 재결정이 신속하게 진행되는 온도 이상의 온도에서 열간 단조함으로써, γ상의 입계 상에 γ상과는 비정합인 γ'상을 석출시킨다. 또한, 본 발명에 있어서 「γ상의 입계 상」이라 함은, 「인접하는 γ 결정립의 경계」를 의미하는 것으로 한다.

이하에, 열간 단조 온도의 근거를 나타낸다. Ni기 합금의 주된 강화 기구인 γ'상 석출 강화는, γ/γ'상 정합 계면이 기여하는 것이며, γ/γ'상 계면을 비정합화함으로써 강화 능력은 소실된다. 열간 단조 공정에서는, 비정합 γ'상을 석출시키기 위해 γ'상의 고용 온도 이하이며, 또한 γ상의 재결정이 신속히 진행되는 온도 이상의 온도에서 열간 단조한다. 본 발명에 있어서 사용하는 소재의 γ'상의 고용 온도는, 1050℃ 이상이 가장 바람직하다. γ'상의 고용 온도가 1000∼1050℃라도 본 발명의 효과는 얻어지지만, 1000℃ 이하에서는 비정합 γ'상이 석출되기 어렵고, 950℃ 이하에서는 비정합 γ'상을 석출시킬 수 없으므로, 본 발명의 효과를 얻을 수 없다. 또한, γ'상의 고용 온도가 Ni기 합금 소재의 융점에 근접하면, 부분 용융 등에 의해 가공 중에 균열이 발생하기 때문에, γ'상의 고용 온도는 1250℃ 미만이 바람직하다.

열간 단조 온도는, 전술한 바와 같이 γ상의 재결정이 신속하게 진행되는 온도 이상일 필요가 있다. 더 구체적으로는, 1000℃ 이상이 바람직하고, 1050℃ 이상이 더 바람직하다. 열간 단조 온도가 950℃ 미만에서는, 비정합 γ'상을 석출시킬 수 없어, 본 발명의 효과는 얻어지지 않는다.

다음으로, 냉각(서랭) 공정에 대해 설명한다. 냉각 공정에서는, 비정합 γ'상(33)을 석출시킨 소재를 상기 열간 단조 온도 이상의 온도로부터 50℃/h 이하의 냉각 속도로 서랭하고, 강도에 기여하지 않는 비정합 γ'상(33)을 증가(성장)시킴으로써, γ'(33) 상의 석출량을 증가시켜 연화 상태를 실현한다. 열간 단조 직후의 소재는 비정합 γ'상(33) 외에도, 열간 단조 온도로부터 실온까지 소재가 냉각되는 동안에 정합 γ'상(32)도 석출된다. 따라서, 냉각 공정에서는, 소재의 열간 단조 온도 이상까지 승온함으로써, 정합 γ'상(32)을 고용시켜 γ상(31)과 비정합 γ'상(33)으로 이루어지는 2상 조직으로 할 필요가 있다. 따라서, 냉각 공정에 있어서의 서랭 전의 온도는 소재의 열간 단조 온도 이상, 또한 γ'상의 고용 온도 이하가 바람직하다.

이하에, 냉각 공정에 있어서의 냉각 속도의 근거를 나타낸다. 소재를 열간 단조 온도 이상의 온도로부터 서랭함으로써, 정합 γ'상(32)의 석출 구동력이 낮아지므로 비정합 γ'상(33)이 증가한다. 이 때문에, 냉각 속도가 느릴수록 비정합 γ'상(33)을 성장시키는 것이 가능하고, 냉각 속도는 50℃/h 이하가 바람직하고, 10℃/h 이하가 더 바람직하다.

이하에, 냉각 종료 온도의 근거를 나타낸다. 후술하는 가공 공정 S21∼S23의 가공 온도 이하까지 서랭하여 비정합 γ'상(33)을 증가시킴으로써, 가공 온도에 있어서의 정합 γ'상(32)의 석출을 억제 가능해진다. 또한, 온도가 내려갈수록 정합 γ'상(32)의 석출 구동력이 낮아져, 500℃ 이하에서는 거의 석출이 일어나지 않는다. 따라서, 냉각 공정에 있어서의 서랭 종료 온도는, 후단의 가공 온도 이하가 바람직하고, 더 바람직하게는 500℃ 이하이다. 이상 설명한 연화 공정에 의해, 동익용 소재를 연화하여 가공성이 좋은 상태로 한다.

