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JPH10245658A - 高Ｃｒ精密鋳造材及びタービン翼 - Google Patents

高Ｃｒ精密鋳造材及びタービン翼

Info

Publication number
JPH10245658A
JPH10245658A JP9050428A JP5042897A JPH10245658A JP H10245658 A JPH10245658 A JP H10245658A JP 9050428 A JP9050428 A JP 9050428A JP 5042897 A JP5042897 A JP 5042897A JP H10245658 A JPH10245658 A JP H10245658A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
turbine blade
blade
precision casting
strength
casting material
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.)
Withdrawn
Application number
JP9050428A
Other languages
English (en)
Inventor
Akiji Fujita
明次 藤田
Masatomo Kamata
政智 鎌田
Hiroshi Yokota
宏 横田
Mitsuyoshi Tsuchiya
光由 土屋
Yoshinori Tanaka
良典 田中
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to JP9050428A priority Critical patent/JPH10245658A/ja
Priority to DE69800133T priority patent/DE69800133T2/de
Priority to ES98103275T priority patent/ES2149023T3/es
Priority to EP98103275A priority patent/EP0863221B1/en
Priority to AT98103275T priority patent/ATE192508T1/de
Priority to US09/034,065 priority patent/US6095756A/en
Priority to CZ1998634A priority patent/CZ290459B6/cs
Publication of JPH10245658A publication Critical patent/JPH10245658A/ja
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/18—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium
    • C22C38/40—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium with nickel
    • C22C38/52—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium with nickel with cobalt
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/11—Iron
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/132—Chromium

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  • Materials Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 精密鋳造が可能でしかも優れた高温強度を有
する高Ｃｒ精密鋳造材及び該鋳造材を用いて製造される
安価で信頼性が高いタービン翼、さらに軽量化されたタ
