(57)【要約】　　　（修正有）【課題】低圧蒸気タービンの最終段動翼の長翼化を実現し得る翼材料を提供する。【解決手段】重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％，Ｍｏ１．５〜４．０％　，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０　を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．２０％を超え０．４５％以下含み、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．３０％を超え０．４５％以下含み、残部がＦｅ及び不可避不純物からなり、全焼戻しマルテンサイト組織を有するマルテンサイト鋼によって最終段動翼を形成する。この鋼は、引張強さが高く、高靭性高耐食であるので、長翼化を実現し得る。【選択図】　なし【特許請求の範囲】
【請求項１】
重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％　，Ｍｏ１．５〜４．０％，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０％　を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％　以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．２０％を超え０．４５％以下含み、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．３０％を超え０．４５％　以下含み、残部がＦｅ及び不可避不純物からなる鋼により形成されたことを特徴とする蒸気タービン翼。
【請求項２】
請求項１において、前記鋼が全焼戻しマルテンサイト組織を有することを特徴とする蒸気タービン翼。
【請求項３】
請求項１または２において、前記鋼の室温の引張強さが１２０ｋｇｆ／ｍｍ２以上であることを特徴とする蒸気タービン翼。
【請求項４】
請求項１ないし３のいずれか１つに記載の鋼により形成された低圧蒸気タービン最終段翼。
【請求項５】
重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％，Ｍｏ１．５〜４．０％　，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０％　を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％　以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０％を超え０．４５％以下であり、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．３０％を超え０．４５％　以下であり、残部がＦｅ及び不可避不純物からなり、溶解及び鍛造された鋼に、１０００〜１１００℃で０．５　〜３時間保持後室温まで急冷する焼入れ処理と、更に５４０〜６２０℃で１〜６時間保持後室温まで冷却する２回以上の焼戻し熱処理を施して蒸気タービン翼とすることを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
【請求項６】
請求項５において、前記溶解及び鍛造された鋼に１０００〜１１００℃で０．５〜３時間保持後室温まで急冷する焼入れ処理を施した後、ドライアイスあるいは液体窒素温度まで深冷処理する熱処理を施し、その後５４０〜６２０℃で１〜６時間保持後室温まで冷却する２回以上の焼戻し熱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７】
請求項５または６において、前記焼戻し処理を第１回目は５４０〜５７０℃の温度まで加熱して行い、第２回目は５６０〜６２０℃の温度で行い、第１回目よりも第２回目の温度を高くすることを特徴とする蒸気タービン翼の製造方法。
【請求項８】
