(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼部と、前記翼部の長手方向の一方に備わるチップシュラウド部と、前記翼部の長手方向の他方に備わるシャンク部とを有し、
前記翼部の前記チップシュラウド部と隣接する第１基点と、前記翼部の前記シャンク部と隣接する第２基点とを、直線で結んだときの第１線分の長さである翼長Ｌと、前記第１線分の中点を通り前記第１線分と直交する平面内における前記翼部の断面外縁に接する外接円の直径となる第２線分の長さである翼幅Ｗと、前記断面外縁に接する内接円の直径の最大値である翼厚Ｔとが、Ｗ×Ｔ／Ｌ＝１〜１０ｍｍを満たし、
前記翼部の表面において観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径が、翼長Ｌ方向において、前記チップシュラウド部側よりも中央部が大きくなり、前記中央部よりも前記シャンク部側が大きくなっており、
前記第１基点から前記第２基点に向かってＬ／３０〜Ｌ／１５の範囲に対応する前記翼部の表面近傍で観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径ＤＡと、前記第２基点から前記第１基点に向かってＬ／３０〜Ｌ／１５の範囲に対応する前記翼部の表面近傍で観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径ＤＢとが、ＤＢ／ＤＡ≧４．０を満たす、タービン翼。
【請求項２】
Ａｌｌｏｙ７１３Ｃからなる、請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
請求項１または２に記載のタービン翼の製造方法であって、
前記翼部と、前記チップシュラウド部と、前記シャンク部とに対応するキャビティを備えるとともに外表面に耐熱被覆層が形成された鋳型に溶融金属材料を注入して冷却する鋳造工程を含み、
前記第１基点から前記第２基点に向かって（Ｌ／３）±１０％の範囲内で設定された第３基点までに対応する前記耐熱被覆層の厚さｔ１と、前記第３基点から前記第２基点までに対応する前記耐熱被覆層の厚さｔ２とが、ｔ２／ｔ１＝１．５〜５．０を満たすように前記耐熱被覆層を形成する、タービン翼の製造方法。
【請求項４】
耐熱性繊維材を用いて前記耐熱被覆層を形成する、請求項３に記載のタービン翼の製造方法。
【請求項５】
金属粉体を用いた敷粉上に前記鋳型を配置して前記溶融金属材料を注入する、請求項３または４に記載のタービン翼の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼およびその製造方法に関し、詳しくは、例えばロストワックス精密鋳造法が適用されたタービン翼およびその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
鋳物の製造方法の１つであるロストワックス精密鋳造法は、特に複雑な形状を有する鋳物の製造に多用されている。一般的なロストワックス精密鋳造プロセスは、ワックスなどの消失性材料を用いた消失性模型の形成プロセス、消失性模型の表面に耐火物を多層コーティングして耐火物殻を形成するコーティングプロセス、加熱などにより耐火物殻の中から消失性材料を除去（脱ろう）した後に焼成して鋳型を形成する鋳型形成プロセス、高温に保持した鋳型に溶融金属材料（溶湯）を充填して鋳物を造形する鋳造プロセスを含む。こうした精密鋳造プロセスは、特殊形状の鋳物の製造に多く適用されている。例えば、相対的に長尺かつ薄肉の翼部の長手方向の一方側に塊状かつ厚肉のシップシュラウド部を有し、他方側に塊状かつ厚肉のシャンク部を有するようなタービン翼の作製にも適用されている。なお、チップシュラウド部は、タービン翼が収納されるタービンケース側に位置する部位となる。また、シャンク部は、タービン翼を取り付ける回転軸側に位置する部位となり、チップシュラウド部よりも厚肉に設計されることが一般的である。
【０００３】
上述したような各部の肉厚の差が大きいタービン翼の場合、鋳型に充填された溶湯は、相対的に冷却速度が大きい薄肉の翼部の凝固が先に進み、冷却速度が小さい厚肉のチップシュラウド部およびシャンク部の凝固が遅れる傾向がある。また、溶湯の凝固冷却過程では、鋳型と鋳物の収縮差に起因する応力が発生し、特に薄肉の翼部に作用する応力が大きくなる傾向がある。かかる凝固速度や応力作用の差異に起因し、薄肉の翼部には大小の割れや亀裂（以下、まとめて「割れ」という。）が発生しやすい。こうした鋳物の薄肉部の割れ対策として、例えば特許文献１は、鋳込み後、溶湯の固相線温度までは急冷し、それ以下の温度では徐冷し、鋳物の薄肉部に作用する応力を軽減する方法を開示する。また、例えば特許文献２は、鋳型の内部において鋳物の厚肉部に対応する表面層に限定して結晶粒の微細化剤を配合し、溶湯が凝固する際の結晶粒を微細化かつ均一化する方法を開示する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開昭６０−９５７１号公報
【特許文献２】特開平９−１６８８４２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
