JP2021042676A - Turbine blade and method for manufacturing turbine blade - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、タービンブレード及びタービンブレードの製造方法に関する。 The present invention relates to turbine blades and methods for manufacturing turbine blades.
従来、タービンブレードとして、例えば、特開2013−015142号公報に記載されるように、翼部と取付部を備えたものが知られている。タービンブレードは、例えば、ロータの外周に複数取り付けられて用いられ、翼部の端に翼部を取り付けるための取付部を有している。タービンブレードの製造方法としては、材料の塊から削り出して形成する方法、又は鍛造や鋳造によりタービンブレードを形成する方法などが知られている。 Conventionally, as a turbine blade, for example, a turbine blade provided with a blade portion and a mounting portion is known as described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2013-015142. A plurality of turbine blades are used by being attached to the outer periphery of the rotor, for example, and have an attachment portion for attaching the blade portion to the end of the blade portion. As a method for manufacturing a turbine blade, a method of forming the turbine blade by carving it from a block of material, a method of forming the turbine blade by forging or casting, or the like is known.
上述したタービンブレード及びタービンブレードの製造方法に対しては、強度の高いタービンブレードを製造することが難しい。すなわち、タービンブレードの翼部では高温強度(主としてクリープ強度)が求められ、取付部では疲労強度が求められる。翼部は高温状態で用いられるため、高温状態での使用に耐えられる強度が求められる。一方、取付部では繰り返し応力を受けるため、疲労強度が高いことが望ましい。ところが、連接される翼部と取付部について異種の強度を高めるように製造することは困難である。 It is difficult to manufacture a turbine blade having high strength with respect to the above-mentioned turbine blade and the method for manufacturing a turbine blade. That is, high temperature strength (mainly creep strength) is required for the blade portion of the turbine blade, and fatigue strength is required for the mounting portion. Since the wing is used in a high temperature state, it is required to have strength that can withstand use in a high temperature state. On the other hand, it is desirable that the fatigue strength is high because the mounting portion is repeatedly stressed. However, it is difficult to manufacture the wing portion and the mounting portion to be connected so as to increase the strength of different types.
そこで、翼部と取付部について異なる種類の強度を高めたタービンブレード及びタービンブレードの製造方法の開発が望まれている。 Therefore, it is desired to develop a turbine blade and a method for manufacturing a turbine blade having different types of strength for the blade portion and the mounting portion.
本開示の一態様に係るタービンブレードは、翼部と取付部を連接して形成したタービンブレードにおいて、翼部は、長手方向に沿った柱状組織の金属により形成され、取付部は、等軸組織の金属により形成されて構成される。このタービンブレードによれば、翼部が柱状組織により形成されることにより翼部の高温強度を高めることができる。また、取付部が等軸組織により形成されることにより、取付部の疲労強度を高めることができる。 The turbine blade according to one aspect of the present disclosure is a turbine blade formed by connecting a blade portion and a mounting portion. The blade portion is formed of a metal having a columnar structure along the longitudinal direction, and the mounting portion has an equiaxed structure. It is composed of the metal of. According to this turbine blade, the high temperature strength of the blade portion can be increased by forming the blade portion with a columnar structure. Further, since the mounting portion is formed of an equiaxed structure, the fatigue strength of the mounting portion can be increased.
また、本開示の一態様に係るタービンブレードにおいて、翼部は、平均長辺長さ200μm以上の柱状組織により形成され、取付部は、平均粒径50μm以下の等軸組織により形成されていてもよい。この場合、翼部が平均長辺長さ200μm以上の柱状組織により形成されることにより翼部の高温強度を高めることができる。また、取付部が平均粒径50μm以下の等軸組織により形成されることにより、取付部の疲労強度を高めることができる。 Further, in the turbine blade according to one aspect of the present disclosure, even if the blade portion is formed of a columnar structure having an average long side length of 200 μm or more and the mounting portion is formed of an equiaxed structure having an average particle size of 50 μm or less. Good. In this case, the high temperature strength of the wing portion can be increased by forming the wing portion with a columnar structure having an average long side length of 200 μm or more. Further, the fatigue strength of the mounting portion can be increased by forming the mounting portion with an equiaxed structure having an average particle size of 50 μm or less.
また、本開示の一態様に係るタービンブレードにおいて、翼部の柱状組織と取付部の等軸組織の移行距離は5mm以内であってもよい。この場合、翼部の柱状組織と取付部の等軸組織の移行距離は5mm以内であるため、翼部と取付部の境界において柱状組織と等軸組織の混合領域が短く形成される。従って、翼部の高温強度と取付部の疲労強度を的確に発揮させることができる。 Further, in the turbine blade according to one aspect of the present disclosure, the transition distance between the columnar structure of the blade portion and the equiaxed structure of the mounting portion may be within 5 mm. In this case, since the transition distance between the columnar structure of the wing portion and the equiaxed structure of the mounting portion is within 5 mm, the mixed region of the columnar structure and the equiaxed structure is formed short at the boundary between the wing portion and the mounting portion. Therefore, the high temperature strength of the wing portion and the fatigue strength of the mounting portion can be accurately exhibited.
