(57)【要約】      （修正有）【課題】１３００°Ｆ超の蒸気で作動するタービンブレードを製造するための方法及び合金を提供する。【解決手段】１４．２５〜１５．７５重量％のコバルト、１４．０〜１５．２５重量％のクロム、４．０〜４．６重量％のアルミニウム、３．０〜３．７重量％のチタン、３．９〜４．５重量％のモリブデン、０．０５〜０．０９重量％の炭素、０．０１２〜０．０２０重量％のホウ素、０．５重量％以下の鉄、０．２重量％以下のケイ素、０．１５重量％以下のマンガン、０．０４重量％以下のジルコニウム、０．０１５重量％以下のイオウ、０．１重量％以下の銅、残部のニッケル及び不可避不純物の組成、並びに最高２．３２の電子空孔数を有するγ′強化ニッケル基超合金からブレード１４を鋳造することを含んでいる。この鋳造品を次に高温の溶体化熱処理にかけて保持時間亀裂に対する耐性を促進する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
蒸気タービンブレード（１４）の製造方法であって、
１４．２５〜１５．７５重量％のコバルト、１４．０〜１５．２５重量％のクロム、４．０〜４．６重量％のアルミニウム、３．０〜３．７重量％のチタン、３．９〜４．５重量％のモリブデン、０．０５〜０．０９重量％の炭素、０．０１２〜０．０２０重量％のホウ素、０．５重量％以下の鉄、０．２重量％以下のケイ素、０．１５重量％以下のマンガン、０．０４重量％以下のジルコニウム、０．０１５重量％以下のイオウ、０．１重量％以下の銅、残部のニッケル及び不可避不純物の組成、並びに最大２．３２の電子空孔数を有するγ′強化ニッケル基超合金からブレード（１４）を鋳造し、
ブレード（１４）を１１００〜１２００℃の溶体化温度において不活性雰囲気中で１〜４時間の持続時間の間溶体化熱処理し、
ブレード（１４）を１０００〜１１００℃の第１の冷却温度に冷却し、
ブレード（１４）を５００〜６００℃の第２の冷却温度に冷却し、
ブレード（１４）を室温に冷却し、
ブレード（１４）を７００〜８００℃の時効温度で１０〜２０時間時効処理し、
ブレード（１４）を室温に冷却する
ことを含んでおり、
ブレード（１４）が、２０℃〜７６０℃の温度範囲のわたる６９０ＭＰａより大きい０．２％平均降伏強度、７６０℃の温度における４５％〜５５％のγ′相含有率、及び７６０℃の温度における５％未満のシグマ相含有率を有する、前記方法。
【請求項２】
鋳造品が等軸晶ミクロ組織を有する、請求項１記載の方法。
【請求項３】
ブレード（１４）が、７０５℃超の作動温度を有する蒸気タービンに適した蒸気タービンバケット（１４）である、請求項１又は請求項２記載の方法。
【請求項４】
ブレード（１４）が、７０５℃〜７６０℃の作動温度を有する蒸気タービンに適した蒸気タービンバケット（１４）である、請求項１又は請求項２記載の方法。
【請求項５】
さらに、７０５℃超の作動温度を有する蒸気タービンの蒸気タービンホイール（１０）にブレード（１４）を設置する工程を含む、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の方法。
【請求項６】
請求項１乃至請求項５のいずれか１項記載の方法で製造された蒸気タービン。
【請求項７】
請求項１記載の方法で製造されたブレード（１４）。
【請求項８】
ブレード（１４）が多結晶質ミクロ組織を有する、請求項７記載のブレード（１４）。
【請求項９】
ブレード（１４）が、７０５℃超の作動温度を有する蒸気タービンの蒸気タービンホイール（１０）に設置される蒸気タービンバケット（１４）である、請求項７又は請求項８記載のブレード（１４）。
【請求項１０】
ブレード（１４）が、７０５℃〜７６０℃の作動温度を有する蒸気タービンの蒸気タービンホイール（１０）に設置される蒸気タービンバケット（１４）である、請求項７又は請求項８記載のブレード（１４）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に高温用途用の鋳造品、特に１３００°Ｆ（約７０５℃）を越える作動温度を有することを意図した蒸気タービン用のバケットを製造するための材料及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