上述した長尺かつ薄肉の翼部を有する複雑な形状のタービン翼をロストワックス精密鋳造法を適用して作製する場合は、チップシュラウド部よりも厚肉に設計されるシャンク部側に鋳型の湯口（ゲート）を設ける方案が一般的に採用されている。かかる方案を用いた鋳造プロセスにおいて、全体的に溶湯の固相線温度まで急冷し、固相線温度に達した後に徐冷を試みたところ、薄肉の翼部における冷却速度が相対的に大きいことに起因し、厚肉部に近い翼部の領域において割れが発生しやすい傾向が確認された。かかる冷却速度の差を小さくするために翼部の両端の厚肉部の冷却速度を大きくしたところ、特にシャンク部に近い翼部の領域において割れが発生しやすくなり、チップシュラウド部に近い翼部の領域において引け巣が発生しやすくなった。
【０００６】
かかる割れや引け巣が発生したタービン翼の表面の鋳造組織（マクロ組織）を観察したところ、薄肉の翼部では全体的に微細な結晶粒を有し、厚肉のチップシュラウド部や厚肉のシャンク部では全体的に粗大な結晶粒を有する傾向が認められた。また、シャンク部に近い側の翼部においては結晶サイズが大きく変化することに起因して割れが発生し、チップシュラウド部に近い側においては薄肉の翼部が先に完全凝固することに起因して引け巣が発生することが分った。
【０００７】
本発明の目的は、翼部と、前記翼部の長手方向の一方に備わるチップシュラウド部と、前記翼部の長手方向の他方に備わるシャンク部とを有し、割れや引け巣のない鋳造による健全な例えばガスタービン翼などのタービン翼とその製造方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明者は、鋳型の湯口（ゲート）から最も離れたチップシュラウド部と、薄肉の翼部との冷却速度の差を小さくすることを検討し、鋳型の外表面に耐熱被覆層を形成するとともに前記耐熱被覆層の厚さを好適に設定することにより、上述した課題が解決できることを見出して本発明に想到した。なお、本明細書において、括弧で示す数字や記号は符号の説明または図面に記載した数字や記号を参照し、例えばＡ点とＢ点を結ぶ線分は「線分ＡＢ」と表記する。
【０００９】
すなわち、本発明に係るタービン翼（１）は、翼部（２）と、前記翼部（２）の長手方向の一方に備わるチップシュラウド部（３）と、前記翼部（２）の長手方向の他方に備わるシャンク部（４）とを有し、前記翼部（２）の前記チップシュラウド部（３）と隣接する第１基点（Ａ）と、前記翼部（２）の前記シャンク部（４）と隣接する第２基点（Ｂ）とを、直線で結んだときの第１線分ＡＢの長さである翼長Ｌと、前記第１線分ＡＢの中点（Ｃ）を通り前記第１線分ＡＢと直交する平面内における前記翼部（２）の断面外縁に接する外接円の直径となる第２線分ＣｘＣｙの長さである翼幅Ｗと、前記断面外縁に接する内接円の直径の最大値である翼厚Ｔとが、Ｗ×Ｔ／Ｌ＝１〜１０ｍｍを満たし、前記翼部（２）の表面において観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径が、翼長Ｌ方向において、前記チップシュラウド部（３）側よりも中央部が大きくなり、前記中央部よりも前記シャンク部（４）側が大きくなっており、前記第１基点から前記第２基点に向かってＬ／３０〜Ｌ／１５の範囲に対応する前記翼部の表面近傍で観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径ＤＡと、前記第２基点から前記第１基点に向かってＬ／３０〜Ｌ／１５（Ｌは翼長）の範囲に対応する前記翼部の表面近傍で観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径ＤＢとが、ＤＢ／ＤＡ≧４．０を満たす、タービン翼である。
【００１０】
また、本発明に係るタービン翼（１）は、Ａｌｌｏｙ７１３Ｃからなることが好ましい。
【００１１】
上述した本発明に係るタービン翼（１）は、前記翼部と、前記チップシュラウド部と、前記シャンク部とに対応するキャビティを備えるとともに外表面に耐熱被覆層が形成された鋳型に溶融金属材料を注入して冷却する鋳造工程を含み、前記第１基点から前記第２基点に向かって（Ｌ／３）±１０％の範囲内で設定された第３基点までに対応する前記耐熱被覆層の厚さｔ１と、前記第３基点から前記第２基点までに対応する前記耐熱被覆層の厚さｔ２とが、ｔ２／ｔ１＝１．５〜５．０を満たすように前記耐熱被覆層を形成する製造方法により、作製することができる。
【００１２】
また、本発明に係るタービン翼の製造方法は、耐熱性繊維材を用いて前記耐熱被覆層を形成することが好ましい。
また、金属粉体を用いた敷粉上に前記鋳型を配置して前記溶融金属材料を注入することが好ましい。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、例えばガスタービン翼などの長尺かつ薄肉の翼部を有する複雑な形状であって、翼部と、前記翼部の長手方向の一方に備わるチップシュラウド部と、前記翼部の長手方向の他方に備わるシャンク部とを有する鋳造によるタービン翼を、割れや引け巣のない健全な状態で得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の実施形態であるタービン翼の一例である。
