(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数３０００rpmに対して１３２０mm以上又は翼の回転数３６００rpm に対して１０９２mm以上であり、重量でＡｌ４〜８％，Ｖ４〜８％及びＳｎ１〜４％を含むＴｉ基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、翼素材を熱間鍛造した後、本願図１に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＡ（６０５℃，８５５℃），Ｂ（５９０℃，７９０℃），Ｃ（４１０℃，７９０℃）及びＤ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を行うことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
【請求項２】
翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数３０００rpmに対して１３２０mm以上又は翼の回転数３６００rpm に対して１０９２mm以上であり、重量でＡｌ４〜８％，Ｖ４〜８％及びＳｎ１〜４％を含むＴｉ基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、翼素材を熱間鍛造した後、本願図２に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＥ（５２５℃，８５５℃），Ｆ（５１０℃，７９０℃），Ｇ（４１０℃，７９０℃）及びＨ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
【請求項３】
翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数３０００rpmに対して１３２０mm以上又は翼の回転数３６００rpm に対して１０９２mm以上であり、重量でＡｌ４〜８％，Ｖ４〜８％及びＳｎ１〜４％を含むＴｉ基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、最終熱処理前に前記ダブティル部をスリット加工し、次いで本願図３に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＪ（６８５℃，８５５℃），Ｋ（５８５℃，７９０℃），Ｌ（４１０℃，７９０℃）及びＭ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
【請求項４】
翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数３０００rpmに対して１３２０mm以上又は翼の回転数３６００rpm に対して１０９２mm以上であり、重量でＡｌ４〜８％，Ｖ４〜８％及びＳｎ１〜４％を含むＴｉ基合金からなる蒸気タービン翼の製造方法において、最終熱処理前に前記ダブティル部をスリット加工し、次いで本願図４に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＮ（５７５℃，８５５℃），Ｏ（５６０℃，７９０℃），Ｐ（４１０℃，７９０℃）及びＱ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、Ｔｉ基合金製蒸気タービン翼の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、蒸気タービン低圧最終段では、８５０mm（３３.５ インチ）長翼に１２Ｃｒ鋼、１０１６mm（４０インチ）長翼にＴｉ−６Ａｌ−４Ｖが、また、現在、５０ヘルツ対応機として国内外最長の１０９２mm（４３インチ）長翼用として高強度１２Ｃｒ鋼が開発されているが、最終翼段の長翼化による効率向上ならびにプラントのコンパクト化の需要はますます増大し、さらなる長翼化が要求されている。そのためには、従来使用実績のあるＴｉ−６Ａｌ−４Ｖに替わる軽量・高強度のチタン合金が必要不可欠である。