(S21: 제1 가공 공정)

다음으로, 상기한 연화 공정에서 연화 상태로 된 Ni기 연화재에 대해, 가공을 행한다. 도 4는, 도 2의 S21∼S23을 설명하는 흐름도이다. 먼저, 제1 가공 공정(S21)에 있어서, Ni기 연화재(40a, 40b)(도 4의 (a))에 대해, 동익을 구성하는 적어도 2개의 부재의 형상(도 4의 (b))으로 가공한다. 도 4의 (b)에 있어서는, 동익을, 동익의 천정부(상단부)로 되는 부재(41)와, 동익의 날개부(천정부 이외의 부분)를 구성하는 부재(42)의 2개로 나누어, 각각의 형상으로 가공한다. 이때, 도 4의 (d)에 나타낸 바와 같이, 후술하는 제3 가공 공정(S23)에 있어서 각각의 부재의 접합부가 되는 접합 예정부(43)를 부재(41 및 42)에 설치해 둔다. 제1 가공 공정에 있어서의 가공은, 특별히 한정은 없지만, 절삭 가공, 열간 단조(형 단조) 또는 그 양쪽을 사용하여 실시할 수 있다.

접합 예정부(43)는, 접합 시에 동익에 가능한 한 영향이 없는 개소에 설치하는 것이 바람직하다. 특히, 부재의 접합에 후술하는 마찰 교반 접합을 사용하는 경우, 접합 시에 큰 부하가 걸리기 때문에, 동익의 접합 개소 이외의 부분에는 큰 압력이 가해지지 않도록 접합 예정부(43)를 설치하는 것이 바람직하다. 도 4의 (b) 및 도 4의 (c)에 나타낸 바와 같이, 부재의 단부에 돌출부를 마련하여, 이 돌출부를 접합부(45)로 하는 것이 바람직하다.

(S22: 제2 가공 공정)

상기 제1 가공 공정 후에, 각각의 부재에 냉각 유로의 전구체가 되는 냉각 구조 구성부(44)를 형성하는 제2 가공 공정(S22)을 실시한다. 제2 가공 공정에 있어서의 가공은, 특별히 한정은 없지만, 드릴 가공, 방전 가공 또는 그 양쪽을 사용하여 소정의 형상으로 성형할 수 있다. 이때 생긴 버어는, 동익과 같은 회전체에서는 균열의 진전 개소로 될 수 있으므로 제거한다.

냉각 구조 구성부(44)를, 예를 들어 도 4의 (c)에 나타낸 바와 같은 구조로 함으로써, 후술하는 제3 가공 공정(S23) 후에, 냉각 유로가 180° 구부러진 서펜타인 유로가 형성 가능해진다. 또한, 날개부 측면에 드릴 가공에 의해 구멍을 형성함으로써 필름 냉각도 가능하다.

(S23: 제3 가공 공정)

상기 제2 가공 공정 후에 각각의 부재를 접합하는 제3 가공 공정을 실시한다. 접합은, 다양한 접합 방법을 적용할 수 있지만, 마찰 교반 접합에 의해 행하는 것이 바람직하다. 도 4의 (d)에 나타낸 바와 같이, 도 4의 (c)에서 형성한 접합 예정부(43)를 접합하여 접합부(45)를 형성한다. 이에 의해, 각각의 부재의 냉각 구조 구성부가 조합됨으로써, 원하는 냉각 구조(냉각 유로)가 형성된다.

이하에, 마찰 교반 접합이 바람직한 근거를 나타낸다. 일반적으로, 합금 원소를 많이 포함하는 Ni기 합금의 용접은 곤란하지만, 마찰 교반 접합에 의하면, 접합부를 용융하는 일 없이, 균일한 단조 조직을 유지하여 접합할 수 있다. 이 때문에, 접합부의 강도를 저하시키는 일 없이 접합하는 것이 가능해진다.

(S3: 용체화·시효 처리 공정)

상기 제3 가공 공정 후에, 비정합 γ'상을 고용시켜 정합 γ'상을 재석출시키는 용체화 시효 처리를 실시함으로써, 고온 강도를 회복시키는 것이 가능해진다. 본 발명에 있어서 용체화 처리 및 시효 처리의 조건에 대해서는 특별히 한정은 없고, 일반적으로 사용되고 있는 조건을 적용할 수 있다. 용체화·시효 처리 공정 후에, 700℃에 있어서 정합 γ'상이 30몰％ 이상 포함되어 있는 것이 바람직하다. 정합 γ'상의 함유량이 30몰％ 이상 있으면, 충분한 고온 강도를 갖는 Ni기 단조 날개를 얻을 수 있다.