【図２】タービン翼（１）の翼長Ｌに関する説明用図である。
【図３】タービン翼（１）の第１基点（Ａ）の設定に関する説明用図である。
【図４】タービン翼（１）の第２基点（Ｂ）の設定に関する説明用図である。
【図５】タービン翼（１）の翼幅Ｗに関する説明用図である。
【図６】タービン翼（１）の翼厚Ｔに関する説明用図である。
【図７】翼部（２）の鋳造結晶の観察部位に関する説明用図である。
【図８】翼部（２）のチップシュラウド部（３）側の翼厚と翼比に関する説明用図である。
【図９】翼部（２）のシャンク部（４）側の翼厚と翼比に関する説明用図である。
【図１０】鋳型の翼部（２）に対応する外表面に対して耐熱被覆層を形成することに関する説明用図である。
【図１１】タービン翼（１）の製造に使用する鋳型の構成例を示す図である。
【図１２】鋳型の製品部の外表面に本発明を適用して耐熱被覆層を形成した構成例を示す図である。
【図１３】鋳型の製品部の外表面に従来方法によって耐熱被覆層を形成した構成例を示す図である。
【図１４】翼部（２）のシャンク部（４）に近い部位に発生した割れの一例を示す図（写真）である。
【図１５】翼部（２）のチップシュラウド部（３）に近い部位に発生した引け巣の一例を示す図（写真）である。
【図１６】翼部（２）とチップシュラウド部（３）およびシャンク部（４）とを繋ぐ角丸めＲ部である隅部（９ａ、９ｂ）を示す図であって、リーディングエッジ（５）の端点（５ａ、５ｂ）とトレーリングエッジ（６）の端点（６ａ、６ｂ）とを結ぶ、翼部（２）の表面と隅部（９ａ、９ｂ）との境界線（ＬＮａ、ＬＮｂ）の中点（Ｐａ、Ｐｂ）に関する説明用図である。
【図１７】本発明例のタービン翼（１）および比較例の鋳造によるタービン翼の表面に観察される鋳造組織の一例を示す図（写真）である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
本発明のタービン翼（１）は、翼部（２）と、前記翼部（２）の長手方向の一方に備わるチップシュラウド部（３）と、前記翼部（２）の長手方向の他方に備わるシャンク部（４）とを有している。
以下、本発明の実施形態であるタービン翼（１）について、具体例を挙げ、適宜図面を参照して説明する。
【００１６】
本発明の実施形態であるタービン翼（１）を、図１に示す。
図１に示すタービン翼（１）は、翼部（２）と、翼部（２）の長手方向の一方に備わるチップシュラウド部（３）と、翼部（２）の長手方向の他方に備わるシャンク部（４）とを有し、翼部（２）は、所望の空力学的特性に対応するように様々な形状に設計され、一般的に長尺かつ薄肉に構成されている。
【００１７】
チップシュラウド部（３）およびシャンク部（４）は、翼部（２）の両端側に備えられてタービンシャフトなどへ取り付けられ、長尺かつ薄肉の翼部に比べて機械的強さが得られやすい塊状に設計されることが一般的である。特に、タービンシャフト（図示せず）側に位置するシャンク部（４）には十分な機械的強さが求められるため、一般的にチップシュラウド部（３）よりも大きな塊状に設計される。
【００１８】
本発明では、翼部（２）の翼長（Ｌ）は、図２に示すように、翼部（２）のチップシュラウド部（３）と隣接する第１基点（Ａ）と、翼部（２）のシャンク部（４）と隣接する第２基点（Ｂ）とを、直線で結んだときの第１線分ＡＢの長さに対応させる。
【００１９】
例えば、第１基点（Ａ）は、図２に示す線分ＰＰの部位の翼部（２）側の断面上において、図３に示す断面外縁（Ａａ）上に第１点（Ｐｘ）および第２点（Ｐｙ）を考えたとき、第１点（Ｐｘ）と第２点（Ｐｙ）を結んだときの長さが最大となる線分ＰｘＰｙの中点（Ｐｏ）に合致させる。同様に、第２基点（Ｂ）は、図２に示す線分ＱＱの部位の翼部（２）側の断面上において、図４に示す断面外縁（Ｂａ）上に第１点（Ｑｘ）および第２点（Ｑｙ）を考えたとき、第１点（Ｑｘ）と第２点（Ｑｙ）を結んだときの長さが最大となる線分ＱｘＱｙの中点（Ｑｏ）に合致させる。
【００２０】
なお、翼部（２）のチップシュラウド部（３）側の図２に示す線分ＰＰおよびシャンク部（４）側の図２に示す線分ＱＱは、翼部（２）とチップシュラウド部（３）およびシャンク部（４）とを繋ぐ隅部（角丸めＲ部）との境界を利用して設定する。これに関し、図１６に示す隅部（９ａ、９ｂ）を参照して説明する。隅部（９ａ、９ｂ）は、翼部（２）の表面からチップシュラウド部（３）およびシャンク部（４）の表面へ繋がる表面上の境界である。そして、チップシュラウド部（３）側では翼部（２）およびチップシュラウド部（３）との境界線（ＬＮａ）および境界線（ＬＮ３）が設定でき、シャンク部（４）側では翼部（２）およびシャンク部（４）との境界線（ＬＮｂ）および境界線（ＬＮ４）が設定できる。
【００２１】
