WO2009136636A1 - ガスタービン用リング状ディスク - Google Patents

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淳 大曽根
三橋　章
孝憲 松井
石割　雄二
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三菱マテリアル株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a ring-shaped disk for supporting blades in a gas turbine, and in particular, a ring shape for gas turbines excellent in strength for supporting blades in a gas turbine for an aircraft engine such as a jet engine, in particular, low cycle fatigue strength.
  • a blade 2 is fitted and attached to the outer periphery of a ring-shaped disk 1 in a gas turbine, and both the ring-shaped disk 1 and the blade 2 are at high speed. It has a rotating structure.
  • the ring-shaped disk 1 is made of a Ni-based alloy (for example, Inconel 718) having excellent heat resistance.
  • the Ni-based alloy is in mass% (hereinafter,% indicates mass%), Ni: 50.00 to 55.00%, Cr: 17.0 to 21.0%, Nb: 4.75 to 5.60%, Mo: 2.8 to 3.3%, Ti: 0.65 to 1.
  • the preformed ring material 3 shown in the perspective view of FIG. 2 is made of a Ni-based alloy having the above component composition. As shown in FIG. 3, this preformed ring material 3 is sandwiched between an upper die 4 and a lower die 5, and the upper die 4 and the lower die 5 are pressed from the vertical directions of arrows A and B, respectively, and die-forged to form a ring.
  • a forged body 9 is produced. The ring-shaped forged body 9 is cut and processed into a ring-shaped disk having a predetermined shape, thereby producing a ring-shaped disk (see Non-Patent Documents 1 and 2).
  • the ring-shaped disk is manufactured by die forging as described above, and a larger-sized die forging machine has been required as the ring-shaped disk becomes larger.
  • the large die forging machine is expensive, and it is necessary to further strengthen the ground when installing the large die forging machine. For this reason, as the die forging machine becomes larger, it is inevitable that the cost increases.
  • the present invention has an object to provide a ring-shaped disk for a gas turbine excellent in strength for supporting a blade in a gas turbine for an aircraft engine such as a jet engine, in particular, low cycle fatigue strength. To do.
  • a ring-shaped disk having a structure in which a flat ⁇ phase extending in the circumferential direction is dispersed in a Ni-based alloy substrate is further improved in strength compared to a ring-shaped disk obtained by conventional die forging.
  • More than 60% of the total amount of ⁇ phase in which the maximum length direction of the flat ⁇ phase faces 60 to 120 ° with respect to the radial direction of the ring-shaped disk is precipitated and dispersed in the substrate.
  • a ring-shaped disk having a structure present in an amount of 5% is significantly higher in strength, particularly low cycle fatigue strength, than a ring-shaped disk obtained by conventional die forging.
  • the ring-shaped disk having the above-described structure is obtained by rolling the preformed ring material 3 by a ring rolling mill using a main roll 6, a mandrel roll 7, and axial rolls 8 and 8 'as shown in FIG. Is obtained.
  • the present invention has been made based on such research results and has the following requirements.
  • the ring-shaped disk for a gas turbine of the present invention has a ring-shaped disk substrate made of a Ni-based alloy, and the Ni-based alloy is in mass% (hereinafter,% represents mass%), Ni: 50.00 to 55.00%, Cr: 17.0-21.0%, Nb: 4.75-5.60%, Mo: 2.8-3.3%, Ti: 0.65-1.15%, Al : 0.20 to 0.80%, C: 0.01 to 0.08%, with the remainder containing Fe and inevitable impurities, and the ⁇ phase is precipitated and dispersed in the substrate A ⁇ phase in which the maximum length of a flat ⁇ phase is oriented in a direction of 60 to 120 ° with respect to the radial direction of the ring-shaped disk substrate is precipitated and dispersed in the substrate. It exists in an amount of 60% or more of the total amount of ⁇ phase.
  • the ring-shaped disk for gas turbine of the present invention has higher strength than the conventional ring-shaped disk for gas turbine. Therefore, even if the gas turbine is enlarged and the ring-shaped disk is enlarged, the gas turbine is not damaged and can be used safely.
  • FIG. 1 is an explanatory perspective view showing a state in which a preformed ring material is rolled by a ring rolling mill.
  • FIG. 2 is a perspective explanatory view of a preformed ring material.