蒸気タービンのノズル（静翼）及びバケット（動翼）のような蒸気タービンの部品は、通例、約１０００〜約１０５０°Ｆ（約５３８〜約５６６℃）という典型的な蒸気タービン作動温度において望ましい機械的性質を示すステンレス鋼、ニッケル基及びコバルト基合金から形成される。蒸気タービンプラントの効率はその作動温度に依存するので、１３００°Ｆ（約７０５℃）以上もの高い作動温度に耐えることができる部品、特にタービンバケット及びノズルに対する需要がある。特に、約１４００°Ｆ（約７６０℃）までの最高作動温度が可能な次世代蒸気タービンの開発が目下検討中である。
【０００３】
蒸気タービン部品の作動温度が上昇すると、その用途に必要とされる機械的、物理的及び環境特性のバランスを実現するために様々な合金組成物及び加工処理法を使用しなければならない。１３００°Ｆ（約７０５℃）を超える温度に耐えることができる蒸気タービンバケットは、現在の蒸気タービンバケット合金（例えば、マルテンサイト系ステンレス鋼Ｃｒｕｃｉｂｌｅ  ４２２）と比較して、また中間強度のニッケル基合金（例えば、Ｗａｓｐａｌｏｙ）と比較して、実質的に改良されたクリープ−破断及び応力緩和能力を有するバケット合金を必要とする。加えて、適切なバケット合金はまた、部品の降伏強度要件を満たすか又は越えると共に蒸気中で環境亀裂及び他のタイプの劣化に抵抗する一方で、全体の部品コストを最小にしなければならない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第６１３２５２７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明は、タービン内で作動できるような特性を有するタービンブレード、特に１３００°Ｆ（約７０５℃）超の作動温度を有する蒸気タービンで使用するバケットを製造するためのプロセス及び合金を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の第１の態様では、本方法は、１４．２５〜１５．７５重量％のコバルト、１４．０〜１５．２５重量％のクロム、４．０〜４．６重量％のアルミニウム、３．０〜３．７重量％のチタン、３．９〜４．５重量％のモリブデン、０．０５〜０．０９重量％の炭素、０．０１２〜０．０２０重量％のホウ素、０．５重量％以下の鉄、０．２重量％以下のケイ素、０．１５重量％以下のマンガン、０．０４重量％以下のジルコニウム、０．０１５重量％以下のイオウ、０．１重量％以下の銅、残部のニッケル及び不可避不純物の組成を有し、電子空孔数が最大で２．３２のγ′強化ニッケル基超合金からブレードを鋳造することを含んでいる。鋳造後、ブレードを約１１００〜約１２００℃（約２０１０〜約２１９０°Ｆ）の溶体化温度において不活性雰囲気中で約１〜約５時間の持続時間の間溶体化熱処理し、約１０００〜約１１００℃（約１８３０〜約２０１０°Ｆ）の第１の冷却温度に冷却し、約５００〜約６００℃（約９３０〜約１１１０°Ｆ）の第２の冷却温度に冷却し、次いで約２０℃（室温）に冷却する。次に、ブレードを約７００〜約８００℃（約１２９０〜約１４７０°Ｆ）の時効温度で約１０〜約２０時間時効処理した後、約２０℃（室温）に冷却する。得られたブレード材料は約２０℃（約７０°Ｆ）から約７６０℃（約１４００°Ｆ）の作動温度範囲にわたり少なくとも６９０ＭＰａ（約１００ｋｓｉ）の０．２％降伏強度を有し、約７６０℃（約１４００°Ｆ）の温度で約４５％〜約５５％のγ′相含有率を有し、約７００℃（約１２９０°Ｆ）の温度で５％未満のシグマ相含有率を有する。
【０００７】