ービン翼を提供すること。 【解決手段】 特定重量比で炭素、ケイ素、マンガン、
クロム、ニッケル、バナジウム、ニオブ、窒素、モリブ
デン、タングステン、コバルト及び必要によりホウ素を
含み、残部が不可避的不純物及び鉄からなることを特徴
とする高Ｃｒ精密鋳造材並びにそれを用いて精密鋳造に
より製造されてなることを特徴とするタービン翼。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は火力発電用のタービ
ン翼などの材料として好適な、高温特性に優れた高Ｃｒ
精密鋳造材及び該鋳造材を構成材料とするタービン翼に
関する。
【０００２】
【従来の技術】火力発電用蒸気タービンプラントに用い
られる高温用のタービン翼材としては１２Ｃｒ系の鍛鋼
材や超合金が用いられている。通常、実プラントで使用
されているこのような翼は、熱間で素材を鍛造した後に
切削加工により成形することによって製造されている。
しかし、この製造方法の場合には素材から切削加工によ
って成形する関係で、素材の多くは削り取られ、無駄に
なっている。また、タービン翼は形状が複雑であるため
切削加工の工数が多く、入り組んだ内部については加工
効率の悪い放電加工等を用いなければならず、莫大な費
用と時間を必要としていた。これに対して精密鋳造法を
用いた場合には、容易に目的とする形状に近い形で成形
できるため、安価なコストで成形が行える。しかし、従
来の鋳造材は鍛造材に比べてクリープ破断強さなどの高
温強度が劣り、翼材料として十分な強度を有するものは
得られていなかったため、従来は蒸気タービンの動翼材
などの材料として精密鋳造材は用いられていなかった。
加えて、従来の蒸気タービンの動翼などの翼は、全て中
実構造となっていて重量が大きく、動翼として回転した
場合にはそれを支えるロータ（回転子）に多大な負担が
加わり、運転温度を低く抑えるか、もしくは１２Ｃｒロ
ータ材などの高価な材料を用いることを余儀なくされて
いる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明は前記従来技術
の実状に鑑み、精密鋳造が可能でしかも優れた高温強度
を有する高Ｃｒ精密鋳造材及び該鋳造材を用いて製造さ
れる安価で信頼性が高いタービン翼、さらに軽量化され
たタービン翼を提供しようとするものである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明は前記課題を解決
するための手段として次の（１）〜（５）の構成を採
る。 （１）重量比で炭素：０．０８〜０．１４％、ケイ素：
０．１〜０．３％、マンガン：０．０１〜１％、クロ
ム：８．５〜９．５％（９．５％を含まず）、ニッケ
ル：０．０１〜０．６％、バナジウム：０．１〜０．２
％、ニオブ：０．０３〜０．０６％、窒素：０．０２〜
０．０７％、モリブデン：０．１〜０．７％、タングス
テン：１〜２．５％、コバルト：０．０１〜４％を含
み、残部が不可避的不純物及び鉄からなることを特徴と
する高Ｃｒ精密鋳造材。 （２）重量比で炭素：０．０８〜０．１４％、ケイ素：
０．１〜０．３％、マンガン：０．０１〜１％、クロ
ム：８．５〜９．５％（９．５％を含まず）、ニッケ
ル：０．０１〜０．６％、バナジウム：０．１〜０．２
％、ニオブ：０．０３〜０．０６％、窒素：０．０２〜
０．０７％、モリブデン：０．１〜０．７％、タングス
テン：１〜２．５％、コバルト：０．０１〜４％、ホウ
素：０．００２〜０．０１％を含み、残部が不可避的不
純物及び鉄からなることを特徴とする高Ｃｒ精密鋳造
材。
【０００５】（３）前記（１）又は（２）の高Ｃｒ精密
鋳造材を使用し、精密鋳造により製造されてなることを
特徴とするタービン翼。 （４）前記（１）又は（２）の高Ｃｒ精密鋳造材を使用
し、精密鋳造により製造されてなり、中空構造の翼身部
を有することを特徴とするタービン翼。 （５）前記（１）又は（２）の高Ｃｒ精密鋳造材を使用
し、精密鋳造により中空構造の翼身部と表面に凹部を設
けたシュラウド部を有するタービン翼を製造し、前記シ
ュラウド部の凹部に金属製の板（シュラウドカバー）を
取付けてなることを特徴とするタービン翼。
【０００６】
【発明の実施の形態】前記（１）及び（２）の高Ｃｒ精