【０００３】
１０１６mm（４０インチ）長翼までは、引張強さ９５kg／mm2 級のチタン合金で、十分長翼化に伴う遠心力の増加に対応可能であったが、さらに１１４３mm（４５インチ）以上の長翼では、引張強さ１１０kg／mm2 級のチタン合金が必要となる。引張強さ１１０kg／mm2 以上のチタン合金としては、時効硬化性のβ型チタン合金があるが、このβ型チタン合金は靭性が低いという欠点があるため、翼全体をこの合金で製造するには問題がある。一方、靭性の高いα＋β型のチタン合金では、翼のダブティルの厚肉化に伴い、溶体化処理時の冷却速度が強度を大きく左右し、小鋼塊で得られる強度も、大型品では再現できないことが多く、確実に１１０kg／mm2 級のチタン合金を得ることが困難であった。
【０００４】
また、特開平1−202389 号では、α＋β型の高強度Ｔｉ合金であるＴｉ−６Ａｌ−６Ｖ−２Ｓｎの熱処理条件についてβ変態点の１０〜６０℃下、すなわち８６７〜９１７℃で溶体化を実施し、その後５００〜６５０℃で時効処理をするとされているが、薄肉の翼プロファイル部では強度は得られるものの、冷却速度の遅い厚肉ダブティル部の強度が確保できないという問題があった。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、１１４３mm（４５インチ）以上の翼長を有する蒸気タービン翼として、特にダブティル部の引張強さが１１０kg／mm2 以上を有し、強度とともに適度な靭性を兼ね備えたα＋β型相からなるＴｉ基合金製蒸気タービン翼の製造方法を提供するものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明は、翼部及び複数本のフォーク状のダブティルを有し、翼部長さが翼の回転数３０００rpmに対して１３２０mm以上又は翼の回転数３６００rpmに対して１０９２mm以上であるＴｉ基合金製蒸気タービン翼の製造方法において、後述する本願図１ないし図４に示す（時効温度，溶体化温度）で表した各点を結ぶ範囲内で加熱後冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法にある。
【０００７】
本発明によれば、重量で、Ａｌ４〜８％，Ｖ４〜８％及びＳｎ１〜４％を含むＴｉ基合金からなり、前記ダブティルの室温の引張強さが１１０kg／mm2 以上である蒸気タービン翼が得られる。
【０００８】
本発明によれば、翼部長さが前記翼の回転数３０００rpm に対して１３２０mm（５２インチ）以上又は前記回転数３６００rpm に対して１０９２mm（４３インチ）以上であり、重量で、Ａｌ４〜１０％，Ｖ４〜１０％及びＳｎ１〜５％を含むＴｉ基合金からなる蒸気タービン翼が得られる。
【０００９】
本発明は、Ｔｉ基合金製蒸気タービン翼の製造方法において、本願図１に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＡ（６０５℃，８５５℃），Ｂ（５９０℃，７９０℃），Ｃ（４１０℃，７９０℃）及びＤ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を行うことを特徴とすること、前記（時効温度，溶体化温度）で表した領域が、本願図２に示すＥ（５２５℃，８５５℃），Ｆ（５１０℃，７９０℃），Ｇ（４１０℃，７９０℃），Ｈ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とすること、最終熱処理前に、前記ダブティル部を最終形状に近い状態に粗加工し、次いで、本願図３に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＪ（６８５℃，８５５℃），Ｋ(５８５℃，７９０℃)，Ｌ（４１０℃，７９０℃），Ｍ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲内で加熱後水冷する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とすること、最終熱処理前に、前記ダブティル部を最終形状に近い状態に粗加工し、次いで、本願図４に示す（時効温度，溶体化温度）で表したＮ（５７５℃，８５５℃），Ｏ（５６０℃，７９０℃），Ｐ（４１０℃，７９０℃），Ｑ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲で加熱後衝風冷却する溶体化処理及び時効処理を施すことを特徴とすることのいずれかからなるものである。
【００１２】
Ｔｉ基合金は、熱間鍛造後に、α＋β領域で加熱・保持し強制冷却（溶体化）することにより、α相とα′マルテンサイト二相組織が微細化・均質化し、高延性・高靭性が得られる。さらに、これに続く時効処理でα′マルテンサイトがα＋β２相に分解し、初析α粒と時効でαが析出した旧β粒の混粒形態を形成することにより（時効硬化），高い強張強度や疲労強度が得られる。
【００１３】
溶体化温度は、Ｔｉ−６Ａｌ−６Ｖ−２Ｓｎではβ変態点（約９２７℃）以下の８００〜９００℃の範囲が適切である。β変態点以上では、結晶粒の粗大化や初析α量の減少により延性・靭性の低下を引き起こす。また、溶体化温度を低くしすぎると、熱間鍛造組織が残留するとともに初析α量が増加し、適切な強度が得られない。
【００１４】
続く時効温度は、５００〜６００℃の範囲が適切である。時期温度は、高くなるほど、引張強度が低下して、延性・靭性が向上する。
【００１５】
一方、大型鍛造品では溶体化時の冷却速度が強度・靭性に大きく影響するため、これらの熱処理条件の最適化により、目標強度を確保する。
【００２０】
低圧タービンの最終段動翼として前述のＴｉ合金が用いられ、特に１０９２mm（４３インチ）又は１３２０mm（５２インチ）以上の長さに対して重量でＡｌ４〜８重量％，Ｖ４〜８重量％及びＳｎ１〜４％を有するＴｉ合金が用いられ、前述の熱処理が施され、ダブティル部で１１０kg／mm2 以上の引張強さを有するものが好ましい。特に、Ａｌ５〜７％，Ｖ５〜７％及びＳｎ１〜３％，Ｆｅ０.２〜１.５％，Ｏ０.２０％ 以下，Ｃｕ０.３〜１.５％，残Ｔｉからなる合金が好ましい。
【００２１】
【発明の実施の形態】
〔実施例１〕
重量で、Ａｌ５.８９％，Ｖ５.９８％，Ｆｅ０.３３％，Ｏ０.１６％，Ｓｎ２.３１％，Ｃｕ０.４０％，残部Ｔｉからなる合金を用いた。初析α相は溶体化温度が８００℃では４８〜５５％，８５０℃では３７〜４６％，９００℃では２２〜２８％であった。
【００２２】
１１４３mm（４５インチ）以上長翼の最も厚肉部となるダブティル形状素材の鍛造品（４００mm，１９０mm，１１０mm）を作製し、８００〜９００℃×１時間の溶体化処理及び５００〜６００℃×４時間の時効処理を行い、肉厚中央部及び１／４ｔ部より試験片を採取し、引張試験及び衝撃試験を行った。なお、溶体化処理における冷却は、水冷及び衝風冷却の２通りとした。冷却速度による強度は、試験片採取位置により評価した。
【００２３】
表１に溶体化時水冷材の１／４ｔ部の引張強さ及び衝撃吸収エネルギを、表２に１／２ｔ部の引張強さ及び衝撃吸収エネルギを示す。冷却速度の早い１／４ｔ部では、いずれの熱処理でも目標強度１１０kg／mm2 以上を満足するが、時効温度の上昇に伴って、強度は低下し、裕度が小さくなる。一方、冷却速度の遅い１／２ｔ部では、８００と５００℃，８５０℃と５００℃及び６００℃の溶体化と時効温度の組合せ以外の条件では、目標強度１１０kg／mm2 以上を満足しない。また、冷却速度の早い１／４ｔ部の結果と比較すると、溶体化温度が低いほど冷却速度の影響が小さく、溶体化温度が高いほど時効温度の影響が小さくなっている。一方、衝撃吸収エネルギについては、顕著な差は見られず、強度確保による破壊靭性値の低下は小さいものと考えられる。これらの結果より、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、溶体化時冷却の場合、図１に示すハッチング部、すなわち、Ａ（６０５℃，８５５℃），Ｂ（５９０℃，７９０℃），Ｃ（４１０℃，７９０℃），Ｄ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲が好適である。