上記の境界線（ＬＮａ）は翼部（２）のリーディングエッジ（５）の端点５ａとトレーリングエッジ（６）の端点６ａとを結んで描ける曲線（境界線）となり、上記の境界線（ＬＮｂ）は翼部（２）のリーディングエッジ（５）の端点５ｂとトレーリングエッジ（６）の端点６ｂとを結んで描ける曲線（境界線）となる。そこで、境界線（ＬＮａ）を利用し、翼部（２）の図３に示す腹（７）側の表面に繋がる隅部（９ａ）の境界線（ＬＮａ）の中点（Ｐａ）を求め、その中点（Ｐａ）を通るように図２に示す線分ＰＰを設定する。また、境界線（ＬＮｂ）を利用し、翼部（２）の図３に示す腹（７）側の表面に繋がる隅部（９ｂ）の境界線（ＬＮｂ）の中点（Ｐｂ）を求め、その中点（Ｐｂ）を通るように図２に示す線分ＱＱを設定する。なお、翼長Ｌを求めたときの長さの差が実質的に無視できる場合は、図３および図４に示す背（８）側の表面上の隅部（角丸めＲ部）を利用し、上記と同様に背（８）側の表面に繋がる隅部の境界線の中点を通るように設定してもよい。
【００２２】
また、本発明では、翼部（２）の翼幅（Ｗ）は、図２に示す第１線分ＡＢの中点（Ｃ）を通り、図５に示す第１線分ＡＢと直交する平面内における翼部（２）の断面外縁（２ａ）に接する外接円（２ａ）の直径となる第２線分ＣｘＣｙの長さに対応させる。なお、かかる外接円（２ｂ）は、断面外縁（２ａ）上の第１点（Ｃｘ）と第２点（Ｃｙ）の２点で接し、中心（Ｄｏ）を有する円を考える。
【００２３】
また、本発明では、翼部２の翼厚（Ｔ）は、図５に示す断面外縁（２ａ）に接する図６に示す内接円（２ｃ）の直径である線分ＤｘＤｙを考えて、その線分ＤｘＤｙの長さの最大値に対応させる。
【００２４】
本発明のタービン翼（１）は、上述した翼長Ｌと、翼幅Ｗと、翼厚Ｔとが、Ｗ×Ｔ／Ｌ＝１〜１０ｍｍを満たすように構成されている。なお、Ｗ×Ｔ／Ｌは、翼長Ｌと翼断面との比率を代表する値（翼比）であり、鋳造タービン翼（１）の形状を表す数値として使用することができる。鋳造タービン翼（１）は、翼比（Ｗ×Ｔ／Ｌ）が小さい場合は比較的小さな翼断面もしくは比較的長尺な翼長を有し、翼比（Ｗ×Ｔ／Ｌ）が大きい場合は比較的大きな翼断面もしくは比較的短尺な翼長を有すると考えてよい。
【００２５】
かかる翼比（Ｗ×Ｔ／Ｌ）が１ｍｍ未満であるタービン翼をロストワックス精密鋳造法を適用して作製しようとすれば、鋳型の翼部に対応するキャビティの断面積が過小となるため、溶湯の流れ（湯流れ）が遅くなって溶湯の充填不良（不廻り）が発生しやすくなる。また、かかる翼比が１０ｍｍを超える鋳造タービン翼を作製しようとすれば、鋳型の翼部に対応するキャビティに充填された溶湯の冷却速度と、チップシュラウド部やシャンク部に対応するキャビティに充填された溶湯の冷却速度との差が小さくなり過ぎるため、本発明が奏する作用効果を享受し難くなる。
【００２６】
上述したように、長尺かつ薄肉の翼部（２）を有するタービン翼（１）をロストワックス精密鋳造法を適用して作製する場合、チップシュラウド部（３）よりも一般的に厚肉に設計されて体積が大きいシャンク部（４）側に鋳型の湯口（ゲート）を設ける方案が採用される。かかる方案を用いてタービン翼（１）を作製する場合において、鋳型のキャビティに溶湯を充填した後は、翼部（２）側からの溶湯の持続的供給を維持することによってチップシュラウド部（３）の鋳造組織を完成させるように制御し、翼部（２）のチップシュラウド部（３）に近い側の領域における引け巣の発生を抑制することが重要となる。さらに、シャンク部（４）側からの溶湯の持続的供給が薄肉の翼部（２）領域内で遮断されることがないように、チップシュラウド部（３）側からシャンク部（４）側へと翼部（２）の鋳造組織が形成されるように制御し、翼部（２）のシャンク部（４）に近い側の領域における割れの発生を抑制することが重要となる。
【００２７】
鋳造に際して上記の制御を行って作製される本発明のタービン翼（１）は、鋳造組織の形成がチップシュラウド部（３）から翼部（２）を経てシャンク部（４）へと進行し、割れや引け巣のない健全な例えばガスタービン翼などのタービン翼（１）となる。したがって、薄肉の翼部（２）領域では、溶湯が先に凝固し始めるチップシュラウド部（３）に近い側の鋳造結晶が微細となり、シャンク部（４）側に向かって鋳造結晶が緩やかに大きくなって行く。すなわち、本発明のタービン翼（１）は、翼部（２）の表面において観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径が、翼長Ｌ方向において、チップシュラウド部（３）側よりも中央部が大きくなり、前記中央部よりもシャンク部（４）側が大きくなっている。
【００２８】
こうした翼部（２）の表面において観察される鋳造結晶の大きさの変化に関して、より具体的に表すとすれば、第１基点（Ａ）から第２基点（Ｂ）に向かって図７に示すＬ１Ａの範囲に対応する翼部（２）の腹（７）または背（８）の表面近傍で観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径ＤＡと、第２基点（Ｂ）から第１基点（Ａ）に向かって図７に示すＬ１Ｂの範囲に対応する翼部（２）の腹（７）または背（８）の表面近傍で観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径ＤＢとが、ＤＢ／ＤＡ≧４．０を満たすことが好ましい。図７にＬ１ＡおよびＬ１Ｂで示す領域は、翼長Ｌ方向の長さがＬ／３０〜Ｌ／１５であり、翼部（２）とチップシュラウド部（３）およびシャンク部（４）との間の断面積が急激に変化する直前の領域であるため、上述した引け巣や割れの抑制に影響を及ぼすと考えられる。したがって、ＤＢ／ＤＡ（粒径比）が４．０以上を満たすように鋳造タービン翼の鋳造組織を形成する方法によれば、引け巣や割れの抑制効果が高まると考えられる。