低圧蒸気タービン最終段翼が重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％　，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％　，Ｍｏ１．５〜４．０％，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．２０％を超え０．４５％以下含み、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．３０％を超え０．４５％以下含み、残部がＦｅ及び不可避不純物からなり、全焼戻しマルテンサイト組織を有するマルテンサイト鋼からなり、室温の引張強さが１２８．５ｋｇｆ／ｍｍ２以上であり、翼長が９６５．２ｍｍ以上であることを特徴とする３６００ｒｐｍ　蒸気タービン。
【請求項９】
低圧蒸気タービン最終段翼が重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％　，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％　，Ｍｏ１．５〜４．０％，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．２０％を超え０．４５％以下含み、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．３０％を超え０．４５％以下含み、残部がＦｅ及び不可避不純物からなり、全焼戻しマルテンサイト組織を有し、室温の引張強さが１２８．５ｋｇｆ／ｍｍ２　以上であるマルテンサイト鋼によって形成され、翼長が１０９２ｍｍ以上であることを特徴とする３０００ｒｐｍ　蒸気タービン。
【請求項１０】
重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％，Ｍｏ１．５〜４．０％　，Ｖ０．０５〜０．３５％　，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％　以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０％を超え０．４５％以下であり、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．３０％を超え０．４５％　以下であり、残部がＦｅ及び不可避不純物からなることを特徴とする高強度マルテンサイト鋼。
【請求項１１】
請求項１において、前記Ｃ量が０．２０〜０．３５％よりなることを特徴とする蒸気タービン翼。
【請求項１２】
請求項８又は９において、前記マルテンサイト鋼の室温の引張強さが１４０ｋｇｆ／ｍｍ２以上よりなることを特徴とする蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、蒸気タービン翼と蒸気タービン及びマルテンサイト鋼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、蒸気タービンの動翼には１２Ｃｒ−Ｍｏ−Ｎｉ−Ｖ−Ｎ鋼が使用されている。近年、省エネルギーの観点からタービンの熱効率の向上が要求され、省スペースの観点から機器のコンパクト化が要求されるようになった。
【０００３】
熱効率を向上及び機器をコンパクト化するためには、低圧蒸気タービンの最終段動翼を長翼化するのが有効である。但し、長翼化を実現するには、高強度特に高引張強さを有する材料の開発が必要である。また低圧段で使用される材料は腐蝕環境下にあり、強度を高めるとともに耐食性、特に耐応力腐蝕割れ（ＳＣＣ；Ｓｔｒｅｓｓ　Ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ　Ｃｒａｃｋｉｎｇ）特性も高めなければならない。
【０００４】