  • FIG. 3 is a sectional view showing conventional die forging.
  • FIG. 4 is a partial perspective view showing a state in which a blade is fitted and attached to the outer periphery of a ring-shaped disk in a gas turbine.
  • the Ni-based alloy constituting the ring-shaped disk substrate included in the ring-shaped disk for gas turbine of the present invention has Ni: 50.00 to 55.00%, Cr: 17.0 to 21.0%, Nb: 4. 75 to 5.60%, Mo: 2.8 to 3.3%, Ti: 0.65 to 1.15%, Al: 0.20 to 0.80%, C: 0.01 to 0.08% And the balance containing Fe and inevitable impurities, and a structure in which the ⁇ phase is precipitated and dispersed in the substrate. Since this Ni-based alloy is already known as, for example, Inconel 718, description of the reason for limitation regarding its component composition is omitted.
  • the ⁇ phase is an intermetallic compound of Ni and Nb, and its stoichiometric composition is Ni 3 Nb.
  • the crystal structure of the ⁇ phase is orthorhombic and is generally expressed as D0 a .
  • the obtained ring-shaped disk substrate is surrounded in the Ni-base alloy substrate.
  • a flat ⁇ phase extending in the direction has a dispersed structure.
  • the direction of the maximum length of the flat ⁇ phase is 60 to 120 ° with respect to the radial direction of the ring-shaped disk substrate.
  • the direction of the maximum length of the flat ⁇ phase faces 60 to 120 ° with respect to the radial direction of the ring-shaped disk substrate.
  • the reason why it is determined that “the ⁇ phase is present in an amount of 60% or more of the total amount of the ⁇ phase precipitated and dispersed in the substrate” is shown below.
  • the flat ⁇ phase is dispersed at an angle where the maximum length of the flat ⁇ phase is less than 60 ° or more than 120 ° with respect to the radial direction of the ring-shaped disk substrate, sufficient strength cannot be obtained.
  • the amount of the ⁇ phase whose maximum length direction is 60 to 120 ° with respect to the radial direction of the ring-shaped disk substrate is less than 60% of the total amount of the ⁇ phase, sufficient strength is obtained. I can't.
  • a billet composed of 4 or finer particles is prepared.
  • the billet is subjected to upset forging at a temperature of 1000 to 1075 ° C., or the upset forging and subsequent rolling with a ring rolling mill to produce a preformed ring material.
  • This preformed ring material is rolled by a ring rolling mill at a temperature of 950 to 1015 ° C. so that the cross-sectional reduction rate of the cross section including the axial direction of the rotation object and the radial direction is 20% or more.
  • the rolled preform ring material is subjected to aging heat treatment or solution heat treatment, and then aging treatment.
  • the ring-shaped disk substrate can be manufactured as described above.
  • the pre-rolling heating and rolling may be combined multiple times.
  • a Ni-based alloy was melted by triple melting including vacuum induction melting, electroslag melting, and vacuum arc melting, and then formed by hot forging to produce a billet having a diameter of 178 mm and a height of 377 mm.
  • This billet has the composition shown in Table 1 and ASTM No. 6 had an average grain size of finer grains.
  • This billet is upset and forged parallel to the length of the billet at a temperature of 1000 ° C., and then forged to produce a preformed ring material having an outer diameter of 340 mm, an inner diameter of 173 mm, and a thickness of 108 mm. did.
  • This preformed ring material was rolled at a rolling temperature shown in Table 2 by a ring rolling mill so that the cross-section reduction rate shown in Table 2 was obtained.
  • the rolled preform ring material was then water cooled and then placed in a furnace maintained at 718 ° C. and held for 8 hours. Thereafter, the furnace temperature was continuously lowered to 621 ° C. over 2 hours, and after reaching 621 ° C., the temperature was maintained for 15 hours.
  • the ring-shaped disk substrate thus produced was taken out from the furnace.
  • the ring-shaped disks of Examples 1 to 9 of the present invention and the ring-shaped disks of Comparative Examples 1 to 3 made only of this ring-shaped disk substrate were produced.