【００２９】
なお、ＤＢ／ＤＡ（粒径比）が４．０以上を満たさずＤＢ／ＤＡ＜４．０である場合は、翼部（２）のチップシュラウド部（３）側からシャンク部（４）側に向かう鋳造結晶の大きさの変化の程度がより小さい鋳造組織となる。そのため、タービン翼の形状、鋳型の形態、鋳造条件などの諸条件の影響も考慮すべきであるが、特に、翼部（２）のシャンク部（４）に近い側の領域における割れの発生を抑制する効果が低減する傾向がある。なお、ＤＢ／ＤＡ（粒径比）の上限値については、上記の諸条件の影響の程度にもよるが、概ね６．０か、７．０か、８．０に収まると考えられる。これは、鋳型に注入した溶融金属材料（溶湯）の冷却が全体的に早まると平均粒径ＤＡ、ＤＢがともに小さくなり、全体的に遅くなると平均粒径ＤＡ、ＤＢがともに大きくなるため、平均粒径ＤＡ、ＤＢに大きな差が付き難いからである。
【００３０】
次に、上述した本発明の実施形態であるタービン翼（１）の製造方法について、適宜図面を参照して説明する。
本発明のタービン翼（１）の製造方法は、翼部（２）と、チップシュラウド部（３）と、シャンク部（４）とに対応するキャビティを備えるとともに外表面に耐熱被覆層が形成された鋳型に溶融金属材料を注入して冷却する鋳造工程とを含む。そして、上記の鋳型被覆工程では、図１０に示す第１基点（Ａ）から第２基点（Ｂ）に向かってＬ／４〜Ｌ／２（Ｌは翼長）の範囲内で設定された第３基点（Ｘ）までに対応する図１０中にＬ２で示す領域（領域Ｌ２）の耐熱被覆層の厚さｔ１と、第３基点（Ｘ）から第２基点（Ｂ）までに対応する図１０中にＬ３で示す領域（領域Ｌ３）の耐熱被覆層の厚さｔ２とが、ｔ２／ｔ１＝１．５〜５．０を満たすように耐熱被覆層を形成する。なお、上記の範囲内で設定される第３基点（Ｘ）は、その中央値（Ｌ／３）±１０％の範囲内で設定することが好ましく、これにより例えば溶湯温度や注湯速度などの鋳造制御パラメータの許容範囲が緩和される。
【００３１】
なお、領域Ｌ２における耐熱被覆層の厚さｔ１は、第１基点（Ａ）から長手方向にＬ／４までの範囲（Ｌ／４地点を含まず）において求められる厚さの平均値によって代表する。また、領域Ｌ３における耐熱被覆層の厚さｔ２は、第２基点（Ｂ）から長手方向にＬ／２までの範囲（Ｌ／２地点を含まず）において求められる厚さの平均値によって代表する。例えば、耐熱被覆層の厚さが領域Ｌ２の長手方向において実質的に一定と解される場合は、その領域Ｌ２の長手方向の中央部の厚さを上記の厚さの平均値としてよい。また、例えば、耐熱被覆層の厚さが領域Ｌ２の長手方向において徐々に（例えば階段状に）厚く（もしくは薄く）なっているような場合は、その領域Ｌ２の長手方向の中央部と両端近傍を含む３箇所以上で求めた厚さを平均して、上記の平均の厚さとしてよい。なお、領域Ｌ２の長手方向における耐熱被覆層の厚さが、徐々に増加（もしくは減少）する形態ではなく、増加と減少を繰り返す凸凹した形態と解される場合は、３箇所以上で同数の凸状および凹状の部位で求めた厚さを平均して、上記の平均の厚さとしてよい。こうした領域Ｌ２における耐熱被覆層の平均の厚さの考え方は、領域Ｌ３にも同様に適用される。
【００３２】
こうした本発明の製造方法により、翼部（２）のチップシュラウド部（３）に近い側の領域における引け巣の発生が十分に抑制され、かつ、翼部（２）のシャンク部（４）に近い側の領域における割れの発生が十分に抑制され、引け巣や割れのない健全なタービン翼（１）を作製することができる。なお、かかる耐熱被覆層の厚さ比率ｔ２／ｔ１（被覆比という）が１．５未満の被覆形態であると、鋳型の翼部（２）に対応するキャビティ内の図１０中にＬ２で示す領域とＬ３で示す領域との溶融金属材料（溶湯）の冷却速度の差を小さくすることが難しくなる。そのため、翼部（２）のチップシュラウド部（３）に近い側の領域における引け巣の発生を抑制することが難しくなる。また、かかる被覆比ｔ２／ｔ１が５．０を超える被覆形態であると、鋳型の翼部（２）に対応するキャビティ内の図１０中にＬ２で示す領域よりも湯口（ゲート）側となるＬ３で示す領域の溶融金属材料（溶湯）の冷却速度が遅くなる可能性が出てくる。そのため、翼部（２）のシャンク部（４）に近い側の領域における割れの発生を抑制することが難しくなるとともに、引け巣が発生する可能性も考えられる。
【００３３】
したがって、かかる被覆比ｔ２／ｔ１＝１．５〜５．０を満たすように耐熱被覆層を形成することにより、翼部（２）の表面において観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径が、チップシュラウド部（３）側からシャンク部（４）側に向かって大きくなっている鋳造組織を有するようにする。好ましくは、タービン翼の形状、鋳型の形態、鋳造条件などの諸条件の影響を十分に考慮し、鋳造タービン翼（１）が、上述したＤＢ／ＤＡ≧４．０を満たす鋳造組織を有するようにする。
【００３４】