特開２０００−１６１００６号公報，特開２００１−２０７０４号公報及び特開２００１−９８３４９号公報には、低圧蒸気タービンの最終段動翼の長翼化をはかった発明、及び翼材料が記載されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、翼部長さとして、３０００ｒｐｍに対しては４３インチ以上、３６００ｒｐｍに対しては３８インチ以上を実現することのできる高強度高耐食マルテンサイト鋼と、それを用いた蒸気タービン翼及び蒸気タービンを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明は、蒸気タービン翼特に低圧蒸気タービンの最終段動翼を、重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％　以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％，Ｍｏ１．５〜４．０％　，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％　以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．２０％を超え０．４５％　以下含み、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．３０％を超え０．４５％以下含み、残部がＦｅ及び不可避不純物からなる鋼によって形成したことにある。
【０００７】
前記鋼は、全焼戻しマルテンサイト組織を有するものであることが望ましい。また、室温の引張強さが１２０ｋｇｆ／ｍｍ２以上、特に１２８．５ｋｇｆ／ｍｍ２　以上であることが望ましい。Ｃ量は０．２０〜０．３５重量％の範囲が好ましい。
【０００８】
本発明の蒸気タービン翼は、前記した化学成分を有する鋼を溶解，鍛造によって製造し、１０００〜１１００℃で０．５　〜３時間保持後室温まで急冷する焼入れ処理と、更に５４０〜６２０℃で１〜６時間保持後室温まで冷却する２回以上の焼戻し熱処理を施すことによって製造することが望ましい。特に、１０００〜１１００℃で０．５　〜３時間保持後室温まで急冷する処理を施した後、ドライアイスあるいは液体窒素温度まで冷却する深冷処理を施し、その後５４０〜６２０℃で１〜６時間保持後室温まで冷却する２回以上の焼戻し熱処理を施すことが望ましい。
【０００９】
本発明は、前記化学成分を有する全焼戻しマルテンサイト組織のマルテンサイト鋼よりなり、室温の引張強さが１２８．５ｋｇｆ／ｍｍ２以上であり、翼長が９６５．２ｍｍ以上である低圧蒸気タービン最終段動翼を具備した３６００ｒｐｍ　蒸気タービンにある。また、前記化学成分を有する全焼戻しマルテンサイト組織のマルテンサイト鋼よりなり、室温の引張強さが１２８．５ｋｇｆ／ｍｍ２　以上であり、翼長が１０９２ｍｍ以上である低圧蒸気タービン最終段動翼を具備した３０００ｒｐｍ　蒸気タービンにある。これらの場合、マルテンサイト鋼の室温の引張強さは、特に１３０ｋｇｆ／ｍｍ２以上であることが望ましい。
【００１０】
本発明はまた、重量で、Ｃ０．０８〜０．４０％，Ｓｉ０．５０％以下，Ｍｎ１．５０％以下，Ｃｒ８．０〜１３．０％，Ｎｉ２．０〜３．５％，Ｍｏ１．５〜４．０％，Ｖ０．０５〜０．３５％，Ｎｂ及びＴａの１種又は２種の合計量が０．２０　を超え０．４５％以下、及びＮ０．０２〜０．１５％を含有し、Ｃ量が０．１８％以下のときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．２０％を超え０．４５％以下含み、Ｃ量が０．１８％　を超えるときはＮｂ及びＴａの１種又は２種を合計量で０．３０％を超え０．４５％以下含み、残部がＦｅ及び不可避不純物からなることを特徴とする高強度マルテンサイト鋼にある。
【００１１】
本発明に係るマルテンサイト鋼は、全焼戻しマルテンサイト組織を有することが望ましい。本発明のマルテンサイト鋼において、δフェライトが含まれると疲労強度が低下するので、δフェライトは全く含まないか、含んでも５％以下にすることが望ましい。δフェライト相を含まないようにするために、本発明では次式により計算されるＣｒ当量が１０以下になるように成分調整することが望ましい。
【００１２】
Ｃｒ当量＝Ｃｒ＋６Ｓｉ＋４Ｍｏ＋１．５Ｗ＋１１Ｖ＋５Ｎｂ−４０Ｃ−３０Ｎ−３０Ｂ−２Ｍｎ−４Ｎｉ−２Ｃｏ＋２．５Ｔａ
本発明において、熱処理工程と熱処理時の加熱温度は、均質で高引張り強さの蒸気タービン長翼材を得るために重要である。溶解・鍛造後に調質処理として１００℃〜１１００℃で０．５　〜３時間加熱保持後、室温まで急冷する焼入れ処理を行うことが望ましい。急冷の方法としては、油焼入れが望ましい。加熱温度は１０００℃〜１０７５℃が特に望ましい。残留オーステナイトを分解するために、更にドライアイス又は液体窒素温度まで冷却する深冷処理を施すことは望ましい。その後、５４０℃〜６２０℃で焼戻しを行う。焼戻し温度は、５４０℃〜５９０℃の範囲がより望ましい。焼戻し処理を２回行うことは更に望ましい。この場合、１回目は５４０℃〜５７０℃で行い、２回目は５６０℃〜５９０℃で行うのがよい。また、２回目の焼戻し温度は、１回目の焼戻し温度よりも高くするのがよい。焼戻し処理の加熱保持時間は、１回目及び２回目ともに１〜６時間が望ましい。１回目と２回目の焼戻し時間は，合計でも１〜６時間とすることが望ましい。