  • the ring-shaped discs of Examples 1 to 9 of the present invention show lower fracture fatigue test pieces than the ring-shaped discs of Comparative Examples 1 to 3 and the conventional example 1 The number of cycles to do is much greater. For this reason, it can be seen that the ring-shaped disks of Examples 1 to 9 of the present invention have much lower low cycle fatigue strength than the ring-shaped disks of Comparative Examples 1 to 3 and Conventional Example 1.
  • the ring-shaped disk for gas turbine of the present invention is particularly excellent in low cycle fatigue strength, it can be suitably applied to a large-sized aircraft engine gas turbine that requires higher strength.
  • Ring disc (ring disc base).

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Abstract

　強度、特に優れた低サイクル疲労強度を有するガスタービン用リング状ディスクを得るべく、質量％で、Ｎｉ：５０．００～５５．００％、Ｃｒ：１７．０～２１．０％、Ｎｂ：４．７５～５．６０％、Ｍｏ：２．８～３．３％、Ｔｉ：０．６５～１．１５％、Ａｌ：０．２０～０．８０％、Ｃ：０．０１～０．０８％を含有し、残部としてＦｅおよび不可避不純物を含む成分組成を有し、リング状ディスク基体の半径方向に対して６０～１２０°の方向に最大長の方向が向いている扁平なδ相が、素地中に析出分散しているδ相の全量の６０％以上の量で存在しているＮｉ基合金からなるガスタービン用リング状ディスクを提供する。

Description

ガスタービン用リング状ディスク
　この発明は、ガスタービンにおけるブレードを支持するためのリング状ディスクに関し、特にジェットエンジンなどの航空機エンジン用ガスタービンにおけるブレードを支持するための強度、特に低サイクル疲労強度に優れたガスタービン用リング状ディスクに関する。
　本願は、２００８年５月８日に、日本に出願された特願２００８－１２１９０１号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　一般に、図４の一部斜視図に示されているように、ガスタービンにおけるリング状ディスク１の外周にはブレード２が嵌め込まれて取付けられており、このリング状ディスク１およびブレード２が共に高速回転する構造になっている。このリング状ディスク１は、耐熱性に優れたＮｉ基合金（例えば、Ｉｎｃｏｎｅｌ　７１８など）により作製されており、このＮｉ基合金は、質量％で（以下、％は質量％を示す）、Ｎｉ：５０．００～５５．００％、Ｃｒ：１７．０～２１．０％、Ｎｂ：４．７５～５．６０％、Ｍｏ：２．８～３．３％、Ｔｉ：０．６５～１．１５％、Ａｌ：０．２０～０．８０％、Ｃ：０．０１～０．０８％を含有し、残部としてＦｅおよび不可避不純物を含む成分組成を有し、素地中にδ相が分散している組織を有する。そして、このリング状ディスクは、以下のように作製されていた。まず図２の斜視図に示される予備成形リング素材３を、上記成分組成を有するＮｉ基合金によって作製する。この予備成形リング素材３を、図３に示されるように上型４および下型５で挟み込み、上型４および下型５をそれぞれ矢印ＡおよびＢの上下方向から押圧し、型鍛造してリング状鍛造体９を作製する。このリング状鍛造体９を切削加工して所定の形状のリング状ディスクに加工することによりリング状ディスクを作製していた（非特許文献１，２参照）。