密鋳造材は、本発明者らが高Ｃｒ系鋼を基本成分として
合金元素の厳選を行って高温強度の改善検討を鋭意行っ
た結果に基づくものであり、優れた高温特性を有し、蒸
気タービン翼の構成材料として好適な精密鋳造材であ
る。
【０００７】以下に前記（１）の発明に係る高Ｃｒ精密
鋳造材における成分限定理由を説明する。なお、以降の
説明において成分組成の％は全て重量％を表す。 Ｃ（炭素）：ＣはＮとともに炭窒化物を形成しクリープ
破断強度の向上に寄与する。また、オーステナイト形成
元素として作用し、δフェライトの生成を抑制する。含
有量が０．０８％未満では十分な効果が得られず、ま
た、０．１４％を越えると使用中に炭窒化物が凝集粗大
化し、高温長時間強度を劣化させる。加えて、Ｃ量が多
くなると溶接性が劣化し、精密鋳造翼を製造する場合に
溶接割れなどの不具合が生じる。このため、炭窒化物と
して高温強度を改善することやδフェライトの生成を抑
制するため以外には必要以上に添加しないことが必要で
ある。このため、含有量は０．０８〜０．１４％、好ま
しくは０．０９〜０．１２％の範囲とする。
【０００８】Ｓｉ（ケイ素）：Ｓｉは脱酸材としての効
果がある。また、鋳鋼材料では鋳型の隅々まで溶湯が流
れ込むことが必要であることから湯流れ性が必要である
が、Ｓｉは湯流れ性を確保する上で必要な元素である。
しかし、Ｓｉは靱性及び高温強度を低下させ、さらには
δフェライトの生成を促進する効果を持つため、可能な
限り低く抑えることが必要である。０．１％未満では湯
流れ性の確保の点で十分ではなく、また０．３％を越え
る量を添加すると、前記のような不具合が顕在化する。
そこで、添加量は０．１〜０．３％、好ましくは０．１
５〜０．２５％の範囲とする。
【０００９】Ｍｎ（マンガン）：Ｍｎも脱酸材として有
用な元素である。また、δフェライトの生成を抑制する
作用がある。δフェライトが生成すると延性、靱性が低
下し、さらに高温強度であるクリープ破断強さも著しく
低下する。このため、他の元素とのバランスを考慮して
Ｍｎを添加することが必要となる。一方、このＭｎが増
えるに従いクリープ破断強度が劣化する。このような背
景からクリープ破断強さを損なわずに、しかも大型の鋳
鋼品を製造したときにδフェライトが全く生成しないよ
うにするためにＭｎ量を制御して添加する必要がある。
１％を越える量を添加すると高温強度が著しく低下し、
また、不可避的に鋼材に混入されるＭｎ量は０．０１％
程度が考えられるので、添加量の範囲は０．０１〜１
％、好ましくは０．０３〜０．６％とする。
【００１０】Ｃｒ（クロム）：Ｃｒは炭化物を形成しク
リープ破断強度の改善に寄与するとともに、マトリック
ス中に溶け込んで耐酸化性を改善し、さらにマトリック
ス自体を強化して高温長時間の強度の向上に寄与する。
添加量が８．５％未満であるとその効果が十分でなく、
また他の合金元素との関係もあるが、９．５％以上では
δフェライトを生成しやすくなって強度の低下や靱性の
劣化をもたらす。このため、Ｃｒの添加量範囲は８．５
〜９．５％（９．５％を含まず）、好ましくは８．７〜
９．３％とする。
【００１１】Ｎｉ（ニッケル）：Ｎｉは靱性を改善する
上で有効な元素である。また、δフェライト生成を抑制
する上で有用な元素である。しかし、多量の添加はクリ
ープ破断強度を著しく劣化させる。このため、必要最少
限度の添加が望ましい。０．６％を越える量を添加する
と著しくクリープ破断強さが低下し、不可避的に鋼材に
混入されるＮｉ量は０．０１％程度が考えられるので、
Ｎｉの添加量は０．０１〜０．６％、好ましくは０．０
３〜０．４％とする。
【００１２】Ｖ（バナジウム）：Ｖは炭窒化物となって
クリープ破断強度を改善する。０．１％未満では十分な
効果が得られない。また、逆に０．２％を越える量を添
加するとむしろクリープ破断強度は低下してしまう。こ
のため、添加量範囲は０．１〜０．２％、好ましくは
０．１３〜０．１８％とする。
【００１３】Ｎｂ（ニオブ）：Ｎｂは炭窒化物を形成し
て高温強度の改善に寄与する。また、高温で析出する炭
化物（Ｍ23Ｃ6 ）を微細にして長時間クリープ破断強度
の改善に寄与する。添加量が０．０３％未満ではその効
果はなく、また０．０６％を越える量を添加すると、鋼