本開示の一態様に係るタービンブレードの製造方法は、翼部と取付部を連接して形成したタービンブレードの製造方法において、粉末材料にエネルギビームを照射し粉末材料を溶融させて翼部及び取付部を順次造形することによりタービンブレードを製造し、翼部の造形と取付部の造形において、エネルギビームの照射条件を異ならせて造形を行い、翼部を柱状組織として造形し取付部を等軸組織として造形するように構成される。このタービンブレードの製造方法によれば、翼部の造形と取付部の造形においてエネルギビームの照射条件を異ならせることにより、翼部を柱状組織とし取付部を等軸組織として造形することができる。従って、製造したタービンブレードにおいて、翼部の高温強度を高め、取付部の疲労強度を高めることが可能となる。また、粉末材料にエネルギビームを照射し粉末材料を溶融させて翼部及び取付部を順次造形することにより、翼部の組織と取付部の組織の移行距離を短くすることができる。 The method for manufacturing a turbine blade according to one aspect of the present disclosure is a method for manufacturing a turbine blade formed by connecting a blade portion and a mounting portion, wherein the powder material is irradiated with an energy beam to melt the powder material and the blade portion and the mounting portion are mounted. Turbine blades are manufactured by sequentially molding the parts, and in the molding of the blade part and the molding of the mounting part, the molding is performed with different energy beam irradiation conditions, the blade part is shaped as a columnar structure, and the mounting part is equiaxed. It is configured to be modeled as an organization. According to this method for manufacturing a turbine blade, by making the irradiation conditions of the energy beam different between the molding of the blade portion and the molding of the mounting portion, the blade portion can be shaped as a columnar structure and the mounting portion can be shaped as an equiaxed structure. Therefore, in the manufactured turbine blade, it is possible to increase the high temperature strength of the blade portion and increase the fatigue strength of the mounting portion. Further, by irradiating the powder material with an energy beam to melt the powder material and sequentially modeling the wing portion and the mounting portion, the transition distance between the structure of the wing portion and the structure of the mounting portion can be shortened.
また、本開示の一態様に係るタービンブレードの製造方法において、翼部の造形は、取付部の造形に対し、エネルギビームの走査速度を遅くし、かつ、エネルギビームの走査間隔を広くしてもよい。この場合、翼部の造形が、取付部の造形に対し、エネルギビームの走査速度を遅くし、かつ、エネルギビームの走査間隔を広くして行われることにより、翼部を柱状組織として造形し、取付部を等軸組織として造形することができる。従って、タービンブレードにおいて、翼部の高温強度を高めることができ、取付部の疲労強度を高めることができる。 Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to one aspect of the present disclosure, the shaping of the blade portion may slow down the scanning speed of the energy beam and widen the scanning interval of the energy beam as compared with the molding of the mounting portion. Good. In this case, the wing portion is shaped as a columnar structure by slowing the scanning speed of the energy beam and widening the scanning interval of the energy beam as compared with the molding of the mounting portion. The mounting portion can be modeled as an equiaxed structure. Therefore, in the turbine blade, the high temperature strength of the blade portion can be increased, and the fatigue strength of the mounting portion can be increased.
本開示に係る発明によれば、翼部と取付部について異なる種類の強度を高めたタービンブレード及びタービンブレードの製造方法を提供することができる。 According to the invention according to the present disclosure, it is possible to provide a turbine blade and a method for manufacturing a turbine blade having different types of strengths for a blade portion and a mounting portion.
以下、本開示の実施形態について、図面を参照しながら説明する。なお、図面の説明において同一要素には同一符号を付し、重複する説明は省略する。 Hereinafter, embodiments of the present disclosure will be described with reference to the drawings. In the description of the drawings, the same elements are designated by the same reference numerals, and duplicate description will be omitted.
図1は、本開示の実施形態に係るタービンブレードの構成概要図である。図2は、図1のタービンブレードの使用状態の一例を示す図である。 FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a turbine blade according to an embodiment of the present disclosure. FIG. 2 is a diagram showing an example of a usage state of the turbine blade of FIG.