　近年、航空機の大型化に伴って、航空機エンジンのガスタービンは、一層の高出力化と同時にますます大型化されている。それに伴って航空機エンジン用ガスタービンに使用される部品の一層の高強度化が求められている。特にリング状ディスクは、ガスタービンの大型化に伴って、遠心力が一層大きくかかるようになる。さらにリング状ディスクの中心側と外周側との温度差が大きくなって円周方向にかかる熱応力が大きくなる。さらにリング状ディスクが強度不足で破損するようなことがあると、航空機の墜落につながる恐れがある。以上のことから、リング状ディスクの一層の高強度化が求められていた。
　また、従来、リング状ディスクは、前述のごとく型鍛造により製造されており、リング状ディスクの大型化に伴って、一層大型の型鍛造機が必要とされてきた。しかし、大型の型鍛造機は、装置そのものがコスト高となる共に、大型の型鍛造機を設置する際に地盤を一層強化する必要がある。このため、型鍛造機が大型化するほど、コストがかかることは避けられないのが現状であった。
Ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　７１８，６２５，７０６，ａｎｄ　Ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅｓ　２００５　Ｅ．Ａ．Ｌｏｒｉａ編、ＴＭＳ（Ｔｈｅ　Ｍｉｎｅｒａｌｓ，Ｍｅｔａｌｓ　＆　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｓｏｃｉｅｔｙ），２００５　第５７～６７ページ。 Ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　７１８，６２５，７０６，ａｎｄ　Ｖａｒｉｏｕｓ　Ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅｓ　Ｅ．Ａ．Ｌｏｒｉａ編、ＴＭＳ（Ｔｈｅ　Ｍｉｎｅｒａｌｓ，Ｍｅｔａｌｓ　＆　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｓｏｃｉｅｔｙ），１９９４　第５４５～５５５ページ。
　本発明は、上記した事情に鑑みて、ジェットエンジンなどの航空機エンジン用ガスタービンにおけるブレードを支持するための強度、特に低サイクル疲労強度に優れたガスタービン用リング状ディスクを提供することを目的とする。
　本発明者等は、低コストで一層高強度を有する大型のリング状ディスクを製造すべく研究を行った。その結果、以下の研究結果が得られた。
（１）Ｎｉ基合金素地中に周方向に伸びた扁平なδ相が多く分散した組織を有するリング状ディスクは、従来の型鍛造して得られたリング状ディスクに比べて、強度が一層向上するようになる。前記扁平なδ相の最大長の方向がリング状ディスクの半径方向に対して６０～１２０°の方向を向いているδ相が、素地中に析出分散しているδ相の全量の６０％以上の量で存在している組織を有するリング状ディスクは、従来の型鍛造により得られたリング状ディスクよりも強度、特に低サイクル疲労強度が大幅に上昇する。
（２）前記組織を有するリング状ディスクは、予備成形リング素材３を、図１に示されるように、主ロール６、マンドレルロール７、及びアキシャルロール８、８’を使用したリングローリングミルにより圧延して得られる。
　この発明は、かかる研究結果に基づいて成され、以下の要件を有する。
　本発明のガスタービン用リング状ディスクは、Ｎｉ基合金からなるリング状ディスク基体を有し、前記Ｎｉ基合金は、質量％で（以下、％は質量％を示す）、Ｎｉ：５０．００～５５．００％、Ｃｒ：１７．０～２１．０％、Ｎｂ：４．７５～５．６０％、Ｍｏ：２．８～３．３％、Ｔｉ：０．６５～１．１５％、Ａｌ：０．２０～０．８０％、Ｃ：０．０１～０．０８％を含有し、残部としてＦｅおよび不可避不純物を含む成分組成を有し、かつ素地中にδ相が析出分散している組織を有し、前記組織において、扁平なδ相の最大長の方向が前記リング状ディスク基体の半径方向に対して６０～１２０°の方向を向いているδ相が、前記素地中に析出分散しているδ相の全量の６０％以上の量で存在している。
　この発明のガスタービン用リング状ディスクは、従来のガスタービン用リング状ディスクに比べて強度が高い。したがって、ガスタービンが大型化してリング状ディスクが大型化しても破損することがなく安心して使用できる。
図１は、予備成形リング素材をリングローリングミルにより圧延している状態を示す斜視説明図である。 図２は、予備成形リング素材の斜視説明図である。 図３は、従来の型鍛造を示す断面図である。 図４は、ガスタービンにおけるリング状ディスクの外周にブレードが嵌め込まれて取付けられている状態を示す一部斜視図である。