本発明の他の局面は、上記のようにして形成されるタービンブレード、例えば蒸気タービンバケット、及びそのブレードを備えた蒸気タービンを含む。
【０００８】
本発明の顕著な利点は、上記のような合金及びその加工処理により製造されるタービンブレードが、１３００°Ｆ（約７０５℃）より高く、約１４００°Ｆ（約７６０℃）もの高い蒸気タービン作動温度と呼応した必要とされる材料特性を実現することができると思われることである。その結果、本発明のタービンブレードは、現存する蒸気タービンの効率を越える効率を有する次世代蒸気タービンに使用することができる。
【０００９】
本発明のその他の局面と利点は、以下の詳細な説明から理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】図１は、本発明の一実施形態による合金と方法を用いてニッケル基合金から形成することができる蒸気タービンバケットの代表例である。
【図２】図２は、蒸気タービンホイールに設置された図１に示すタイプの蒸気タービンバケットを示す。
【図３】図３は、現在蒸気タービンバケットの製造に使用されている合金、中間強度のニッケル基合金、及び本発明の範囲内のニッケル基合金の０．２％降伏強度をプロットしたグラフである。
【図４】図４は、Ｃｒｕｃｉｂｌｅ  ４２２、Ｗａｓｐａｌｏｙ、及びＲｅｎｅ  ７７について、蒸気タービンバケット用途に対応する１４００°Ｆ（約７６０℃）までの温度範囲にわたりラーソン・ミラーパラメーター（ＬＭＰ）に対してかかった応力をプロットしたグラフである。
【図５】図５は、蒸気中においてＲｅｎｅ  ７７鋳造品に対して非熱処理条件で行った保持時間（ドウェル）疲労亀裂伝播速度（ＨＴＦＣＧＲ、ｄａ／ｄＮ）試験で得られたデータ範囲を示すグラフである。
【図６】図６は、蒸気中においてＲｅｎｅ  ７７鋳造品に対して非熱処理条件で行った保持時間（ドウェル）疲労亀裂伝播速度（ＨＴＦＣＧＲ、ｄａ／ｄＮ）試験で得られた具体的なデータを示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図１は蒸気タービンバケット１４の透視図であり、図２は、軸方向挿入雌ダブテールスロット１２を有する蒸気タービンホイール１０に設置されたバケット１４を示す。当技術分野では十分理解されているように、バケット１４はバケット１４の雄ダブテール１６をダブテールスロット１２の１つに挿入することによりホイール１０に固定されるように構成されている。ダブテールスロット１２とダブテール１６は形状と大きさが補完的でありそれらの間の密な嵌合を提供して、ホイール１０が高速で回転するとき各ダブテールスロット１２とその対応するダブテール１６の交互のローブ又はフック２０が互いに対して支え合うようになっている。図１と２はさらに、バケット１４の末端に一体型カバー１８があることを示している。隣接バケット１４のカバー２０の結合は先端漏洩を最小にすると共にバケットの振動を制御するのに必要であることが知られている。ホイール１０、バケット１４、並びにそれらのそれぞれのダブテールスロット１２及びダブテール１６は当技術分野で公知の構成であり、蒸気タービン内におけるバケット１４の意図された用途は別として本発明の範囲になんら特別な制限を課すものではない。
【００１２】
本発明は、改良された高温特性を有する蒸気タービンバケット鋳造品を製造できる能力を提供する。約１０００〜約１０５０°Ｆ（約５３８〜約５６６℃）の典型的な蒸気タービン作動温度で、図１及び２で表されるタイプのバケットは従来、Ｃｒｕｃｉｂｌｅ  ４２２のような４００シリーズのマルテンサイト系ステンレス鋼を始めとする鉄基合金から製造されている。しかし、現在蒸気タービンの性能を改良するにはタービンの入口温度を実質的に上昇させるニーズがあり、それには図１及び２のバケット１４のような蒸気タービンバケットがさらに極めて高い作動温度に耐えることを必要とする。
【００１３】