図1に示すように、タービンブレード1は、ジェットエンジンやガスタービンなどに用いられる部品であり、翼部2と取付部3を備えている。翼部2は、タービンを構成する翼部材である。翼部2は、例えば、タービンの径方向Dに向けて延びており、径方向Dを横切る断面において湾曲した形状とされる。具体的には、翼部2の径方向Dを横切る断面は、翼断面の形状とされる。取付部3は、翼部2を取り付けるための部位である。取付部3は、例えば、タービンの構造、形状などに応じた形状とされる。
As shown in FIG. 1, the
例えば、図2に示すように、タービンブレード1は、タービンのロータ91に取り付けられて用いられる。具体的には、タービンブレード1は、ロータ91の周方向へ複数配列されて用いられる。この場合、取付部3がロータ91の外周に接合され、周方向へ複数配列されて組付けられる。取付部3は、例えば、ロータ91に対しダブテール接合される。このように取付部3が組付けられることにより、複数の翼部2がロータ91の周方向に配列して設けられる。
For example, as shown in FIG. 2, the
このタービンブレード1を用いたタービンの作動時において、翼部2は高温ガスに曝される。このため、翼部2では高い高温強度が要求される。つまり、翼部2は、高温状態において、変形しにくい高い強度が求められる。一方、タービンの作動時において、取付部3は、繰り返し応力を受ける。このため、取付部3では高い疲労強度が要求される。
When the turbine is operated using the
翼部2は、長手方向に延びる柱状組織の金属により形成されている。すなわち、翼部2は、結晶状態が長手方向に延びる柱状晶の金属により形成されている。ここで長手方向とは、翼部2の基端から先端へ向けた方向であって、図1のロータ91の径方向Dと一致する。翼部2は、柱状組織により形成されることにより、高温強度が高められている。
The
また、翼部2は、平均長辺長さが200μm以上の柱状組織により形成されている。つまり、翼部2は、結晶の長辺方向の平均長さが200μm以上の金属により形成されている。例えば、翼部2の断面において、結晶粒の長辺方向の平均の長さが200μm以上となっている。ここで、長辺長さは、結晶が矩形である場合の長辺の長さを意味する。また、結晶が矩形でない場合、結晶の一番長い箇所の長さを意味する。この長辺の長さは、例えばEBSD(Electron BackScatterDiffraction:後方散乱電子回折)測定法を用いて測定される。なお、結晶の長辺長さが計測可能であれば、EBSD測定法以外の手法を用いて、平均長辺長さを測定してもよい。
Further, the
取付部3は、等軸組織の金属により形成されている。すなわち、取付部3は、結晶状態が等軸晶の金属により形成されている。取付部3は、等軸組織により形成されることにより、疲労強度が高められている。
The mounting
また、取付部3は、平均粒径が50μm以下の等軸組織により形成されている。つまり、取付部3は、結晶粒径の平均が50μm以下の金属により形成されている。例えば、取付部3の断面において、結晶粒の粒径の平均が50μm以下となっている。平均粒径を50μm以下とすることにより、取付部3の疲労強度を高めることが可能となる。結晶の粒径は、例えばEBSD測定法を用いて測定される。なお、結晶の粒径が計測可能であれば、EBSD測定法以外の手法を用いて、平均粒径を測定してもよい。
Further, the mounting
翼部2と取付部3は、例えば、同一の金属により形成されている。翼部2と取付部3は、例えば、ニッケル基合金により形成される。また、翼部2と取付部3は、チタン合金により形成されてもよい。
The
図3は、タービンブレード1の金属結晶の状態を示している。図3において、縦軸は、タービンブレード1の長手方向(径方向D)の位置を示している。すなわち、縦軸の下部は取付部3の位置であり、縦軸の上部は翼部2の位置である。図3において、横軸は、金属組織の状態を示している。右側が柱状組織、左側が等軸組織である。柱状組織と等軸組織の間は、柱状状態(柱状晶)と等軸組織(等軸晶)が混合する組織となる。柱状組織と等軸組織の間の混合する組織の距離を移行距離と称する。つまり、移行距離は、翼部2と取付部3の境界において、柱状組織と等軸組織が混合する距離を意味する。
FIG. 3 shows the state of the metal crystal of the
翼部2と取付部3の境界において、柱状組織と等軸組織が混合する組織ができるだけ短い方がよい。すなわち、柱状組織及び等軸組織の一方から他方へ移行する移行距離が短いことが望ましい。つまり、翼部2をできるだけ柱状組織で構成し、取付部3をできるだけ等軸組織で構成することにより、翼部2の高温強度を高め、取付部3の疲労強度を高めることができる。
At the boundary between the
しかしながら、柱状組織と等軸組織の移行距離を短くして、タービンブレードなどの金属部品を形成するのは難しい。例えば、金属部品を鋳造により製造する場合、冷却調整して凝固状態を制御することにより、柱状組織と等軸組織を含む金属部品を製造することが考えられる。この場合、柱状組織と等軸組織の移行距離をミリ単位として(1cm未満にして)金属部品を製造するのは困難である。 However, it is difficult to form a metal part such as a turbine blade by shortening the transition distance between the columnar structure and the equiaxed structure. For example, when a metal part is manufactured by casting, it is conceivable to manufacture a metal part including a columnar structure and an equiaxed structure by controlling the solidification state by adjusting the cooling. In this case, it is difficult to manufacture a metal part with the transition distance between the columnar structure and the equiaxed structure in millimeters (less than 1 cm).