전술한 바와 같이, 종래는 하나의 부재를 사용하여 기계 가공 및 방전 가공에 의해 냉각 구조를 형성하고 있었지만, 이 방법에서는 날개 루트부로부터 천정부를 향해 일 방향으로 관통하는 냉각 구조밖에 제작할 수 없었다. 본 발명은, 먼저 Ni기 합금을 연화시켜, 동익을 구성하는 복수의 부재를 준비하고, 당해 부재에 냉각 구조 구성부를 형성하고 나서 부재를 맞추어 동익으로 하기 때문에, 하나의 부재로 동익을 제작하는 경우에는 불가능했던, 복잡한 형상의 냉각 구조(사행 유로)를 형성할 수 있다. 또한, 부재의 접합 시에 마찰 교반 접합을 사용함으로써, 접합 후에도 균일한 단조 조직을 유지할 수 있으므로, Ni기 단조재의 강도를 저하시키는 일 없이 동익을 제작하는 것이 가능해진다.

이상, 본 발명을 실시하는 형태로서 가스 터빈의 동익 제조 방법에 대해 설명하였지만, 가스 터빈에 한정되는 것은 아니며, 요지를 변경하지 않는 범위에서 적절하게 다른 제품에도 적용 가능하다. 예로서, 압축기나 증기 터빈의 동익 등의 회전체에 적용 가능하다.

실시예

이하에, 본 발명의 실시예를 설명한다.

(1) 실시예 1∼3 및 비교재 1∼4의 터빈 동익의 제작

표 1에 나타내는 조성의 소재를 사용하여, 상술한 연화 공정(S1)으로부터, 용체화·시효 처리 공정(S3)까지를 실시하여 공시재(실시예 1∼3 및 비교재 1∼4)를 제작하였다. 각 공시재를, 표 2에 나타내는 방법으로 평가하였다. 평가는 「○」, 「△」, 「×」로 기술하고, 표 3에 평가 기준을 기재한다. 각 공시재의 제작에 있어서는, 표 1에 나타내는 조성의 합금을 진공 유도 가열 용해법으로 50㎏씩 용해하고, 균질화 처리를 실시한 후에, 1050∼1250℃로 열간 단조함으로써 소재를 얻었다. 표 4에 각 공시재의 평가 결과를 나타낸다.

(2) 평가 1: 소재의 1050℃에 있어서의 γ'상량의 평가

소재의 1050℃에 있어서의 γ'상량은 열역학 계산에 기초하여 산출하였다. 실시예 1∼3 및 비교재 3∼4는 모두 1050℃에 있어서 10몰％ 이상의 γ'상이 열역학적으로 안정적으로 존재한다. 비교재 1은, γ'상의 고용 온도가 1050℃ 이하이며 존재하지 않는다. 비교재 2는, 1050℃에 있어서 γ'상은 존재하지만 10몰％ 이하이다. 단, 비교재 4는, 1050℃에 있어서의 γ'상량이 40몰％를 초과하고, 후술하는 S1 후의 평가에 있어서 소재를 단조하여 단조 소재로 하는 과정에 있어서 큰 균열이 발생하였기 때문에 평가 종료로 하였다. 따라서, 1050℃ 이상에 있어서의 γ'상량은, 40몰％보다 많으면 소재의 단조가 곤란해지기 때문에, 40몰％ 이하가 바람직하다.

(3) 평가 2: 연화 공정(S1) 후의 경도 평가

공시재마다 단조 온도(1050∼1250℃)까지 승온 후, 10℃/h로 500℃까지 서랭한 후 수랭하고, 취출하였다. 그 후, 공시재의 단부로부터 0.5∼1.0㎜ 치수의 시험편을 채취하고, 마이크로비커스 경도계를 사용하여 경도 측정을 실시하였다.