図３は、Ｃｒｕｃｉｂｌｅ  ４２２、Ｗａｓｐａｌｏｙ、及びＲｅｎｅ  ７７として商業的に公知のニッケル基超合金の０．２％平均降伏強度をプロットしたものである。降伏強度データがほぼ室温（約２０℃又は約７０°Ｆ）〜約１４００°Ｆ（約７６０℃）の温度範囲にわたってプロットされている。図３から、Ｃｒｕｃｉｂｌｅ  ４２２は約１１００°Ｆ（約５９５℃）を超えると適切な降伏強度を示さないが、Ｗａｓｐａｌｏｙ及びＲｅｎｅ  ７７は室温〜約１４００°Ｆ（約７６０℃）の作動温度範囲にわたってより大きい降伏強度を提供することが分かる。
【００１４】
Ｒｅｎｅ  ７７はγ′（主として  Ｎｉ3（Ａｌ，Ｔｉ））で強化されたニッケル基超合金である。米国特許第４４７８６３８号に報告されているように、Ｒｅｎｅ  ７７は、１４．２５〜１５．７５重量％のコバルト、１４．０〜１５．２５重量％のクロム、４．０〜４．６重量％のアルミニウム、３．０〜３．７重量％のチタン、３．９〜４．５重量％のモリブデン、０．０５〜０．０９重量％の炭素、０．０１２〜０．０２０重量％のホウ素、０．５重量％以下の鉄、０．２重量％以下のケイ素、０．１５重量％以下のマンガン、０．０４重量％以下のジルコニウム、０．０１５重量％以下のイオウ、０．１重量％以下の銅、残部のニッケル及び不可避不純物の組成を有し、電子空孔数（Ｎv）が最大２．３２である。本発明の１つの態様では、Ｒｅｎｅ  ７７は、室温〜約１４００°Ｆ（約７６０℃）の作動温度範囲にわたって高温特性を示すことができ、これによりこの合金は蒸気タービンバケットに適切となると考えられる。好ましい公称組成は、約１５重量％のコバルト、１５重量％のクロム、４．３重量％のアルミニウム、３．３重量％のチタン、４．２重量％のモリブデン、０．０７重量％の炭素、０．０１５重量％のホウ素、残部のニッケル及び不可避不純物である。Ｒｅｎｅ  ７７の組成物は航空用途に使用されるガスタービンエンジンの低圧タービン（ＬＰＴ）ブレードとして広く使用されているが、蒸気タービンバケット用途には使用されていない。
【００１５】
Ｒｅｎｅ  ７７は、公知の方法を用いて鋳造することができ、図１及び２に示すような蒸気タービンバケット用途に好ましい多結晶質等軸晶（ＥＡ）ミクロ組織を有する。鋳造後、バケットを約１１００〜約１２００℃（約２０１０〜約２１９０°Ｆ）、例えば約１１６０℃（約６２５°Ｆ）の溶体化温度において不活性雰囲気（例えば、真空又は不活性ガス）中で約１〜約５時間、例えば約２時間の持続時間の間溶体化熱処理した後、鋳造品を約１０００〜約１１００℃（約１８３０〜約２０１０°Ｆ）、例えば約１０８０℃（約１９７５°Ｆ）の温度に冷却する。その後、鋳造品をさらに約５００〜約６００℃（約９３０〜約１１１０°Ｆ）、例えば約５４０℃（約１０００°Ｆ）の温度に冷却し、次いで約２０℃（室温）に冷却する。次に、バケットを約７００〜約８００℃（約１２９０〜約１４７０°Ｆ）、例えば約７６０℃（約１４００°Ｆ）の温度で、約１０〜約２０時間、例えば約１６時間時効処理した後、放置して約２０℃（室温）まで空冷する。適切な熱処理に関するさらなる詳細はＳｕｐｅｒａｌｌｏｙ  II  １２８（Ｓｉｍｓ，Ｓｔｏｌｌｏｆ及びＨａｇｅｌ編１９８７）に見られる。
【００１６】
上記のように配合され加工処理されたバケット鋳造品は、１４００°Ｆ（約７６０℃）までの蒸気タービン用途に都合のよい組合せの降伏強度、応力破断特性、環境抵抗、鋳造性、ミクロ組織安定性及びコストを示すことができる。例えば、Ｒｅｎｅ  ７７を用いて製造したバケット鋳造品は図３に示されているように室温（約２０℃）〜約１４００°Ｆ（約７６０℃）の温度範囲にわたって少なくとも１００ｋｓｉ（約６９０ＭＰａ）の０．２％降伏強度であることができる。この温度範囲を通じた高い降伏強度は、蒸気タービンバケットが定常状態及び遷移状態の負荷に耐え、かつバケット翼における適切なプレストレスを維持して、作動中隣接のバケットカバー（図１及び２中の１８）が結合したままでいることを確保するのに適切な能力を提供するという点で重要な利益である。