タービンブレード1において、翼部2の柱状組織と取付部3の等軸組織の移行距離は5mm以内となっている。また、タービンブレード1において、翼部2の柱状組織と取付部3の等軸組織の移行距離は1mm以内としてもよい。更には、タービンブレード1において、翼部2の柱状組織と取付部3の等軸組織の移行距離は0.5mm以内としてもよい。このように翼部2の柱状組織と取付部3の等軸組織の移行距離を短くすることにより、翼部2の高温強度を高め、取付部3の疲労強度を高めることが可能となる。
In the
次に、本実施形態に係るタービンブレード1の製造方法について説明する。
Next, a method for manufacturing the
まず、タービンブレード1の製造方法に用いられる三次元造形装置10について説明する。図4は、三次元造形装置10の構成概要図である。三次元造形装置10は、粉末材料Aに電子ビームBを照射して粉末材料Aを溶融させ凝固させてタービンブレード1を造形する装置である。この三次元造形装置10は、例えば、粉末材料Aに電子ビームBを照射して粉末材料Aの予備加熱する工程と、粉末材料Aに対し電子ビームBを照射し粉末材料Aを溶融させてタービンブレード1の一部を造形する工程とを繰り返し、凝固した粉末材料を積層させてタービンブレード1の造形を行う。予備加熱は、予熱とも称され、物体の造形前に、粉末材料Aの融点未満の温度で粉末材料Aを加熱する処理である。また、造形後に造形物および周辺の粉末床の平均温度を調整するための追加加熱が実施されてもよい。追加加熱は後熱とも称される。
First, the three-
三次元造形装置10は、ビーム出射部20、造形部30及び制御部40を備えて構成されている。ビーム出射部20は、造形部30の粉末材料Aに対し電子ビームBを出射し、粉末材料Aを溶融させる。電子ビームBは、荷電粒子である電子の直線的な運動により形成される荷電粒子ビームである。また、ビーム出射部20は、粉末材料Aに電子ビームBを照射して粉末材料Aの予備加熱を行った後に、粉末材料Aに電子ビームBを照射し粉末材料Aを溶融させて三次元の物体であるタービンブレード1の造形を行っていく。
The three-
ビーム出射部20は、電子銃部21、収差コイル22、フォーカスコイル23、偏向コイル24及び飛散検知器25を備えている。電子銃部21は、制御部40と電気的に接続され、制御部40からの制御信号を受けて作動し、電子ビームBを出射する。電子銃部21は、例えば、下方に向けて電子ビームBを出射するように設けられている。収差コイル22は、制御部40と電気的に接続され、制御部40からの制御信号を受けて作動する。収差コイル22は、電子銃部21から出射される電子ビームBの周囲に設置され、電子ビームBの収差を補正する。フォーカスコイル23は、制御部40と電気的に接続され、制御部40からの制御信号を受けて作動する。フォーカスコイル23は、電子銃部21から出射される電子ビームBの周囲に設置され、電子ビームBを収束させ、電子ビームBの照射位置におけるフォーカス状態を調整する。偏向コイル24は、制御部40と電気的に接続され、制御部40からの制御信号を受けて作動する。偏向コイル24は、電子銃部21から出射される電子ビームBの周囲に設置され、制御信号に応じて電子ビームBの照射位置を調整する。偏向コイル24は、電磁的なビーム偏向を行うため、機械的なビーム偏向と比べて、電子ビームBの照射時における走査速度を高速なものとすることができる。電子銃部21、収差コイル22、フォーカスコイル23及び偏向コイル24は、例えば、筒状を呈するコラム26内に設置される。なお、収差コイル22の設置を省略する場合もある。
The
飛散検知器25は、粉末材料Aへの電子ビームBの照射により粉末材料Aが飛散したことを検知する機器である。つまり、飛散検知器25は、粉末材料Aへの電子ビームBが照射されたときに、粉末材料Aが飛散して霧状に舞い上がるスモーク現象を検知する。飛散検知器25としては、例えばX線検知器が用いられる。この場合、飛散検知器25は、スモーク発生時に発生するX線を検知し、X線の検知によって粉末材料Aの飛散の検出が可能となる。飛散検知器25は、例えば、コラム26に取り付けられ、電子ビームBに向けて配置される。なお、飛散検知器25は、粉末材料Aの照射領域の近傍位置に設けられる場合もある。また、三次元造形装置10によっては、飛散検知器25が設けられていなくてもよい。
The scattering
造形部30は、所望のタービンブレード1を造形する部位であり、チャンバ30a内に粉末材料Aを配している。造形部30は、ビーム出射部20の下方に設けられている。造形部30は、箱状のチャンバ30aを備えており、チャンバ30a内において、プレート31、昇降機32、粉末塗布機構33及びホッパ34を備えている。チャンバ30aはコラム26と結合されており、チャンバ30aの内部空間は電子銃部21が配置されるコラム26の内部空間と連通している。
The
プレート31は、造形されるタービンブレード1を支持する部材である。プレート31上で物体が造形されていき、プレート31は、造形されていくタービンブレード1を支持する。プレート31は、例えば円形の板状体のものが用いられる。プレート31は、電子ビームBの出射方向の延長線上に配置され、例えば水平方向に向けて設けられる。プレート31は、下方に設置される昇降ステージ35に支持されて配置され、昇降ステージ35と共に上下方向に移動する。昇降機32は、昇降ステージ35及びプレート31を昇降させる機器である。昇降機32は、制御部40と電気的に接続され、制御部40からの制御信号を受けて作動する。例えば、昇降機32は、タービンブレード1の造形の初期において昇降ステージ35と共にプレート31を上部へ移動させておき、プレート31上で粉末材料Aが溶融凝固されて積層されるごとにプレート31を降下させる。昇降機32は、プレート31を昇降できる機構であれば、いずれの機構のものを用いてもよい。
The