실시예 1∼3 및 비교재 1은 모두 350Hv 이하였다. 비교재 2은 350∼400Hv의 경도를 나타냈다. 비교재 3에 대해서는, 연화 공정(S1)을 실시하지 않고, 후단의 제1 가공 공정(S21)을 실시하였다. 이때의 조직을 주사형 전자 현미경으로 관찰한 바, 실시예 1∼3은 모두 γ상과 비정합 γ'상으로 이루어지는 2상 조직을 형성하고 있는 것을 확인할 수 있었다. 비교재 1 및 2에서는 비정합 γ'상은 확인되지 않고, 정합 γ'상이 석출되어 있었다. 비교재 1은 단조 온도를 γ'상의 고용 온도 이상으로 하고 있으므로, 비정합 γ'상이 석출되지 않아, 본 발명의 효과가 얻어지지 않는다. 비교재 2는 단조 온도가 γ'상의 고용 온도 이상이지만, 평가 1에서 평가한 1050℃에 있어서의 γ'상량이 적어, 본 발명의 효과가 충분히 얻어지지 않았다고 생각된다. 비교재 3에서는, 비정합 γ'상과 정합 γ'상 모두 석출되어 있었다. 이것은, 연화 공정(S1) 전의 소재 단조 시에 비정합 γ'상이 석출되고, 그 후 실온까지 소재가 냉각되는 과정에서 정합 γ'상이 석출되었기 때문이다.

(4) 평가 3: 제1 가공 공정(S21) 시의 가공성 평가

제1 가공 공정에서는, 먼저 950℃에서 형 단조를 실시하여 동익의 천정부 및 날개부가 되는 부재를 제작하였다. 단조 중에 프레스의 하중이 부족하여, 공시재가 변형되지 않거나, 또는 단조 후에 공시재의 내부 또는 표면에 균열 등의 결함이 발생한 경우에는 가공 불가라고 판단하였다. 절삭 가공에 대해서는, 가공 중에 공구 마모가 현저하거나 또는 결손이 발생하는 경우에 대해서는 가공 불가로 하였다.

실시예 1∼3 및 비교재 1은 모두 형 단조 및 절삭 가공의 양쪽에서 가공 가능했다. 비교재 1은 연화 공정(S1)에 있어서 비정합 γ'상이 석출되지 않았지만, γ'상의 양이 적어 강도가 낮기 때문에 가공이 가능했던 것이며, 본 발명의 연화 공정의 기여에 의한 것은 아니다. 비교재 2에 대해, 절삭 가공은 가능했지만, 형 단조는 할 수 없었다. 또한, 비교재 3은 형 단조 및 절삭 가공 모두 불가능했다. 이것은, 비교재 3은 γ'상의 고용 온도가 1050℃ 이상인 고강도재이며, 또한 비교제 3은 연화 공정을 실시하고 있지 않으므로, 가공 시에 정합 γ'상이 석출되어, 가공성이 낮은 상태였기 때문이다. 따라서, 1050℃ 이상에 있어서 10몰％ 이상의 γ'상을 포함하는 열역학적으로 안정된 Ni기 합금의 형 단조 및 절삭 가공 시에 양호한 가공성을 얻기 위해서는, 전술한 연화 공정(S1)을 실시할 필요가 있다.

(5) 평가 4: 제2 가공 공정(S22) 시의 가공성 평가

제2 가공 공정에서는, 먼저 실온에 있어서 드릴 가공에 의해 공시재에 냉각 구조 구성부를 형성하였다. 이때, 평가 3과 마찬가지로 가공 중에 공구 마모가 현저하거나, 또는 결손이 발생하는 경우에 대해서는 가공 불가로 하였다. 방전 가공에 대해서는, 공시재가 모두 금속이므로 적용 가능했다.

실시예 1∼3 및 비교재 1은 모두 드릴 가공·방전 가공 중 어느 방법으로도 가공이 가능했다. 비교재 1에 대해서는, 가공성이 양호하였지만, 전술한 바와 같이 소재 자체의 강도가 낮기 때문이며, 본 발명의 연화 공정의 기여에 의한 것은 아니다. 비교재 2에 대해서는 드릴 가공은 불가능했지만 방전 가공은 가능했다.

(6) 평가 5: 제3 가공 공정(S23) 시의 가공성 평가

제3 가공 공정에서는, 천정부와 날개부를 마찰 교반 접합에 의해 접합하였다. 툴을 공시재에 밀어넣을 수 없는 경우나 시공 중인 툴 마모 및 파손이 현저한 경우, 또한 접합부에 있어서 내부에 결함이나 특이한 유해 상 등이 확인된 경우는 접합 불가로 하였다.

실시예 1∼3 및 비교재 1은 어떠한 경우도 접합이 가능하고, 현미경에 의한 관찰에서는 접합부에 있어서의 결함 등도 확인되지 않고, 미세한 다결정 조직이었다. 즉, 접합부를 포함한 동익 전체에서 균일한 단조 조직을 갖고 있었다. 비교재 2는 툴을 압입할 수 없어, 접합 불가였다.