【００１３】
Ｃは高い引張強さをえるために０．０８％　以上とする。あまりＣを多くすると、靭性を低下させるので０．４０％　以下にする。特に、０．２０〜０．３５％が好ましく、より０．２０〜０．３０％が好ましい。
【００１４】
Ｓｉは脱酸剤、Ｍｎは脱硫剤・脱酸剤で鋼の溶解の際に添加するものであり、少量でも引張強さを損わず、低温靭性を高める効果がある。ただしＳｉはδフェライト生成元素であり、多量の添加は、疲労強度及び靭性を低下させる有害なδフェライト生成の原因になるので、０．５０％以下が好ましい。特に、０．１０％以下が好ましく、０．０５％　以下がより好ましい。Ｓｉ量の下限は０％であり、カーボン真空脱酸法或いはエレクトロスラグ再溶解法を採用することにより実現可能である。
【００１５】
少量のＭｎ添加は靭性を向上するが多量の添加は靭性を低下させるので、１．５０％　以下が好ましい。特に、Ｍｎは脱酸剤として有効なので、靭性向上の点から０．９０％以下、特に０．４０％　以下、より０．２０％　以下が好ましい。
【００１６】
Ｃｒは耐食性と引張強さを高めるが、１３％以上添加するとδフェライト組織生成の原因になる。８％より少ないと耐食性と引張強さが不十分なので、Ｃｒは８〜１３％が好ましい。特に強度の点から１０．５〜１２．５％が好ましく、より１１〜１２％が好ましい。
【００１７】
Ｍｏは固溶強化及び炭化物・窒化物析出強化作用によって引張強さを高める効果がある。Ｍｏ１．５％　未満では引張強さ向上効果が不十分であり、４％以上になるとδフェライト生成原因になるので１．５〜４．０％が好ましい。特に、１．７〜３．５％　、より２．０５〜３．０％が好ましい。なお、ＷおよびＣｏもＭｏと同じ様な効果があり、より高強度化のために上限で同等の含有量まで含有させることができる。
【００１８】
Ｖは炭化物を析出し引張強さを高めると同時に靭性向上効果がある。
【００１９】
Ｖ０．０５％　以下ではその効果が不十分であり、δフェライト生成の抑制から０．３５％　以下が望ましい。特に０．１５〜０．３０％が好ましく、０．２０〜０．３０％がより好ましい。
【００２０】
Ｎｂは、高引張強さで高靭性高耐食性とするために不可欠である。
【００２１】
Ｃ量が０．１８％　以下の場合はＮｂ０．２０％では不十分で、Ｃ量が０．１８％を超えるときはＮｂ０．３０％　では不十分である。δフェライト生成の抑制の点からＮｂの上限は０．４５％　が好ましい。Ｎｂの代わりに或いはＮｂとともにＴａを含有することができる。ＮｂとＴａの合計量は０．２〜０．４５重量％とする。
【００２２】
Ｎｉは低温靭性を高めると共に、δフェライト生成の防止効果がある。この効果は、Ｎｉ２％未満では不十分で、３．５％　を超える添加で効果が飽和する。特に、２．６〜３．２％が好ましい。
【００２３】
Ｎは引張強さの向上及びδフェライトの生成防止に効果があるが０．０２％　未満ではその効果が十分でなく、０．１５％　を超えると靭性を低下させる。特に、０．０６〜０．１０％の範囲で優れた特性が得られる。
【００２４】
Ｐ及びＳの低減は、引張強さを損なわず、低温靭性を高める効果があり、極力低減することが望ましい。低温靭性向上の点からＰ０．０１５％以下，Ｓ０．０１５％以下が好ましい。特に、Ｐ０．０１０％以下，Ｓ０．０１０％以下が望ましい。Ｓｂ，Ｓｎ及びＡｓの低減も、低温靭性を高める効果があるので極力低減することが望ましい。現状製鋼技術レベルの点から、Ｓｂ０．００１５％以下，Ｓｎ０．０１％以下、及びＡｓ０．０２％　以下にすべきである。できればＳｂ０．００１％以下，Ｓｎ０．００５％及びＡｓ０．０１％以下が望ましい。
【００２５】
さらに、本発明においては、Ｍｎ／Ｎｉ比を０．１１以下にすること、又Ｔｉ，Ｚｒ，Ｈｆ等のＭＣ炭化物形成元素を１種又は２種，３種の各々の組み合わせで合計で０．５％以下含むものが好ましい。
【００２６】