プレート31は、造形タンク36内に配置されている。造形タンク36は、チャンバ30a内の下部に設置されている。この造形タンク36は、例えば、円筒状に形成され、プレート31の移動方向に向けて延びている。この造形タンク36は、プレート31と同心円状の断面円形に形成される。造形タンク36の内側形状に合わせて、昇降ステージ35が形成される。つまり、造形タンク36の内側形状が水平断面で円形の場合、昇降ステージ35の外形も円形とされる。これにより、造形タンク36に供給される粉末材料Aが昇降ステージ35の下方へ漏れ落ちることを抑制しやすくなる。また、粉末材料Aが昇降ステージ35の下方へ漏れ落ちることを抑制するために、昇降ステージ35の外縁部にシール材を設けてもよい。なお、造形タンク36の形状は、円筒状に限定されず、断面矩形の角筒状であってもよい。
The
粉末塗布機構33は、プレート31の上方に粉末材料Aを供給し粉末材料Aの表面を均す部材であり、リコータとして機能する。例えば、粉末塗布機構33は、棒状又は板状の部材が用いられ、水平方向に移動することにより電子ビームBの照射領域に粉末材料Aを供給し、粉末材料Aの表面を均す。粉末塗布機構33は、図示しないアクチュエータ及び機構により移動制御される。なお、粉末材料Aを均す機構としては、粉末塗布機構33以外の機構を用いることができる。ホッパ34は、粉末材料Aを収容する収容器である。ホッパ34の下部には、粉末材料Aを排出する排出口34aが形成されている。排出口34aから排出された粉末材料Aは、プレート31上へ流入し、又は、粉末塗布機構33によりプレート31上へ供給される。プレート31、昇降機32、粉末塗布機構33及びホッパ34は、チャンバ30a内に設置される。チャンバ30a内は、真空又はほぼ真空な状態とされている。なお、プレート31上に粉末材料Aを層状に供給する機構としては、粉末塗布機構33及びホッパ34以外の機構を用いることができる。
The
粉末材料Aは、多数の粉末体により構成される。粉末材料Aとしては、例えば金属製の粉末が用いられる。また、粉末材料Aとしては、電子ビームBの照射により溶融及び凝固できるものであれば、粉末より粒径の大きい粒体を用いてもよい。 The powder material A is composed of a large number of powder bodies. As the powder material A, for example, a metal powder is used. Further, as the powder material A, if it can be melted and solidified by irradiation with the electron beam B, granules having a diameter larger than that of the powder may be used.
制御部40は、三次元造形装置10の装置全体の制御を行う電子制御ユニットであり、例えばCPU、ROM、RAMを含むコンピュータを含んで構成される。制御部40は、プレート31の昇降制御、粉末塗布機構33の作動制御、電子ビームBの出射制御、偏向コイル24の作動制御、粉末材料Aの飛散検出、及び、粉末材料Aの飛散位置検出を行う。制御部40は、プレート31の昇降制御として、昇降機32に制御信号を出力して昇降機32を作動させ、プレート31の上下位置を調整する。制御部40は、粉末塗布機構33の作動制御として、電子ビームBの出射前に粉末塗布機構33を作動させ、プレート31上へ粉末材料Aを供給して均す。制御部40は、電子ビームBの出射制御として、電子銃部21に制御信号を出力し、電子銃部21から電子ビームBを出射させる。
The
制御部40は、偏向コイル24の作動制御として、偏向コイル24に制御信号を出力して、電子ビームBの照射位置を制御する。例えば、粉末材料Aの予備加熱を行う場合、制御部40は、ビーム出射部20の偏向コイル24に制御信号を出力し、プレート31に対し電子ビームBを走査して照射させる。
The
制御部40は、物体の造形を行う場合、例えば造形すべきタービンブレード1の三次元CAD(Computer-Aided Design)データを用いる。タービンブレード1の三次元CADデータは予め入力されるタービンブレード1の形状データである。制御部40は、三次元CADデータに基づいて二次元のスライスデータを生成する。スライスデータは、例えば、タービンブレード1の水平断面のデータであり、上下位置に応じた多数のデータの集合体である。制御部40は、このスライスデータに基づいて、電子ビームBが粉末材料Aに対し照射する領域を決定する。
When modeling an object, the
図5は、タービンブレード1の造形時における電子ビームBの走査を示す図である。なお、図5には、説明の便宜上、粉末材料Aの図示を省略している。図5に示すように、タービンブレード1の形状に応じ、矢印の方向に沿って電子ビームBが照射される。電子ビームBは、予め設定された間隔Gで走査され、造形領域Rの全域に照射される。造形領域Rは、造形すべきタービンブレード1のスライスデータに応じて設定される。
FIG. 5 is a diagram showing scanning of the electron beam B during modeling of the
制御部40は、翼部2と取付部3の造形において、電子ビームBの照射条件を異ならせて造形を行わせる。例えば、制御部40は、翼部2と取付部3の造形において、電子ビームBの走査速度及び走査間隔を異ならせる。具体的には、翼部2の造形は、取付部3の造形に対し、電子ビームBの走査速度を遅くし、かつ、電子ビームBの走査の間隔Gを広くして行われる。これに対し、取付部3の造形は、翼部2の造形に対し、電子ビームBの走査速度を速くし、かつ、電子ビームBの走査の間隔Gを狭くして行われる。また、翼部2と取付部3の造形において、電子ビームBの出力を異ならせてもよい。この電子ビームBの照射条件は、翼部2が柱状組織として造形され、取付部3が等軸組織として造形されるように、走査速度、走査間隔、ビーム出力などを適宜調整して設定される。
The
図6は、本実施形態に係るタービンブレード1の製造方法を示すフローチャートである。
FIG. 6 is a flowchart showing a manufacturing method of the
図6に示すように、タービンブレード1の製造は、取付部3の造形と翼部2の造形を順次行って行われる。まず、図6のS10に示すように、取付部3の造形が行われる。取付部3の造形は、プレート31上への粉末材料Aの供給工程、予備加熱工程及び造形工程を繰り返して行われる。