また、本発明において耐熱被覆層は、耐熱性繊維材を用いて形成することが好ましい。かかる耐熱性繊維材は、例えば、アルミナやシリカなどのセラミックファイバー（セラミック繊維）を層状に積層しながら複雑に絡ませてブランケット状に成形された軽量で柔軟な繊維材であり、１０００℃を超え、さらに１２００℃を超える耐熱性を有するものもある。こうした軽量で柔軟な耐熱性繊維材は、取り扱いが容易であるとともに、所定の厚さになるように鋳型の外表面に巻き付けるなどの施工が可能となるため、鋳型の外表面に例えばアルミナ、シリカ、ジルコニア、マグネシアなどの耐火性粉末材を用いたペーストやスラリーを塗布して乾燥させるなど施工に比べて簡便である。
【００３５】
また、本発明において鋳型は、金属粉体を用いた敷粉上に配置して溶融金属材料（溶湯）を注入することが好ましい。例えば、シャンク部（４）側に鋳型の湯口（ゲート）を設ける方案を用いてタービン翼（１）を作製する場合においては、鋳型のチップシュラウド部（３）に対応する側が金属粉体を用いた敷粉上に配置されることとなる。この場合には、鋳型のキャビティに溶湯を充填した後は、鋳型の金属粉体を用いた敷粉に接する領域の抜熱が促進され、チップシュラウド部（３）に対応する鋳型部分の冷却が加速される。そのため、鋳型内において、溶湯の凝固がチップシュラウド部（３）側から翼部（２）に向かって進行しやすくなるため、翼部（２）における溶湯の凝固がチップシュラウド部（３）側からシャンク部（４）側に向かって進行しやすくなる。こうした金属粉体を用いた敷粉による抜熱効果を利用し、溶湯の凝固の進行をチップシュラウド部（３）側からシャンク部（４）側に向かうように制御することにより、引け巣や割れの発生がより一層抑制された健全なタービン翼（１）を作製することができる。
【００３６】
なお、かかる金属粉体としては、効果的な熱伝達を考慮して粒度を１〜３０ｍｍ程度とし、例えば、ショットブラストに用いる金属玉、金属カットワイヤー、金属グリットなどを使用することが好ましい。
【実施例】
【００３７】
図１に示すような形状を有し、表１に示す翼長Ｌ、翼幅Ｗ、翼厚Ｔ、および翼比（Ｗ×Ｔ／Ｌ）を有するタービン翼（１）をロストワックス精密鋳造法を適用して作製した。なお、かかるタービン翼（１）の図２に示す線分ＰＰおよび線分ＱＱにおける第１基点（Ａ）および第２基点（Ｂ）を含むそれぞれの断面内において、翼厚Ｔの定義と同様に考えて、チップシュラウド部（３）側翼厚ＴＴおよびシャンク部（４）側翼厚Ｔｓとした。詳しくは、図８に示すように断面外縁（Ａａ）に接する最大の内接円（Ａｃ）の直径を求めてチップシュラウド部（３）側翼厚ＴＴとし、図９に示すように断面外縁（Ｂａ）に接する最大の内接円（Ａｃ）の直径を求めてシャンク部（４）側翼厚Ｔｓとした。そして、チップシュラウド部（３）側翼比（Ｗ×ＴＴ／Ｌ）およびシャンク部（４）側翼比（Ｗ×ＴＳ／Ｌ）を求めた。これらも表１に併記する。
【００３８】
【表１】
0006604507.tif 000002
【００３９】
上述した翼長Ｌと翼幅Ｗと翼厚Ｔを有する翼部（２）と、チップシュラウド部（３）と、シャンク部（４）とを有するタービン翼（１）は、以下のようにして作製した。
（鋳型作製工程）
かかるタービン翼（１）に対応する形状を有する消失性模型を、ロストワックス鋳造法で使用される一般的なワックス材料を用いて作製した。そして、かかる消失性模型を３体とし、それぞれの消失性模型に続く湯道と、かかる湯道が続く１つの湯口（ゲート）などを接合し、鋳型のキャビティに対応する形状を有する一般的なワックス材料からなる消失性組立模型を作製した。
【００４０】
次いで、かかる消失性組立模型の表面上を耐火性粒子を含むスラリーで被覆し、そのスラリーが適度に乾燥した表面上を耐火性粒子（スタッコ）で被覆し、鋳型の第１耐火物層を形成した。同様にして、第２耐火物層、第３耐火物層というように、各段の耐火物層に適する耐火性粒子を選定しながら複数の耐火物層からなる耐火物殻を形成した。そして、オートクレーブ処理によって耐火物殻内から消失性組立模型（ワックス材料）を溶融して除去し、その後に耐火物殻を例えば焼成炉内で１０７０℃で１．５時間保持する焼成処理を行う。こうした工程を経て、上記のタービン翼に対応する形状を有するキャビティを含み、上記の消失性組立模型に対応する形状を有するキャビティを備えた図１１に示す構成を有する鋳型を作製した。なお、かかる鋳型は、３体の製品部１０と１つの湯口１１とが３つの湯道１２で接続され、かかる製品部１０は図１０に示すチップシュラウド部（３）が下方となる姿勢になっている。
【００４１】
（鋳型被覆工程）
本発明例として、鋳型の３体の製品部１０の外表面に耐熱性繊維材を用いて耐熱被覆層を形成した。具体的には、最初に、翼部（２）の翼長Ｌに対応する部分、つまり、図１２にＬ２およびＬ３で示す領域Ｌ２および領域Ｌ３の外表面に対して第１被覆層１５を形成した。また、鋳型の製品部１０の上方の湯道１２の外表面に対して第２被覆層１６（図１３参照）を形成した。次いで、図１０に示す第２基点（Ｂ）から第３基点（Ｘ）までの翼長Ｌの２／３の部分、つまり、長手方向の長さが概ねＬ×２／３（約１２５ｍｍ）の領域Ｌ３の第１被覆層１５の表面上に対して第３被覆層１７を形成した。また、上記の第２被覆層１６（図１３参照）の表面上に対して第４被覆層１８を形成した。これにより、領域Ｌ２には第１被覆層１５を、領域Ｌ３には第１被覆層１５に加えて第３被覆層１７を形成したことになる。