(7) 용체화 시효 처리 공정(S3) 후의 γ'상량의 평가

용체화 시효 처리는 각 공시재의 표준적인 열처리 조건에서 실시하고, 그 후 조직 관찰과 화상 해석에 의해, 정합 γ'상의 석출량을 산출하였다. 실시예 1∼3은 모두 700℃에 있어서 30몰％ 이상의 정합 γ'상이 석출되어 있어, 충분한 고온 강도를 갖는 동익을 제공할 수 있었다. 비교재 1은 700℃에 있어서의 γ'상량이 30몰％ 이하였다.

이상으로부터, 본 발명에 따르면, Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익의 제조 방법에 있어서, 가공성이 우수하고, 냉각 구조의 설계 자유도가 높은 터빈 동익의 제조 방법을 제공할 수 있는 것이 실증되었다.

또한, 상기한 실시예는, 본 발명의 이해를 돕기 위해 구체적으로 설명한 것이며, 본 발명은 설명한 모든 구성을 구비하는 것에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 어느 실시예의 구성의 일부를 다른 실시예의 구성으로 치환하는 것이 가능하고, 또한 어느 실시예의 구성에 다른 실시예의 구성을 추가하는 것도 가능하다. 또한, 각 실시예의 구성의 일부에 대해, 삭제·다른 구성으로 치환·다른 구성의 추가를 하는 것이 가능하다.

1, 41 : 제1 부재
2, 42 : 제2 부재
3, 45 : 접합부
4, 31 : γ상
5, 33 : 비정합 γ'상
32 : 정합 γ'상
43 : 접합 예정부
44 : 냉각 구조 구성부
S1 : 연화 공정
S21 : 제1 가공 공정
S22 : 제2 가공 공정
S23 : 제3 가공 공정
S3 : 용체화·시효 처리 공정

Claims

Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익에 있어서,
상기 터빈 동익은 적어도 2개의 부재로 형성되어 있고,
상기 부재는 각각 냉각 유체의 냉각 통로가 되는 냉각 구조 구성부가 형성되어 있으며,
상기 부재를 일체화 한 접합부를 가지며,
상기 접합부가 단조 조직을 갖고, 상기 접합부를 포함한 날개 전체에서 단조 조직을 갖는 것을 특징으로 하는 터빈 동익.
제1항에 있어서,
상기 냉각 구조 구성부는 상기 터빈 동익 내부에 서펜타인 유로를 갖는 것을 특징으로 하는 터빈 동익.
제1항에 있어서,
상기 냉각 구조 구성부는 상기 터빈 동익의 날개부 측면에 형성된 구멍을 갖는 것을 특징으로 하는 터빈 동익.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 터빈 동익은 γ'상을 1050℃ 이상에서 10몰％ 이상 40몰％ 이하 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈 동익.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 터빈 동익은 모상과 정합인 γ'상을 700℃ 이하에서 30몰％ 이상 포함하는 것을 특징으로 하는 터빈 동익.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 부재는, 상기 터빈 동익의 날개부 및 천정부를 구성하는 부재인 것을 특징으로 하는 터빈 동익.
Ni기 단조 합금을 사용한 터빈 동익의 부재에 있어서,
상기 터빈 동익의 부재는 적어도 2개의 Ni기 연화재의 부재로 이루어지고,
상기 Ni기 연화재는, γ'상이 1050℃ 이상에서 10몰％ 이상 40몰％ 이하인 소재로 이루어지며, γ상과 비정합 γ'상으로 이루어지는 2상 조직을 형성하고 있고, 비커스 경도가 350Hv 이하인 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제7항에 있어서,
상기 터빈 동익을 구성하는 적어도 2개의 부재의 접합부가 되는 접합 예정부를 설치하는 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제8항에 있어서,
상기 접합 예정부는 상기 부재의 단부의 돌출부인 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제7항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 터빈 동익을 구성하는 적어도 2개의 부재를 구성하는 연화재에 각각 냉각 유체의 냉각 통로가 되는 냉각 구조 구성부를 갖는 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제10항에 있어서,
상기 냉각 구조 구성부는, 냉각 유로가 180° 구부러진 서펜타인 유로인 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제10항에 있어서,
상기 냉각 구조 구성부는 날개부 측면에 형성된 구멍을 갖는 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제10항에 있어서,
상기 부재가 접합됨으로써 터빈 동익의 냉각 구조를 형성하는 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.
제7항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 부재를 구성하는 연화재는 상기 터빈 동익의 날개부 및 천정부를 구성하는 부재인 것을 특징으로 하는 터빈 동익의 부재.