As shown in FIG. 6, the
粉末材料Aの供給工程は、電子ビームBの照射領域に粉末材料Aを供給しその表面を均す工程である。例えば、図1において、制御部40は、昇降機32に制御信号を出力してプレート31の上下位置を調節し、図示しないアクチュエータ又は機構に制御信号を出力して粉末塗布機構33を作動させる。これにより、粉末塗布機構33が水平方向に作動し、プレート31上に粉末材料Aが供給され、粉末材料Aの表面が均される。
The powder material A supply step is a step of supplying the powder material A to the irradiation region of the electron beam B and leveling the surface thereof. For example, in FIG. 1, the
予備加熱工程は、物体造形を行う前に予め粉末材料Aを加熱する工程である。制御部40は、ビーム出射部20に制御信号を出力し、電子銃部21から電子ビームBを出射させると共に、電子ビームBを走査させる。これにより、図7に示すように、プレート31上の粉末材料Aに電子ビームBが均一となるように照射されて加熱される。
The preheating step is a step of heating the powder material A in advance before performing the object modeling. The
造形工程は、タービンブレード1の取付部3の造形を行う工程である。例えば、制御部40は、造形すべき取付部3の三次元CADデータに基づいて二次元のスライスデータを生成する。そして、制御部40は、このスライスデータに基づいて、粉末材料Aに対し電子ビームBを照射する造形領域Rを決定し、その造形領域Rに応じてビーム出射部20から電子ビームBを照射させる。ここでの造形工程では、取付部3を構成する一部の層が造形される。このとき、電子ビームBの照射は、翼部2の造形と比べて、電子ビームBの走査速度が速く、かつ、電子ビームBの走査の間隔Gが狭くして行われる。電子ビームBの照射条件は、取付部3が等軸組織となるように、電子ビームBの走査速度、走査の間隔G、出力などを適宜調整して設定される。これにより、取付部3における金属の結晶粒径が小さくなり、取付部3が等軸組織として造形される。
The modeling process is a process of modeling the mounting
取付部3の造形において、粉末材料Aの供給工程、予備加熱工程、造形工程が繰り返し行われることにより、取付部3が層状に徐々に形成されていき、最終的に所望の取付部3が造形される。
In the modeling of the mounting
S10の取付部3の造形が完了したら、翼部2の造形が行われる(S20)。翼部2の造形は、プレート31上への粉末材料Aの供給工程、予備加熱工程及び造形工程を繰り返して行われる。また、必要に応じて造形工程の後に追加加熱工程を行って、粉末材料Aの供給工程、予備加熱工程、造形工程及び追加加熱工程を繰り返して行ってもよい。
When the modeling of the mounting
粉末材料Aの供給工程は、電子ビームBの照射領域に粉末材料Aを供給しその表面を均す工程である。例えば、図4において、制御部40は、昇降機32に制御信号を出力してプレート31の上下位置を調節し、図示しないアクチュエータ又は機構に制御信号を出力して粉末塗布機構33を作動させる。これにより、粉末塗布機構33が水平方向に作動し、プレート31上に粉末材料Aが供給され、粉末材料Aの表面が均される。
The powder material A supply step is a step of supplying the powder material A to the irradiation region of the electron beam B and leveling the surface thereof. For example, in FIG. 4, the
予備加熱工程は、物体造形を行う前に予め粉末材料Aを加熱する工程である。制御部40は、ビーム出射部20に制御信号を出力し、電子銃部21から電子ビームBを出射させると共に、電子ビームBを走査させる。これにより、図7に示すように、プレート31上の粉末材料Aに電子ビームBが均一となるように照射されて加熱される。
The preheating step is a step of heating the powder material A in advance before performing the object modeling. The
造形工程は、タービンブレード1の翼部2の造形を行う工程である。例えば、制御部40は、造形すべき翼部2の三次元CADデータに基づいて二次元のスライスデータを生成する。そして、制御部40は、このスライスデータに基づいて、粉末材料Aに対し電子ビームBを照射する造形領域Rを決定し、その造形領域Rに応じてビーム出射部20から電子ビームBを照射させる。ここでの造形工程では、翼部2を構成する一部の層が造形される。このとき、電子ビームBの照射条件は、取付部3のものと異なる。電子ビームBの照射は、取付部3の造形と比べて、電子ビームBの走査速度が遅く、かつ、電子ビームBの走査の間隔Gが広くして行われる。電子ビームBの照射条件は、翼部2が柱状組織となるように、電子ビームBの走査速度、走査の間隔G、出力などを適宜調整して設定される。これにより、翼部2における金属の結晶粒径が大きくなり、翼部2が柱状組織として造形される。
The modeling process is a process of modeling the
追加加熱工程は、造形後の造形物及び周辺の粉末の平均温度を維持、調整するために造形領域R及び粉末材料Aを加熱する工程である。制御部40は、ビーム出射部20に制御信号を出力し、電子銃部21から電子ビームBを出射させると共に電子ビームBを走査させる。これにより、図7に示すように、プレート31上の粉末材料Aに電子ビームBが均一となるように照射されて加熱される。