【００４２】
また、比較例として、同じ構成を有する鋳型の３体の製品部１０の外表面に耐熱性繊維材を用いて、図１３に示すように第１被覆層１５および第２被覆層１６を形成した。なお、本発明例とは、図１２に示す第３被覆層１７および第４被覆層１８を形成しなかったことのみが異なる。
表２に、上記の第１被覆層１５、第２被覆層１６、第３被覆層１７、第４被覆層１８の厚さを示す。
【００４３】
したがって、本発明例では、領域Ｌ２の耐熱被覆層の厚さ（ｔ１）と、領域Ｌ３の耐熱被覆層の厚さ（ｔ２）との被覆比（ｔ２／ｔ１）が、表２に示す値となる。また、比較例では、領域Ｌ２の耐熱被覆層の厚さ（ｔ１）と、領域Ｌ３の耐熱被覆層の厚さ（ｔ２）との被覆比（ｔ２／ｔ１）が、表２に示す値となる。なお、かかる鋳型被覆工程は、上述した鋳型作製工程における焼成処理を行う前に設けてもよい。
【００４４】
【表２】
0006604507.tif 000003
【００４５】
（鋳造工程）
図１１に示す湯口１１から鋳型のキャビティ内に溶融金属材料（溶湯）を注入し、冷却して溶湯を凝固させることにより、１つの鋳型で３体のタービン翼（１）を作製することができる。この工程は、本発明例でも比較例でも、同様に行った。具体的には、焼成直後の鋳型を真空溶解炉内に搬入し、図１１に示すように、敷粉１４となるステンレス製金属球（金属粉体）を敷き詰めた載置台１３上に、鋳型の製品部１０の下方が十分に接触するように配置した。次いで、真空溶解炉内が１０Ｐａに低下するまで吸引減圧（真空引き）した状態で、１４２５℃±５℃に制御したＡｌｌｏｙ７１３Ｃの溶湯を鋳型のキャビティ内へ注入した。そして、溶湯注入完了後、鋳型をそのままの状態で１０分間保持してから真空溶解炉内を大気開放し、その後は鋳型をそのままの状態で１５分間放置して冷却した。
【００４６】
（型バラシと仕上げ）
こうした鋳造工程を経た後に、適度な振動を加えて鋳型を解砕（型バラシ）した。そして、鋳物に固着した鋳型の残材は、適度な温度と濃度に調製されたアルカリ性溶液に浸漬し、溶解して除去した。その後に、湯道などを除去する仕上げ処理を行い、本発明例となるタービン翼（１）と、比較例となるタービン翼を得ることができた。
【００４７】
こうして作製した本発明例となるタービン翼（１）と、比較例となるタービン翼とについて、蛍光浸透探傷法を用いた外観検査によって割れの有無を確認し、Ｘ線透視検査によって引け巣の発生の有無を確認した。その結果、本発明例となるタービン翼（１）には、割れや引け巣の発生が確認されなかった。一方、比較例となるタービン翼には、翼部（２）のシャンク部（４）に近い部位において図１４に示すような大きな割れ１９（図中の囲み内）の発生が確認され、翼部（２）のチップシュラウド部（３）に近い部位において図１５に示すような引け巣２０（図中の囲み内）の発生が確認された。
【００４８】
次に、本発明例のタービン翼（１）および比較例のタービン翼のそれぞれの比較的平坦な複数の表面領域を選定し、化学腐食処理によって鋳肌を除去し、それぞれの表面近傍の鋳造結晶を明瞭化した後に、それぞれの領域の鋳造組織を観察した。かかる鋳造組織の一例を図１６に示す。
【００４９】
本発明例のタービン翼（１）における鋳造結晶の大きさは、チップシュラウド部（３）が最も小さく、シャンク部（４）が最も大きくなっていることが分る。また、翼部（２）の鋳造結晶は、翼長Ｌ方向において、チップシュラウド部（３）側よりも中央部が大きくなり、その中央部よりもシャンク部（４）側が大きくなっていることが分る。このことから、本発明例の翼部（２）では、溶湯の凝固がチップシュラウド部（３）側から中央部に向かって、さらに中央部からシャンク部（４）側に向かって進行したため、引け巣や割れの発生が抑制されたと考えられる。
【００５０】
また、比較例のタービン翼における鋳造結晶の大きさは、チップシュラウド部（３）が最も小さく、シャンク部（４）が最も大きくなっており、この点は本発明例と同じ傾向であることが分る。また、翼部（２）の鋳造結晶は、チップシュラウド部（３）側から中央部までが同等の大きさになっており、中央部からシャンク部（４）に向かって急に大きくなっていることが分る。このことから、比較例の翼部（２）では、溶湯の凝固が翼部中央とチップシュラウド部（３）側とでほぼ同時に進行してチップシュラウド部（３）に近い側への溶湯の供給が止まったために、図１５に示すような引け巣２０が発生したと考えられる。また、翼部（２）のシャンク部（４）側からシャンク部（４）に至る鋳造結晶の変化形態を本発明例と比較してみると、比較例での溶湯の凝固の進行が早いことが分る。このことから、比較例の翼部（２）では、シャンク部（４）近い側の溶湯の凝固後の収縮が相対的に早く進み過ぎてしまい、図１４に示すような割れ１９が発生したと考えられる。
【００５１】