【００２４】
【表１】
0003666256.tif 000002
【００２５】
【表２】
0003666256.tif 000003
【００２６】
表３は、衝風冷却時の１／２ｔ部（冷却速度の最も遅い部分）の引張強さ及び衝撃吸収エネルギを示す。水冷材同様、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、溶体化時衝風冷却の場合、図２に示すハッチング部、すなわち、Ｅ（５２５℃，８５５℃），Ｆ（５１０℃，７９０℃），Ｇ（４１０℃，７９０℃），Ｈ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲が好適である。
【００２７】
８００℃衝風冷却材の０.０２％ 耐力は１／４ｔ部で９３〜１０１kg／mm2 ，１／２ｔ部で９３〜１００kg／mm2，０.２％耐力は１／４ｔ部で１０３〜１０６kg／mm2 ，１／２ｔ部で９６〜１０７kg／mm2 であり、伸び率はいずれも１５〜１７％，絞り率は１／４ｔ部で２２〜４３％，１／２ｔ部で４０〜５０％であった。Ｈｖ硬さは３３５〜３５６であった。
【００２８】
【表３】
0003666256.tif 000004
【００２９】
一方、厚肉部の冷却速度を増加させる方法として、熱処理前にダブティルの粗加工、すなわちスリットを加工しておく方法がある。この方法では、スリットの間隔が１／４ｔより小さく、５かつ１０個程度はいるため、前表面から冷却され、全体の冷却速度は加工前の状態の１／４ｔ部並み以上になる。したがって、表１の結果から、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、スリット加工後、溶体化，水冷する場合、図３に示すハッチング部、すなわち、Ｊ（６８５℃，８５５℃)，Ｋ（５８５℃，７９０℃)，Ｌ（４１０℃，７９０℃），Ｍ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲の熱処理が可能となる。溶体化時衝風冷却の場合も同様で、表３の結果から、目標強度を得るための時効温度と溶体化温度の関係を整理すると、スリット加工後、溶体化，衝風冷却する場合、図４に示すハッチング部、すなわち、Ｎ（５７５℃，８５５℃），Ｏ（５６０℃，７９０℃），Ｐ（４１０℃，７９０℃），Ｑ（４１０℃，８５５℃）の４点を結ぶ範囲の熱処理が可能となる。
【００３０】
図５は３６００rpm 用翼部長さ１０９２mm（４３インチ）の蒸気温度５３８〜６５０℃蒸気タービン用の低圧タービンの最終段蒸気タービン翼の斜視図である。ダブティル５２は８本のフォークによって形成され、翼長１１６８mm（４６インチ）においては９本となる。本実施例では上述のダブティル部の引張強さが１１０kg／mm2 以上のものが用いられる。５３はピンを挿入する穴であり、５４はエロージョンシールドでＴｉ基合金又はステライトのＣｏ基合金がろう付される。５７はコンティニュアスカバーである。５５はタイボスである。
【００３１】
〔実施例２〕
図６は本実施例１の蒸気タービン翼を用いた３６００rpm 低圧タービンの断面図である。低圧タービンは２基タンデムに結合され、同じ構造を有している。各々動翼４１は左右に８段あり、左右ほぼ対称になっており、また動翼に対応して静翼４２が設けられる。最終段の動翼長さは前述の如く１０９２mm(４３インチ)のＴｉ基合金が使用され、いずれもダブルティノン，鞍型ダブティルを有し、ノズルボックス４４は複流型である。ロータシャフト４３はＮｉ３.７５％ ，Ｃｒ１.７５％，Ｍｏ０.４％，Ｖ０.１５％，Ｃ０.２５％，Ｓｉ０.０５％，Ｍｎ０.１０％ ，残Ｆｅからなるスーパークリーン材の全焼戻しベーナイト組織を有する鍛鋼が用いられる。最終段以外の動翼及び静翼にはいずれもＭｏを０.１％ 含有する１２％Ｃｒ鋼が用いられる。内外部ケーシング材にはＣ０.２５％ の鋳鋼が用いられる。本実施例における軸受４３での中心間距離は７５００mmで、静翼部に対応するロータシャフトの直径は約１２８０mm，動翼植込み部での直径は２２７５mmである。このロータシャフト直径に対する軸受中心間の距離は約5.9である。