The additional heating step is a step of heating the modeling region R and the powder material A in order to maintain and adjust the average temperature of the modeled object and the surrounding powder after modeling. The
翼部2の造形において、粉末材料Aの供給工程、予備加熱工程、造形工程及び追加加熱工程が繰り返し行われることにより、翼部2が層状に徐々に形成されていき、最終的に取付部3に連接して翼部2が造形される。
In the molding of the
S20の翼部2の造形を終えたら、図6の一連の制御処理を終了する。なお、ここでは取付部3、翼部2の順に造形する方法について説明したが、翼部2、取付部3の順に造形する場合もある。
When the modeling of the
図8に実際の製造例を示す。図8の左の画像は柱状組織と等軸組織を造り分けた造形体の断面の画像であり、図8の右の画像は境界部分を拡大した解析画像である。この造形体は、上述した製造方法により製造したものであり、ニッケル基合金により形成されている。図8の右の画像を見ると、柱状組織と等軸組織の移行距離が短いことがわかる。柱状組織(柱状晶)と等軸組織(等軸晶)の移行距離は、約0.5mmとなっている。 FIG. 8 shows an actual manufacturing example. The image on the left of FIG. 8 is an image of a cross section of a modeled body in which a columnar structure and an equiaxed structure are separately formed, and the image on the right of FIG. 8 is an analysis image in which the boundary portion is enlarged. This modeled body is manufactured by the above-mentioned manufacturing method, and is formed of a nickel-based alloy. Looking at the image on the right of FIG. 8, it can be seen that the transition distance between the columnar structure and the equiaxed structure is short. The transition distance between the columnar structure (columnar crystal) and the equiaxed structure (equal axis crystal) is about 0.5 mm.
以上説明したように、本実施形態に係るタービンブレード1によれば、翼部2が柱状組織により形成されることにより翼部2の高温強度を高めることができる。また、取付部3が等軸組織により形成されることにより、取付部3の疲労強度を高めることができる。
As described above, according to the
また、本実施形態に係るタービンブレード1によれば、翼部2が平均長辺長さ200μm以上の柱状組織により形成されることにより翼部2の高温強度を高めることができる。また、取付部3が平均粒径50μm以下の等軸組織により形成されることにより、取付部3の疲労強度を高めることができる。
Further, according to the
また、本実施形態に係るタービンブレード1によれば、翼部2の柱状組織と取付部3の等軸組織の移行距離は5mm以内とされる。このため、翼部2と取付部3の境界において柱状組織と等軸組織の混合領域が短く形成される。従って、翼部2の高温強度と取付部3の疲労強度を的確に発揮させることができる。
Further, according to the
本実施形態に係るタービンブレード1の製造方法によれば、翼部2の造形と取付部3の造形において電子ビームBの照射条件を異ならせることにより、翼部2と取付部3を異なる組織として造形することができる。すなわち、翼部2を柱状組織とし取付部3を等軸組織として造形することができる。従って、翼部2の高温強度を高め、取付部3の疲労強度を高めることが可能となる。また、粉末材料Aに電子ビームBを照射し粉末材料Aを溶融させて翼部2及び取付部3を順次造形することにより、翼部2の組織と取付部3の組織の移行距離を短くすることができる。従って、翼部2の高温強度と取付部3の疲労強度を的確に発揮させることができる。
According to the method for manufacturing the
また、本実施形態に係るタービンブレード1の製造方法によれば、翼部2の造形が、取付部3の造形に対し、電子ビームBの走査速度を遅くし、かつ、電子ビームBの走査間隔を広くして行われる。これにより、翼部2を柱状組織として造形し、取付部3を等軸組織として造形することができる。従って、タービンブレード1において、翼部2の高温強度を高めることができ、取付部3の疲労強度を高めることができる。
Further, according to the method for manufacturing the
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されるものではない。本発明は、特許請求の範囲の記載の要旨を逸脱しない範囲で様々な変形態様を取ることができる。 The present invention is not limited to the above-described embodiment. The present invention can take various modifications without departing from the gist of the claims.