本発明材の熱処理は、まず完全なオーステナイトに変態するに十分な温度である最低１０００℃，最高１１００℃に均一加熱し、急冷し（好ましくは油冷）、次いで５４０〜５７０℃の温度に加熱保持・冷却し（第１次焼戻し）、次いで５６０〜６２０℃の温度に加熱保持・冷却（第２次焼戻し）を行い、全焼戻しマルテンサイト組織とすることが好ましい。
【００２７】
【発明の実施の形態】
〔実施例１〕
表１は蒸気タービン長翼材に係る１２％Ｃｒ鋼の化学組成（重量％）を示し、残部はＦｅである。各試料はそれぞれ１５０ｋｇ真空アーク溶解し、１１５０℃に加熱して鍛造して実験素材とした。試料Ｎｏ．１は、１０００℃で１時間加熱後油焼入れにより室温まで冷却し、次いで、５７０℃に加熱し２時間保持後室温まで空冷した。Ｎｏ．２は、１０５０℃で１時間加熱後油焼入れにより室温まで冷却し、次いで、５７０℃に２時間保持後室温まで空冷した。試料Ｎｏ．３〜６は、１０５０℃で１時間加熱後油焼き入れ、Ｎｏ．７，８は１０７５℃で１時間加熱後油焼き入れにより室温まで冷却し、次いで５６０℃（低温戻し）に加熱し２時間保持後室温まで空冷し（一次焼戻し）、更に５８０℃（高温戻し）に加熱し２時間保持後室温まで空冷した（二次焼戻し）。試料Ｎｏ．９，１０は１０７５℃で１時間加熱後油焼入れにより室温まで冷却し、次いで液体窒素温度までの深冷処理を行い、更に５７０℃に加熱し２時間保持後室温まで空冷した。いずれの試料も全焼戻しマルテンサイト組織を有していた。表１において、Ｎｏ．４〜１０は本発明に係る材料、およびＮｏ．１〜３は、比較材である。
【００２８】
表２はこれら試料の室温（２０℃）の機械的性質を示す。比較材（Ｎｏ．１〜３）と本発明に係る材料（Ｎｏ．４〜１０）は翼部長さ４３インチ以上の３０００ｒｐｍ　蒸気タービン用材料として要求される引張強さ１２８．５ｋｇｆ／ｍｍ２　を満足する。しかし、Ｎｂ濃度の高いＮｏ．２は衝撃値が低く、３．８ｋｇｆ−ｍ／ｃｍ２　の要求値を満足できない。
【００２９】
【表１】
2004052060.tif 000002
【００３０】
【表２】
2004052060.tif 000003
【００３１】
図１は、耐食性評価に用いた低歪み速度試験（ＳＳＲＴ試験）結果を示す。破断応力比は（腐食環境下の破断応力）／（Ｎ２　ガス雰囲気下の破断応力）で定義され、数値の高いものほど耐食性に優れる。比較材Ｎｏ．１，３は破断応力比が低く、耐食性が悪い。比較材Ｎｏ．２は強度，耐食性に優れるが、衝撃値が低い。開発材は強度，衝撃値，耐食性のいずれも優れた結果を示した。
【００３２】
〔実施例２〕
図２は実施例１のＮｏ．４〜８に記載の鋼を用いた３０００ｒｐｍ　用の翼部長さ１１６８ｍｍ（４６″）長翼の外観図である。１は高速蒸気が突き当たる翼プロファイル部を、２はロータシャフトへの翼植込部を、３は翼の遠心力を支えるためのピンを挿入する穴を、４は蒸気中の水滴によるエロージョンを防止するためのエロージョンシールド（ステライト板を溶接）、５はタイボス、６はコンティニュアスカバーである。
【００３３】
図２に示す４６″長翼はエレクトロスラグ再溶解法により溶製し、鍛造・熱処理を行った。鍛造は８５０〜１１５０℃の温度範囲内で、熱処理は実施例１に示した条件で行った。この長翼の金属組織は全焼戻しマルテンサイト組織であった。翼プロファイル部１は植え込み部の厚さが最も大きく、先端部になるに従って徐々に薄肉となっている。
【００３４】
図３は、本発明の４６″長翼を使用した蒸気タービンの一実施例を示す。
【００３５】
【発明の効果】
本発明によれば、蒸気タービンの長翼に要求される引張強さ及び靭性が満足される物が得られ、この長翼を使用した蒸気タービンは極めて高い熱効率とコンパクト化が達成される顕著な効果が発揮される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明材と比較材の特性を示す図。
【図２】本発明に係る蒸気タービン動翼の正面図。
【図３】本発明に係る蒸気タービンの断面図。
【符号の説明】
１…翼プロファイル部、２…翼植込部、３…ピン穴、４…エロージョンシールド、５…タイボス、６…コンティニュアスカバー。
【図１】
2004052060.tif 000004
【図２】
2004052060.tif 000005
【図３】
2004052060.tif 000006