次に、本発明例のタービン翼（１）および比較例のタービン翼の化学腐食処理された個々の表面を撮影し、その撮影情報に基づいて画像処理装置により個々の表面（解析領域）の鋳造結晶の大きさを求めた。なお、画像解析ソフトウェアには青月工房製ＤａｔａＰｉｃｋｅｒ  Ｖｅｒ  １．２）を使用し、１つの解析領域の大きさは８ｍｍ×１０ｍｍとした。また、１つの解析領域における鋳造結晶の大きさは、その解析領域で確認された個々の鋳造結晶（結晶粒）の面積を求め、個々の結晶粒と同じ面積となる個々の円の直径を求め、個々の円の直径を個々の結晶粒の円相当径とした。そして、個々の結晶粒の円相当径に基づいて平均値を求め、その平均値を、その１つの解析領域の表面の結晶粒の平均粒径とした。
【００５２】
上述した鋳造結晶の大きさを求める方法は、翼部（２）、チップシュラウド部（３）、シャンク部（４）のそれぞれの表面近傍を解析領域とし、それらのいずれにも適用した。なお、翼部（２）の解析領域は、チップシュラウド部（３）側、中央部、シャンク部（４）側の３箇所とした。詳しくは、翼部（２）のチップシュラウド部（３）側では、第１基点（Ａ）から第２基点（Ｂ）に向かって図７に示すＬ１Ａ（＝Ｌ／３０〜Ｌ／１５）の範囲（概ね６〜１３ｍｍ）に対応する翼部（２）の表面近傍を解析領域とした。翼部（２）のシャンク部（４）側では、第２基点（Ｂ）から第１基点（Ａ）に向かって図７に示すＬ１Ｂ（＝Ｌ／３０〜Ｌ／１５）の範囲（概ね６〜１３ｍｍ）に対応する翼部（２）の表面近傍を解析領域とした。なお、上記の表面近傍とは、鋳肌を除去して鋳造組織の観察を可能とした部位を意味する。各部の鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径を、表２に示す。
【００５３】
【表３】
0006604507.tif 000004
【００５４】
上述したように割れや引け巣の発生が確認されなかった本発明例のタービン翼（１）は、翼部（２）の表面の鋳造結晶の平均粒径が、翼長Ｌ方向において、チップシュラウド部（３）側よりも中央部が大きくなり、かつ、中央部よりもシャンク部（４）側が大きくなっていた。また、チップシュラウド部（３）側の平均粒径（ＤＡ）とシャンク部（４）側の平均粒径（ＤＢ）との粒径比（ＤＢ／ＤＡ）が４．０以上になっていた。さらに、チップシュラウド部（３）側の平均粒径（ＤＡ）と中央部の平均粒径（ＤＣ）との粒径比（ＤＣ／ＤＡ）と、中央部の平均粒径（ＤＣ）とシャンク部（４）側の平均粒径（ＤＢ）との粒径比（ＤＢ／ＤＣ）とを考えたとき、チップシュラウド部（３）側から中央部への変化の度合いである粒径比（ＤＣ／ＤＡ）と、中央部からシャンク部（４）側への変化の度合いである粒径比（ＤＢ／ＤＣ）との差が１．０以下となっていた。
【００５５】
一方、上述したように割れや引け巣の発生が確認された比較例のタービン翼は、翼部（２）の表面の鋳造結晶の平均粒径が、翼長Ｌ方向において、チップシュラウド部（３）側と中央部とが同等であり、チップシュラウド部（３）側よりも中央部が大きくなっていなかった。また、チップシュラウド部（３）側の平均粒径（ＤＡ）とシャンク部（４）側の平均粒径（ＤＢ）との粒径比（ＤＢ／ＤＡ）が４．０未満になっていた。さらに、チップシュラウド部（３）側から中央部への変化の度合いである粒径比（ＤＣ／ＤＡ）と、中央部からシャンク部（４）側への変化の度合いである粒径比（ＤＢ／ＤＣ）との差が１．０を超えていた。
【００５６】
以上述べたことから、翼比（Ｗ×Ｔ／Ｌ）が１〜１０ｍｍを満たし、翼部（２）の表面において観察される鋳造結晶の円相当径で表す平均粒径が、翼長Ｌ方向において、チップシュラウド部（３）側よりも中央部が大きくなり、中央部よりもシャンク部（４）側が大きくなっている鋳造組織を有することの有効性が確認できた。そして、鋳型の外表面に耐熱被覆層を形成するに際し、その被覆比ｔ２／ｔ１が１．５〜５．０を満たすことにより、上述した鋳造組織を形成することができることが分った。
【符号の説明】
【００５７】
１．タービン翼、２．翼部、２ａ．断面外縁、２ｂ．外接円、３．チップシュラウド部、４．シャンク部、５．リーディングエッジ、５ａ．端点、５ｂ．端点、６．トレーリングエッジ、６ａ．端点、６ｂ．端点、７．腹、８．背、９ａ．隅部、９ｂ．隅部、１０．製品部、１１．湯口、１２．湯道、１３．載置台、１４．敷粉（金属粉体）、１５．第１被覆層、１６．第２被覆層、１７．第３被覆層、１８．第４被覆層、１９．割れ、２０．引け巣、Ｌ．翼長、Ｗ．翼幅、Ｔ．翼厚、Ａ．第１基点、Ａａ．断面外縁、Ｂ．第２基点、Ｂａ．断面外縁、Ｃ．中点、Ｄｏ．中心、Ｐｏ．中点、Ｐｃ．中点、Ｑｏ．中点、Ｑｃ．中点、Ｘ．第３基点、ＬＮａ．境界線、ＬＮｂ．境界線、ＬＮ３．境界線、ＬＮ４．境界線
【図１】
0006604507.tif 000005
【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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【図７】
0006604507.tif 000011
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
0006604507.tif 000019
【図１６】
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【図１７】
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