塊製造時に生成したＮｂの炭窒化物が熱処理時にマトリ
ックスに十分に固溶できず、使用中に粗大化して長時間
のクリープ破断強度を低下させる。このため、添加量範
囲は０．０３〜０．０６％、好ましくは０．０４〜０．
０６％とする。
【００１４】Ｎ（窒素）：ＮはＣや合金元素とともに炭
窒化物を形成して高温強度の改善に寄与する。また、δ
フェライトの生成を抑制する効果があり、重要な元素で
ある。添加量が０．０２％未満では、十分な炭窒化物を
形成することができないと同時にδフェライト生成抑制
の効果が十分に発揮されないために、十分なクリープ破
断強度が得られず、また、靱性が劣る結果となる。ま
た、０．０７％を越える量を添加すると、長時間側で炭
窒化物が凝集粗大化して、十分なクリープ破断強度を得
ることができなくなる。このため、添加量範囲は０．０
２〜０．０７％、好ましくは０．０３〜０．０６％とす
る。
【００１５】Ｍｏ（モリブデン）：ＭｏはＷとともにマ
トリックス中に固溶してクリープ破断強度を改善する。
Ｍｏの単独の添加であれば１．５％程度添加することが
可能であるが、本発明材のようにＷを添加する場合には
Ｗの方が高温強度の改善に有効であり、またＭｏ及びＷ
を多量に添加するとδフェライトが形成されてクリープ
破断強度を劣化させる。このため、Ｗの添加量とのバラ
ンスから０．１〜０．７％の添加とする。なお、Ｍｏの
添加はＷが十分に添加されている本発明材においてはコ
ストを考えて可能な限り少ない方がよい。このため、特
に好ましい範囲は、０．１〜０．５％である。
【００１６】Ｗ（タングステン）：Ｗは前述のようにＭ
ｏとともにマトリックス中に固溶してクリープ破断強度
を改善する。ＷはＭｏよりも固溶体強化機能が強く、有
効な元素である。しかし多量に添加するとδフェライト
や多量のラーベス相を生成するため、逆にクリープ破断
強度を劣化させる。このため、Ｍｏの添加量とのバラン
スを考慮して１〜２．５％、好ましくは１．５〜２％の
添加とする。
【００１７】Ｃｏ（コバルト）：ＣｏはＮｉと同様にマ
トリックスに固溶してδフェライトの生成を抑制する。
また、Ｎｉのように高温強度を劣化させることはない。
このため、Ｃｏを添加すると、Ｃｏを添加しないものよ
りもＣｒやＷの強化元素を多く添加することが可能とな
る。この結果、高いクリープ破断強度を得ることが可能
となる。しかし、多量、特に４％を越える量を添加する
と、炭化物の析出を促進してしまうために、長時間側の
クリープ破断強度を劣化させてしまう。加えてＣｏは高
価な元素であり、経済性から判断して可能な限り低いこ
とが望ましい。Ｎｉが添加されている本発明鋼では不可
避的混入量として０．０１％程度が特に添加をしなくて
も鋼材中に含まれている。このため、本発明材における
添加量を０．０１〜４％の範囲とする。なお、コストと
必要特性を考慮した場合には、Ｃｏ量をできるだけ抑え
た方が好ましい。このため、特に好ましい範囲は０．０
１〜２％である。
【００１８】このような組成を有する高Ｃｒ精密鋳造材
は、優れた高温強度を有するため、高温強度を要求され
る各種部品を精密鋳造により製造することができる。例
えば、従来高Ｃｒ系の鍛鋼材料から切削加工により製造
されていたタービン翼を精密鋳造により製造することが
できるので、工期と製造コストの大幅な削減が達成でき
る。
【００１９】次に前記（２）の発明に係る高Ｃｒ精密鋳
造材における成分限定理由を説明する。この高Ｃｒ精密
鋳造材は前記（１）の高Ｃｒ精密鋳造材の組成に、さら
にクリープ破断強度の改善を目的としてホウ素を添加し
たものである。したがってホウ素以外の成分については
前記（１）の発明における説明と同じなので説明を省略
し、ホウ素についてのみ説明する。
【００２０】Ｂ（ホウ素）：Ｂは粒界強度を高くする作
用があり、クリープ破断強度の改善に寄与するが、多量
に添加すると靱性を低下させてしまう。また、添加量が
０．００２％未満では添加した効果が十分に発揮されな
い。このため、本発明材ではＢの添加量を０．００２〜
０．０１％とする。
【００２１】このような組成を有する高Ｃｒ精密鋳造材
は、前記（１）の発明に係る高Ｃｒ精密鋳造材の優れた
特性に加えて、さらにクリープ破断強度が改善されたも