【００３２】
本実施例の低圧タービンは動翼植込み部の軸方向の幅が初段〜３段，４段，５段，６〜７段及び８段の４段階で徐々に大きくなっており、最終段の幅は初段の幅に比べ約２.５ 倍と大きくなっている。
【００３３】
また、静翼部に対応する部分の直径は小さくなっており、その部分の軸方向の幅は初段動翼側から５段目，６段目及び７段目の３段階で徐々に大きくなっており、最終段側の幅は初段側に対して約１.９倍大きくなっている。
【００３４】
本実施例における動翼の翼部長さは初段から最終段になるに従って各段で長くなっており、蒸気タービンの出力によって初段から最終段の長さが９０〜1270mmで、８段又は９段で、各段の翼部長さは下流側が上流側に対して隣り合う長さで１.３〜１.６倍の割合で長くなっている。
【００３５】
動翼の植込み部は静翼に対応する部分に比較して直径が大きくなっており、その幅は動翼の翼部長さの大きい程その植込み幅は大きくなっている。その幅の動翼の翼部長さに対する比率は初段から最終段で０.１５〜０.１９であり、初段から最終段になるに従って段階的に小さくなっている。
【００３６】
また、各静翼に対応する部分のロータシャフトの幅は初段と２段目との間から最終段とその手前との間までの各段で段階的に小さくなっている。その幅の動翼の翼部長さに対する比率は０.２５〜１.２５で上流側から下流側になるに従って小さくなっている。
【００３７】
本実施例の他、高圧蒸気タービン及び中圧蒸気タービンへの蒸気入口温度610℃，２基の低圧蒸気タービンへの蒸気入口温度３８５℃とする１０００ＭＷ級大容量発電プラントに対しても同様の構成とすることができる。
【００３８】
表４はこの発電プラントに用いた主要部の材料組成を示すものである。
【００３９】
【表４】
0003666256.tif 000005
【００４０】
〔実施例３〕
図７は３６００rpm の低圧タービン及び図８はそのロータシャフトの断面図である。
【００４１】
低圧タービンは１基で主蒸気５３８℃／５６６℃の高中圧にタンデムに結合される。動翼４１は左右に６段あり、左右ほぼ対称になっており、また動翼に対応して静翼４２が設けられる。最終段の動翼長さは４６インチあり、Ｔｉ基合金が使用される。Ｔｉ基合金は実施例１に示す時効硬化処理が施され、重量でＡ１６％，Ｖ６％及びｓｎ２％を含むものである。ロータシャフト４３はＮｉ３.７５％，Ｃｒ１.７５％，Ｍｏ０.４％，Ｖ０.１５％，Ｃ０.２５％，Ｓｉ０.０５％,Ｍｎ０.１０％ ，残Ｆｅからなるスーパークリーン材の全焼戻しベーナイト組織を有する鍛鋼が用いられる。最終段とその前段以外の動翼及び静翼にはいずれもＭｏを０.１％ 含有する１２％Ｃｒ鋼が用いられる。内外部ケーシング材にはＣ０.２５％ の鋳鋼が用いられる。本実施例における軸受４３での中心間距離は７０００mmで、静翼部に対応するロータシャフトの直径は約８００mm，動翼植込み部での直径は各段同じである。静翼部に対応するロータシャフト直径に対する軸受中心間の距離は約８.８ である。
【００４２】
低圧タービンは動翼植込み付根部の軸方向の幅が初段が最も小さく、下流側に従って２，３段が同等、４段，５段が同等で４段階で徐々に大きくなっており、最終段の幅は初段の幅に比べ６.２〜７.０倍と大きくなっている。２，３段は初段の１.１５〜１.４０倍，４，５段が２，３段の２.２〜２.６倍、最終段が４，５段の２.８〜３.２倍となっている。付根部の幅は末広がりの延長線とロータシャフトの直径とを結ぶ点で示す。
【００４３】