バケット鋳造品のγ′相含有率は好ましくは約７６０℃（約１４００°Ｆ）の温度で少なくとも４５％、例えば約４５％〜約５５％である。さらにまた、上記のように配合され加工処理されたバケット鋳造品は好ましくは例えば約７６０℃（約１４００°Ｆ）の温度で５％未満という非常に低いシグマ相（σ）含有率を有する。当技術分野で公知のように、シグマ相は、一般式（Ｆｅ，Ｍｏ）x（Ｎｉ，Ｃｏ）y［但し、ｘ及びｙ＝１〜７である］を有するＴＣＰ（トポロジー最密充填topologically close packed）相であり、充分なレベルのタンタル、ニオブ、クロム、タングステン及びモリブデンのようなｂｃｃ遷移金属の存在下でニッケル基超合金内に生成し得る。シグマ相は高温で脆性の板状析出物として形成されるので、この相の回避又は最小化は本発明で意図する１３００〜１４００°Ｆ（約７０５〜約７６０℃）の温度範囲内の蒸気タービンバケット用途では望ましい。好ましいバケット化学は２．３２以下の低いＰｈａＣｏｍｐ数（Ｎv）を有することが期待され、これは公知の相反応を経た後の合金マトリックス内の原子１個当たりの平均電子−空孔濃度に相当する。２．３２という低いＮv値はマトリックス内に脆性のシグマ相が生成する可能性が低いことを示す。特に、より高いＮv値（例えば２．４５）は従来、約４０ｋｓｉ（約２７６ＭＰａ）の応力をかけたとき約１６００°Ｆ（約８７０℃）の温度におけるＲｅｎｅ  ７７内のシグマ相の生成を伴っている。
【００１７】
本発明は、Ｒｅｎｅ  ７７が高温で応力破断特性のような機械的特性を含めて追加の望ましい性質を有することを立証した。かかった応力をラーソン・ミラーパラメーター（ＬＭＰ）に対してプロットした図４から明らかなように、Ｒｅｎｅ  ７７は、Ｃｒｕｃｉｂｌｅ  ４２２及びＷａｓｐａｌｏｙより優れており、また１４００°Ｆ（約７６０℃）までの温度における蒸気タービンバケット用途に必要である応力破断特性を呈することが示された。Ｒｅｎｅ  ７７は高温で保持時間亀裂、酸化、及び熱間腐食に対する耐性を含めて追加の望ましい環境特性を有する。例えば、図５は、非熱処理条件でＲｅｎｅ  ７７鋳造品に対して蒸気中で行った保持時間（ドウェル）疲労亀裂伝播速度（ＨＴＦＣＧＲ、ｄａ／ｄＮ）試験で得られたデータの範囲を示し、図６はこれらの試験の１つのデータをプロットしたものである。試験条件は１４００°Ｆ（約７６０℃）、Ｒ＝０．１、及び最大応力強度（）ｋ）２５ｋｓｉ√ｉｎ（約２７．５ＭＰａ√ｍ）であった。図５のスキャターバンドは保持時間に対するデータで観察された比較的に平らな傾向を立証しており、かつこの合金が蒸気タービン環境に対して極めて感受性ではないという結論を支持している。図６は、時間に依存しない亀裂伝播からの多少のずれが約１００秒の保持時間で起こったが、Ｒｅｎｅ  ７７は約３２０００秒以下の保持時間で完全に時間依存性ではないことを示している。Ｒｅｎｅ  ７７は完全に熱処理された条件において保持時間亀裂に対してさらに大きな耐性を示すことができると考えられる。上記高温溶体化熱処理は、蒸気タービンバケットのような用途において保持時間亀裂に対するＲｅｎｅ  ７７の耐性を促進するのに特に必要であると考えられる。
【００１８】
特定の実施形態に関して本発明を説明して来たが、当業者がその他の形態を採用することができるであろうことは明らかである。例えば、バケット鋳造品の物理的構成は本明細書に示すものと変わることができ、本発明は蒸気タービンノズル（静翼）並びにバケット（動翼）に応用することができる。従って、本発明の範囲は特許請求の範囲によってのみ限定される。
【符号の説明】
【００１９】
１０  ホイール
１２  スロット
１４  バケット
１６  ダブテール
１８  カバー
２０  カバー
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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