のである。
【００２２】以下に前記（３）〜（５）の発明に係るタ
ービン翼について図面を参照して説明する。前記（３）
の発明に係るタービン翼は前記（１）又は（２）の発明
に係る高Ｃｒ鋳造材を精密鋳造により所定のタービン翼
の形状に成形することによって製造される。図１に本発
明（３）の１実施態様であるタービン翼の全体模式図を
示す。図１のタービン翼はシュラウド１、３つの翼身２
及び翼根３が一つのブロックとなって構成されている。
ロータとの接続は、翼下部に設けられた翼根３にピン穴
４を設け、ストレートピン５でロータと一緒にくし刺し
にすることにより行われる。すなわち、ピン穴４と同じ
位置にロータ（図示せず）にもピン穴があり、ストレー
トピン５の冷やし嵌めによって翼根３とロータとを接続
する。この例では翼身２は中実構造となっている。
【００２３】このタービン翼は高温強度に優れた材料か
らなる信頼性の高いものであり、しかも精密鋳造により
製造されるので、従来の高Ｃｒ系の鍛鋼材料から切削加
工により製造する場合に比較して工期と製造コストを大
幅に削減することができる。
【００２４】前記（４）の発明に係るタービン翼は、翼
身の中心部に穴を設けて中空構造とすることによって翼
身の軽量化を達成させたものである。。これによって、
翼の根本（翼根）に発生する応力も低減できるので、翼
根の太さを細くすることができ、その結果として、中実
のものよりも遙かに軽量の動翼（１０％以上の軽量化は
可能）を製造するすることができ、その結果ロータに加
わる応力も１０％以上軽減することができる。
【００２５】動翼のように回転する翼に適用する材料は
軽量にした方が翼を支えるロータにとっては負担が少な
くて済む。すなわち、構造物を回転させた場合に発生す
る遠心力ＦはＦ＝ｍＶ2 ／ｒ（ここでｍ：質量、Ｖ：回
転速度、ｒ：回転半径）で表せる。このことから、動翼
の質量に比例してロータに加わる応力は大きくなるの
で、動翼の質量を小さくすることはそのままロータに加
わる応力を低減することにつながる。鉄系の材料の比重
は７．８程度であって合金元素が変わったとしても大き
く変わらないことから考えれば明らかであるように、翼
自体の体積を低減しないかぎり翼の軽量化は達成されな
い。
【００２６】図２に本発明（４）の１実施態様であるタ
ービン翼の全体模式図を、図３には翼断面の形状を示
す。この例のタービン翼は翼根４及びロータ７に設けら
れたピン穴４にストレートピン５を差し込むことによっ
てロータに取付けられる。また、図３に示されるように
このタービン翼には翼身２に軽量化のための穴が設けら
れており、翼身中空部６が形成されている。このように
中空にすることによって重量の低減が達成できる。さら
に、翼身２の重量が低減できることで、遠心力が少なく
なり、翼根３の厚さを薄くすることができ、さらに軽量
化を達成することができるようになるため、翼全体とし
ては１０％以上の軽量化が達成できる。なお、このよう
に翼身部を中空構造にしても翼自身の強度は外殻で十分
に保持できるため、強度的にも全く問題ないものとなっ
ている。
【００２７】前記（４）の発明に係るタービン翼は、前
記（３）の発明に係るタービン翼における効果に加え
て、翼が軽量化されることによって翼を支えるロータ材
に対する高強度要求が軽減され、その結果として安価な
材料の適用も可能となり、ロータ材のコスト低減にも効
果が大きい。すなわち、翼の軽量化を可能とした本発明
の技術は、タービンの信頼性の向上と安価なタービン設
備の提供をもたらす画期的な技術であると言える。
【００２８】前記（４）の発明におけるように翼身を中
空構造にして軽量化した場合には、精密鋳造により製造
すると図２に示すようにシュラウド部に中空穴がそのま
ま現れることになる。この穴はタービンを運転する際に
直接的にはほとんど影響はないので、そのまま運転する
ことも可能である。しかし、熱効率を考えた場合には、
翼外周部の流体の流れに乱れを生じさせる原因となり、
その結果として僅かではあるが効率低下をもたらす。こ
のため、シュラウドにできた穴は可能な限り塞ぐことが
望ましい。
【００２９】前記（５）の発明に係るタービン翼は、翼
身を中空構造としたタービン翼のシュラウド部に凹部を