本実施例における動翼の翼部長さは初段の４″から４６″の最終段になるに従って各段で長くなっており、蒸気タービンの出力によって初段から最終段の長さが１００〜１２７０mmの範色内で、最大で８段で、各段の翼部長さは下流側が上流側に対して隣り合う長さで１.２〜１.９倍の範囲内で長くなっている。
【００４４】
動翼の植込み付根部は静翼に対応する部分に比較して直径が大きく末広がりになっており、その幅は動翼の翼部長さの大きい程その植込み幅は大きくなっている。その幅の動翼の翼部長さに対する比率は初段から最終段の前までが０.３０〜１.５ であり、その比率は初段から最終段の前になるに従って徐々に小さくなっており、後段の比率はその１つ手前のものより０.１５〜０.４０の範囲内で徐々に小さくなっている。最終段は０.５０〜０.６５の比率である。
【００４５】
本実施例の他、高中圧蒸気タービンの蒸気入口温度６１０℃以上，低圧蒸気タービンへの蒸気入口温度約４００℃及び出口温度が約６０℃とする１０００ＭＷ級大容量発電プラントに対しても同様の構成とすることができる。
【００４６】
本実施例における高温高圧蒸気タービン発電プラントは主としてボイラ，高中圧タービン，低圧タービン，復水器，復水ポンプ，低圧給水加熱器系統，脱気器，昇圧ポンプ，給水ポンプ，高圧給水加熱器系統などより構成される。すなわち、ボイラで発生した超高温高圧蒸気は高圧側タービンに入り動力を発生させたのち再びボイラにて再熱されて中圧側タービンへ入り動力を発生させる。この高中圧タービン排気蒸気は、低圧タービンに入り動力を発生させた後、復水器にて凝縮する。この凝縮液は復水ポンプにて低圧給水加熱器系統，脱気器へ送られる。この脱気器にて脱気された給水は昇圧ポンプ，給水ポンプにて高圧給水加熱器へ送られ昇温された後、ボイラへ戻る。
【００４７】
ここで、ボイラにおいて給水は節炭器，蒸発器，過熱器を通って高温高圧の蒸気となる。また一方、蒸気を加熱したボイラ燃焼ガスは節炭器を出た後、空気加熱器に入り空気を加熱する。ここで、給水ポンプの駆動には中圧タービンからの抽気蒸気にて作動する給水ポンプ駆動用タービンが用いられている。
【００４８】
このように構成された高温高圧蒸気タービンプラントにおいては、高圧給水加熱器系統を出た給水の温度が従来の火力プラントにおける給水温度よりもはるかに高くなっているため、必然的にボイラ内の節炭器を出た燃焼ガスの温度も従来のボイラに比べてはるかに高くなってくる。このため、このボイラ排ガスからの熱回収をはかりガス温度を低下させないようにする。
【００４９】
尚、本実施例では高中圧タービン及び１基の低圧タービンを１台の発電機タンデムに連結し発電するタンデムコンパウンドダブルフロー型発電プラントに構成したものである。別の実施例として、２台の低圧タービンをタンデムに連結し、出力１０５０ＭＷ級の発電においても本実施例と同様に構成できるものである。その発電機シャフトとしてはより高強度のものが用いられる。特に、Ｃ０.１５〜０.３０％，Ｓｉ０.１〜０.３％，Ｍｎ０.５％以下，Ｎｉ３.２５〜４.５％，Ｃｒ２.０５〜３.０％，Ｍｏ０.２５〜０.６０％，Ｖ０.０５〜０.２０％を含有する全焼戻しベーナイト組織を有し、室温引張強さ９３kgｆ／mm2 以上、特に１００kgｆ／mm2 以上、５０％ＦＡＴＴが０℃以下、特に−２０℃以下とするものが好ましく、２１.２ＫＧ における磁化力９８５ＡＴ／cm以下とするもの、不純物としてのＰ，Ｓ，Ｓｎ，Ｓｂ，Ａｓの総量を０.０２５％ 以下，Ｎｉ／Ｃｒ比を２.０ 以下とするものが好ましい。
【００５０】
前述の表４は本実施例の高中圧タービン及び低圧タービンの主要部に用いた化学組成（重量％）を示す。本実施例においては、高圧側及び中圧側とを一体にした高中圧一体ロータシャフトを前述のマルテンサイト鋼を使用した他は表３のものを用い、全部フェライト系の結晶構造を有する熱膨張係数１２×１０-6／℃のものにしたので、熱膨張係数の違いによる問題は全くなかった。
【００５１】