　この発明のガスタービン用リング状ディスクが具備するリング状ディスク基体を構成するＮｉ基合金は、Ｎｉ：５０．００～５５．００％、Ｃｒ：１７．０～２１．０％、Ｎｂ：４．７５～５．６０％、Ｍｏ：２．８～３．３％、Ｔｉ：０．６５～１．１５％、Ａｌ：０．２０～０．８０％、Ｃ：０．０１～０．０８％を含有し、残部としてＦｅおよび不可避不純物を含む成分組成を有し、かつ素地中にδ相が析出分散している組織を有する。このＮｉ基合金は、例えば、Ｉｎｃｏｎｅｌ　７１８としてすでに知られているので、その成分組成に関する限定理由の説明は省略する。
　ここで、δ相は、ＮｉとＮｂの金属間化合物であり、その化学量論組成はＮｉ３Ｎｂである。δ相の結晶構造は斜方晶であり、一般にＤ０ａとして表記される。
　前記成分組成を有するＮｉ基合金からなり、図２に示される予備成形リング素材３を、図１に示されるようにリング圧延すると、得られたリング状ディスク基体は、Ｎｉ基合金素地中に周方向に伸びた扁平なδ相が多く分散した組織を有するようになる。前記周方向に伸びたδ相が多く分散した組織を有するリング状ディスク基体の素地中において、扁平なδ相の最大長の方向がリング状ディスク基体の半径方向に対して６０～１２０°の方向を向いているδ相が、素地中に析出分散しているδ相の全量の６０％以上の量で存在するようになると、従来の型鍛造により得られたリング状ディスクよりも強度、特に低サイクル疲労強度が大幅に上昇する。
　この発明のガスタービン用リング状ディスクが具備するリング状ディスク基体の組織に関して、「扁平なδ相の最大長の方向がリング状ディスク基体の半径方向に対して６０～１２０°の方向を向いているδ相が、素地中に析出分散しているδ相の全量の６０％以上の量で存在している」ことと定めた理由を以下に示す。
　扁平なδ相の最大長の方向がリング状ディスク基体の半径方向に対して６０°未満または１２０°を越える角度で扁平なδ相が分散している場合、十分な強度が得られない。また、最大長の方向がリング状ディスク基体の半径方向に対して６０～１２０°の方向を向いているδ相の量が、δ相の全量の６０％未満である場合、十分な強度が得られない。
　この発明のガスタービンのリング状ディスクが具備するリング状ディスク基体を製造する方法を以下に示す。
　Ｉｎｃｏｎｅｌ　７１８などとしてすでに知られているＮｉ：５０．００～５５．００％、Ｃｒ：１７．０～２１．０％、Ｎｂ：４．７５～５．６０％、Ｍｏ：２．８～３．３％、Ｔｉ：０．６５～１．１５％、Ａｌ：０．２０～０．８０％を含有し、残部としてＦｅおよび不可避不純物を含む成分組成を有するＮｉ基合金を真空誘導炉で溶解して一次インゴットを作製する。このインゴットをエレクトロスラグ再溶解して二次インゴットを作製し、この二次インゴットを真空アーク再溶解して三次インゴットを作製する。
　そして、この三次インゴットを熱間鍛造して、平均粒径がＡＳＴＭ　Ｎｏ．４あるいはそれより微細粒からなるビレットを作製する。このビレットに、温度：１０００～１０７５℃で据え込み鍛造を実施するか、あるいは前記据え込み鍛造とその後のリングローリングミルによる圧延を実施して、予備成形リング素材を作製する。
　この予備成形リング素材を、温度：９５０～１０１５℃で、回転対象軸方向と径方向を含む断面の断面減少率が２０％以上となるように、リングローリングミルにより圧延する。次いで、圧延した予備成形リング素材を時効熱処理または溶体化熱処理し、次いで時効処理する。以上によりリング状ディスク基体を製造できる。ここで、リングローリングミルによる圧延では、圧延前加熱と圧延は、複数回の組合せであってもよい。
　次に、この発明のガスタービン用リング状ディスクについて具体的に説明する。
（実施例及び比較例）
　Ｎｉ基合金を真空誘導溶解、エレクトロスラグ溶解、及び真空アーク溶解からなる三重溶解で溶製し、次いで熱間鍛造により成形して、直径：１７８ｍｍ、高さ：３７７ｍｍの寸法のビレットを作製した。このビレットは、表１に示される成分組成、及びＡＳＴＭ　Ｎｏ．６より細粒の平均結晶粒径を有した。
　このビレットを、温度：１０００℃でビレットの長さ方向に平行に据え込み鍛造し、次いで目打ち鍛造して、外径：３４０ｍｍ、内径：１７３ｍｍ、及び厚さ：１０８ｍｍを有する予備成形リング素材を作製した。