設け、その凹部に金属製の板（シュラウドカバー）を電
子ビーム溶接などの手段により取付けて表面を平滑とし
たものである。
【００３０】本発明（５）の１実施態様であるタービン
翼において、シュラウド部に凹部を設けたタービン翼の
全体模式図を図４に、凹部に金属製の板（シュラウドカ
バー）を取付けた状態を示す全体模式図を図５に示す。
この例のタービン翼は精密鋳造で翼形状を形成する際
に、図４に示すようにシュラウド１に凹部を設け、その
上に金属板で構成されるシュラウドカバー８が取付けら
れる構造とする。シュラウドカバー８のシュラウド１へ
の取付けは、電子ビーム溶接等の溶接により行うことが
できる。また、シュラウドカバー８の材質は、６００℃
以下の温度条件で自重に基づく遠心力に耐えうる材料で
あればよく、動翼に高Ｃｒ鋳鋼材を用いている関係で、
ＪＩＳ規格で規定されるＳＵＳ４１０クラス以上の高温
強度を有する材料であれば、どのような材料であっても
特に問題とはならない。また、シュラウドカバー８の溶
接は、自重による遠心力に耐えるだけでよいので、ター
ビンの円周方向の溶接線９の２箇所を溶接すれば強度的
にも十分である。
【００３１】前記（５）の発明に係るタービン翼は、前
記（４）の発明に係るタービン翼における効果に加え
て、中空部の穴がそのままシュラウド部の表面に開口し
ている場合に生じる、翼外周部の流体の流れの乱れをな
くすことができ、熱効率の低下を防止することができ
る。
【００３２】
【実施例】以下、実施例により本発明の効果を実証す
る。 （実施例１）前記（１）の発明に係る高Ｃｒ鋳造材につ
いて、試験材を作製し、物性評価試験を行った。表１に
試験に供した材料の化学成分組成をまとめて示す。全て
の材料は、真空高周波溶解炉にて溶製し、ロストワック
スによって成形したセラミックス製の型に溶湯を流し込
み試験材とした。試験材の熱処理は、１０５０℃で５時
間保持した後、空冷して１５０℃以下になるまで冷却
し、次いで焼もどしは０．２％耐力がおよそ７０〜８０
ｋｇｆ／ｍｍ2 になるように各材料の焼もどし温度を決
めて行った。
【００３３】このようにして作製した本発明材１（試験
材番号１〜７）及び比較材（試験材番号１１〜１８）に
ついて常温引張試験、衝撃試験及び６００℃で１０万時
間保持後のクリープ破断強さ（外挿値）の測定を行っ
た。結果を表２に示す。この常温引張試験の結果から明
らかなように、本発明材の伸びや絞り等の延性及び衝撃
値が安定して高くなっている。これに対して、比較材の
延性、靱性は相対的に悪くなっている。また、本発明材
のクリープ破断強さは比較材に比べて格段に優れている
ことがわかる。
【００３４】
【表１】
【００３５】
【表２】
【００３６】（実施例２）前記（２）の発明に係る高Ｃ
ｒ鋳造材について、試験材を作製し、物性評価試験を行
った。表３に試験に供した材料の化学成分組成をまとめ
て示す。試験材の作製及び試験材の熱処理は実施例１と
同様に行った。
【００３７】このようにして作製した本発明材２（試験
材番号２１〜２５）について、実施例１と同じく常温引
張試験、衝撃試験及び６００℃で１０万時間保持後のク
リープ破断強さ（外挿値）の測定を行った。結果を表４
に示す。なお、表３及び表４には、比較のため実施例１
で得た本発明材１の中の試験材番号１、４、５、７のデ
ータを併記した。表４に示されるように、常温引張試験
特性及び衝撃特性は本発明材１と本発明材２では差はな
く、ホウ素を添加したことによる影響は認められない。
しかし、ホウ素を添加した本発明材２のクリープ破断強
さは、添加していない本発明材１に比べてさらに向上し
ていることがわかる。
【００３８】
【表３】
【００３９】
【表４】
【００４０】
【発明の効果】高Ｃｒ系鋼を基本成分とし、各成分組成
を特定した本発明（１）の高Ｃｒ鋳造材は優れた高温強
度を有しており、この高Ｃｒ鋳造材を使用することによ
り高温強度を要求される各種部品の精密鋳造による製造
が可能である。例えば、タービン翼の構成材料として使
用すれば、従来の高Ｃｒ系の鍛鋼材料からの切削加工に
代えて精密鋳造により成形することができるため、工期
と製造コストの大幅な削減が達成できる。本発明（２）
のホウ素を添加した高Ｃｒ鋳造材は前記本発明（１）の