例えば、上述した実施形態においては、エネルギビームとして電子ビームBを粉末材料Aに照射して物体を造形する場合について説明したが、電子ビームB以外のエネルギビームを照射するものであってもよい。例えば、レーザビームやイオンビームを照射して物体を造形するものであってもよい。 For example, in the above-described embodiment, the case where the powder material A is irradiated with the electron beam B as the energy beam to form an object has been described, but the energy beam other than the electron beam B may be irradiated. For example, an object may be modeled by irradiating a laser beam or an ion beam.
また、上述した実施形態においては、タービンブレード1の三次元造形装置10が粉末材料Aの供給工程、予備加熱工程、造形工程、追加加熱工程を順次行うものであったが、これらの工程を同時に行うものであってもよい。例えば、図9に示すように、プレート31の上方にビーム出射部20、粉末塗布機構33及びヒータ50を周方向へ配列し、プレート31を中央の位置Cを中心に回転可能とする。これにより、プレート31上への粉末材料Aの供給、予備加熱及び造形を同時に行うことができる。このようなタービンブレード1の製造装置によりタービンブレード1を製造することにより、タービンブレード1の製造を効率良く短時間で行うことが可能となる。特に、タービンブレード1が大型の場合に有効である。
Further, in the above-described embodiment, the three-
1 タービンブレード
2 翼部
3 取付部
10 三次元造形装置
20 ビーム出射部
21 電子銃部
22 収差コイル
23 フォーカスコイル
24 偏向コイル
30 造形部
31 プレート
32 昇降機
33 粉末塗布機構
34 ホッパ
40 制御部
A 粉末材料
B 電子ビーム
D 径方向
R 造形領域
1
Claims (5)
前記翼部は、長手方向に沿った柱状組織の金属により形成され、
前記取付部は、等軸組織の金属により形成される、
タービンブレード。 In a turbine blade formed by connecting a blade and a mounting part,
The wing portion is formed of a metal having a columnar structure along the longitudinal direction.
The mounting portion is formed of an equiaxed metal.
Turbine blade.
前記取付部は、平均粒径50μm以下の前記等軸組織により形成される、
請求項1に記載のタービンブレード。 The wing portion is formed of the columnar structure having an average long side length of 200 μm or more.
The mounting portion is formed of the equiaxed structure having an average particle size of 50 μm or less.
The turbine blade according to claim 1.
請求項1又は2に記載のタービンブレード。 The transition distance between the columnar structure of the wing portion and the equiaxed structure of the mounting portion is within 5 mm.
The turbine blade according to claim 1 or 2.
粉末材料にエネルギビームを照射し前記粉末材料を溶融させて前記翼部及び前記取付部を順次造形することにより前記タービンブレードを製造し、
前記翼部の造形と前記取付部の造形において、前記エネルギビームの照射条件を異ならせて造形を行い、前記翼部を柱状組織として造形し前記取付部を等軸組織として造形する、
タービンブレードの製造方法。 In the method of manufacturing a turbine blade formed by connecting a wing portion and a mounting portion,
The turbine blade is manufactured by irradiating the powder material with an energy beam to melt the powder material and sequentially forming the blade portion and the mounting portion.
In the molding of the wing portion and the molding of the mounting portion, the molding is performed with different irradiation conditions of the energy beam, the wing portion is shaped as a columnar structure, and the mounting portion is shaped as an equiaxed structure.
How to manufacture turbine blades.
請求項4に記載のタービンブレードの製造方法。 The molding of the wing portion is performed by slowing the scanning speed of the energy beam and widening the scanning interval of the energy beam with respect to the molding of the mounting portion.
The method for manufacturing a turbine blade according to claim 4.
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Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002331352A (en) * | 2001-05-09 | 2002-11-19 | Mitsubishi Materials Corp | Manufacturing method for turbine blade |
JP2016140894A (en) * | 2015-02-03 | 2016-08-08 | 株式会社Ihi | Ni ALLOY CASTING MANUFACTURING METHOD AND Ni ALLOY CASTING |
JP2017048428A (en) * | 2015-09-02 | 2017-03-09 | 住友重機械ハイマテックス株式会社 | Production method and production device of directional solidification structure |
JP2019081935A (en) * | 2017-10-31 | 2019-05-30 | 株式会社Ihi | Method for manufacturing metallic component |
-
2019
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Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002331352A (en) * | 2001-05-09 | 2002-11-19 | Mitsubishi Materials Corp | Manufacturing method for turbine blade |
JP2016140894A (en) * | 2015-02-03 | 2016-08-08 | 株式会社Ihi | Ni ALLOY CASTING MANUFACTURING METHOD AND Ni ALLOY CASTING |
JP2017048428A (en) * | 2015-09-02 | 2017-03-09 | 住友重機械ハイマテックス株式会社 | Production method and production device of directional solidification structure |
JP2019081935A (en) * | 2017-10-31 | 2019-05-30 | 株式会社Ihi | Method for manufacturing metallic component |
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