高圧，中圧又は高中圧タービンのロータシャフトとして蒸気温度６２０℃以上に対しては、実施例２の材料に用いることができる。本実施例では、耐熱鋳鋼を電気炉で３０トン溶解し、カーボン真空脱酸し、金型鋳型に鋳込み、鍛伸して電極棒を作製し、この電極棒として鋳鋼の上部から下部に溶解するようにエレクトロスラグ再溶解し、ロータ形状（直径１４５０mm，長さ５０００ｍmm）に鍛伸して成型した。この鍛伸は、鍛造割れを防ぐために、１１５０℃以下の温度で行った。またこの鍛鋼を焼鈍熱処理後、１０５０℃に加熱し水噴霧冷却焼入れ処理、５７０℃及び６９０℃で２回焼戻しを行い、所定の形状に切削加工によって得られるものである。更に、軸受部へはＣｒ−Ｍｏ低合金鋼の肉盛溶接層が施される。
【００５２】
本実施例におけるタンデムに結合した２台の低圧タービンを備えた蒸気タービン発電プラント用低圧タービンは合計の軸受間距離が１３.９ｍ であり、低圧タービンの最終段動翼の翼部長さに対するタンデムに結合した２台の低圧タービンの軸受間距離の比が１６.３ であり、またその発電プラントの定格出力（ＭＷ）に対するタンデムに結合した２台の低圧タービンの軸受間距離の合計距離（mm）の比が２３.１ である。
【００５３】
本実施例における高圧タービンと中圧タービンとを一体にした高中圧一体タービン及び１台の低圧タービンを備えた蒸気タービン発電プラント用低圧タービンは軸受間距離が約６ｍであり、その低圧タービンの最終段動翼の翼部長さに対する比が５.５ であり、また１台の低圧タービンの軸受間距離の発電プラントの定格出力（ＭＷ）に対する１台の低圧タービンの軸受間距離（mm）の比が１０.０ である。
【００５４】
本実施例における高圧，中圧，高中圧一体型ロータシャフトはいずれのロータシャフトにおいても中心孔を有しているが、特に、Ｐ０.０１０％以下，Ｓ0.005％以下，Ａｓ０.００５％以下，Ｓｎ０.００５％以下，Ｓｂ０.００３％ 以下とすることによりいずれの実施例においても高純化によって中心孔をなくすことができる。
【００５５】
本実施例の発電プラントは３０００rpm に対して適用することができ、最終段ブレートの翼長は１３２０mm（５２インチ）又は１４２２mm（５６インチ）に適用できる。
【００５６】
【発明の効果】
本発明により、Ｔｉ−６Ａｌ−６Ｖ−２Ｓｎ合金の大型鍛造品で目標引張強さ１１０kg／mm2以上が確保でき、３６００rpmに対し１０９２mm（４３インチ）以上，３０００rpm に対して１２７０mm（５０インチ）以上の蒸気タービン長翼が可能となり、より高効率の発電プラントが達成される。
【図面の簡単な説明】
【図１】溶体化水冷材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図２】溶体化衝風冷却材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図３】ダブティル粗加工後溶体化水冷材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図４】ダブティル粗加工後溶体化衝風冷却材の目標の引張強さを得る時効温度と溶体化温度の関係を示す図。
【図５】蒸気タービン翼の斜視図。
【図６】低圧蒸気タービンの断面図。
【図７】低圧蒸気タービンの断面図。
【図８】低圧蒸気タービン用ロータシャフトの断面図。
【符号の説明】
４１…動翼、４２…静翼、４３…軸受、４４…ロータシャフト、５１…翼部、５２…ダブティル、５３…穴、５４…エロージョンシールド、５５…タイボス、５６…溶接部、５７…コンティニュアスカバー。
【図１】
0003666256.tif 000006
【図２】
0003666256.tif 000007
【図３】
0003666256.tif 000008
【図４】
0003666256.tif 000009
【図５】
0003666256.tif 000010
【図６】
0003666256.tif 000011
【図７】
0003666256.tif 000012
【図８】
0003666256.tif 000013