高Ｃｒ鋳造材の有する効果に加えて、さらにクリープ破
断強さが向上している。
【００４１】本発明（３）のタービン翼は高温強度に優
れた材料からなる信頼性の高いものであり、しかも精密
鋳造により製造されるので、従来の高Ｃｒ系の鍛鋼材料
から切削加工により製造する翼に比較して短い工期と少
ない製造コストで製造することができる。本発明（４）
のタービン翼は翼身を中空構造とすることにより、前記
本発明（３）のタービン翼の有する効果に加えて翼が軽
量化される効果がある。さらに、翼の軽量化によって翼
を支えるロータ材に対する高強度要求が軽減され、その
結果として安価な材料の適用も可能となり、ロータ材の
コスト低減にも効果が大きい。本発明（５）のタービン
翼はシュラウド部に凹部を設け、該凹部にシュラウドカ
バーをり取付けて表面を平滑としているので、前記本発
明（４）のタービン翼における効果に加えて、中空部の
穴がそのままシュラウド部の表面に開口している場合に
生じる、翼外周部の流体の流れの乱れをなくすことがで
き、熱効率の低下を防止することができる効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明（３）の１実施態様であるタービン翼の
全体模式図。
【図２】本発明（４）の１実施態様であるタービン翼の
全体模式図。
【図３】図２の翼の断面の形状を示す図。
【図４】本発明（５）に係るシュラウド部に凹部を設け
たタービン翼の全体模式図。
【図５】本発明（５）に係るシュラウド部に設けた凹部
にシュラウドカバーを取付けた状態を示す全体模式図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 ＦＩ Ｆ０１Ｄ 5/28 Ｆ０１Ｄ 5/28 // Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｄ (72)発明者 土屋 光由 長崎県長崎市飽の浦町１番１号 三菱重工 業株式会社長崎造船所内 (72)発明者 田中 良典 東京都千代田区丸の内二丁目５番１号 三 菱重工業株式会社内

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 重量比で炭素：０．０８〜０．１４％、
    ケイ素：０．１〜０．３％、マンガン：０．０１〜１
    ％、クロム：８．５〜９．５％（９．５％を含まず）、
    ニッケル：０．０１〜０．６％、バナジウム：０．１〜
    ０．２％、ニオブ：０．０３〜０．０６％、窒素：０．
    ０２〜０．０７％、モリブデン：０．１〜０．７％、タ
    ングステン：１〜２．５％、コバルト：０．０１〜４％
    を含み、残部が不可避的不純物及び鉄からなることを特
    徴とする高Ｃｒ精密鋳造材。
  2. 【請求項２】 重量比で炭素：０．０８〜０．１４％、
    ケイ素：０．１〜０．３％、マンガン：０．０１〜１
    ％、クロム：８．５〜９．５％（９．５％を含まず）、
    ニッケル：０．０１〜０．６％、バナジウム：０．１〜
    ０．２％、ニオブ：０．０３〜０．０６％、窒素：０．
    ０２〜０．０７％、モリブデン：０．１〜０．７％、タ
    ングステン：１〜２．５％、コバルト：０．０１〜４
    ％、ホウ素：０．００２〜０．０１％を含み、残部が不
    可避的不純物及び鉄からなることを特徴とする高Ｃｒ精
    密鋳造材。
  3. 【請求項３】 請求項１又は２に記載の高Ｃｒ精密鋳造
    材を使用し、精密鋳造により製造されてなることを特徴
    とするタービン翼。
  4. 【請求項４】 請求項１又は２に記載の高Ｃｒ精密鋳造
    材を使用し、精密鋳造により製造されてなり、中空構造
    の翼身部を有することを特徴とするタービン翼。
  5. 【請求項５】 請求項１又は２に記載の高Ｃｒ精密鋳造
    材を使用し、精密鋳造により中空構造の翼身部と表面に
    凹部を設けたシュラウド部を有するタービン翼を製造
    し、前記シュラウド部の凹部に金属製の板（シュラウド
    カバー）を取付けてなることを特徴とするタービン翼。
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