　この予備成形リング素材を、表２に示される圧延温度で、表２に示される断面減少率となるようにリングローリングミルにより圧延した。
　次いで、圧延した予備成形リング素材を水冷し、その後、７１８℃に保持された炉に入れ、８時間保持した。その後、２時間かけて連続的に炉の温度を６２１℃まで下げ、６２１℃に達した後に１５時間保持した。このようにして作製されたリング状ディスク基体を炉から取り出した。
　以上により、このリング状ディスク基体のみからなる本発明例１～９のリング状ディスク、及び比較例１～３のリング状ディスクを作製した。
（従来例１）
　実施例及び比較例と同様にして、外径：４００ｍｍ、内径：２８５ｍｍ、及び厚さ：１１５ｍｍを有し、表１に示される成分組成を有する予備成形リング状素材を作製した。
　この予備成形リング状素材を、表２に示される温度および高さ減少率となるように型鍛造した。
　次いで、型鍛造した予備成形リング素材を水冷し、その後、７１８℃に保持された炉に入れ、８時間保持した。その後、２時間かけて連続的に炉の温度を６２１℃まで下げ、６２１℃に達した後に１５時間保持した。このようにして作製されたリング状ディスク基体を炉から取り出した。
　以上により、このリング状ディスク基体のみからなる従来例１のリング状ディスクを作製した。
　なお、以下の表２中、＃印は、プレス鍛造温度を示す。＃＃印は、圧下率（高さの減少率）を示す。＊印は、本発明の範囲から外れている値であることを示す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000001
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000002
（顕微鏡による組織観察）
　作製された本発明例１～９、比較例１～３、及び従来例１のリング状ディスクについて、リング状ディスクの軸に直角な面の顕微鏡組織写真を撮影した。この顕微鏡組織写真にて観察されるδ相において、δ相の最大長方向がリング状ディスクの半径方向に対して６０～１２０°の範囲内に向いているδ相の数を測定し、この測定値のδ相の全量（総数）に対する割合（％）を算出した。得られた結果を表２に示した。
（低サイクル疲労試験条件）
　本発明例１～９、比較例１～３、及び従来例１のリング状ディスクについて、下記の条件で低サイクル疲労試験を行った。
　リング状ディスクから、円周方向に平行に、平行部長さ：１８．５ｍｍ、平行部直径：６．３５ｍｍ、及び測定部長さ：１３ｍｍの寸法を有する低サイクル疲労試験片を切り出して採取した。この低サイクル疲労試験片を温度：４００℃に加熱し、この加熱された低サイクル疲労試験片に、最大歪：０．８％、及びＡ－ｒａｔｉｏ（歪振幅／平均歪）＝１．０の条件で引張および圧縮を、周波数：３０サイクル／分で繰り返し付与することにより低サイクル疲労試験を行った。そして、低サイクル疲労試験片が破断するまでのサイクル数（回）を測定した。得られた結果を表２に示した。
　表１，２に示される結果から、本発明例１～９のリング状ディスクは、比較例１～３のリング状ディスク及び従来例１のリング状ディスクに比べて、低サイクル疲労試験片が破断するまでのサイクル数が格段に多い。このため、本発明例１～９のリング状ディスクは、比較例１～３のリング状ディスク及び従来例１のリング状ディスクに比べて、低サイクル疲労強度が格段に優れていることがわかる。
　本発明のガスタービン用リング状ディスクは、特に低サイクル疲労強度に優れているため、更なる高強度化が要求される大型の航空機エンジン用ガスタービンに好適に適用できる。
　１　リング状ディスク（リング状ディスク基体）。

Claims (1)

  1. 　Ｎｉ基合金からなるリング状ディスク基体を有し、
    　前記Ｎｉ基合金は、質量％で、Ｎｉ：５０．００～５５．００％、Ｃｒ：１７．０～２１．０％、Ｎｂ：４．７５～５．６０％、Ｍｏ：２．８～３．３％、Ｔｉ：０．６５～１．１５％、Ａｌ：０．２０～０．８０％、Ｃ：０．０１～０．０８％を含有し、残部としてＦｅおよび不可避不純物を含む成分組成を有し、かつ素地中にδ相が析出分散している組織を有し、
    　前記組織において、扁平なδ相の最大長の方向が前記リング状ディスク基体の半径方向に対して６０～１２０°の方向を向いているδ相が、前記素地中に析出分散しているδ相の全量の６０％以上の量で存在していることを特徴とするガスタービン用リング状ディスク。
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