JPH07145703A - ガスタービン用動翼及びその製造法とそれを用いたガスタービン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】クリープ強度に優れた且つ粒界割れのないガス
タービン用動翼及びその製造法とそれを用いたガスター
ビン及び複合発電プラントシステムを提供する。 【構成】粒界強化元素を低減させたＮｉ基超合金を用
い、翼部を単結晶，残りを柱状晶としたガスタービン動
翼とそれを用いたガスタービン。 【効果】ガスタービンの熱効率を３５％以上及び蒸気タ
ービンとの複合発電熱効率を４５％以上に向上できる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は新規なガスタービン用動
翼に係り、特にクリープ強度に優れた動翼とその製造法
及びそれを用いたガスタービンに関する。

【０００２】

【従来の技術】発電用ガスタービンの動翼材料は、従来
から主としてＮｉ基の超合金が使用されてきたが、ガス
タービンの熱効率向上を図るため、年々燃焼ガス温度が
上昇してきた。そして、それに伴い動翼の耐熱強度を上
げるため、組織的には普通鋳造による等軸晶翼から一方
向凝固による柱状晶翼へと変化すると共に、翼内部に複
雑な冷却孔を設け、内部からの冷却を図ってきた。

【０００３】柱状晶鋳物の大部分は、特公昭51−4186号
等で示されている一方向凝固法で製造されている。この
方法は、加熱した炉の中から鋳型を下方に引出し、下端
から上方に漸次凝固させる方法である。この方法によ
り、遠心応力が作用する長手方向に長く伸び、〈１０
０〉方位の結晶方位を有する柱状晶動翼が製造され、ク
リープ強度特性や熱疲労強度特性が改善されてきた。

【０００４】また、柱状晶動翼より高温特性に優れた動
翼として特開昭60−261659号公報及び特開昭61−71168
号公報には翼部を単結晶とし、付根部を微結晶とした燃
焼タービン用羽根の製造法が開示されている。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】更に高効率化を図るた
めには、燃焼ガス温度を高めることが最も有効な方法で
あり、そしてそのためには内部冷却をさらに強化すると
共に、材料の高温強度を高めることが必要になってき
た。

【０００６】ガスタービン用動翼の内部冷却孔は、セラ
ミック中子を用いて形成されるが、冷却を更に強化する
ため、冷却用パスの数を多くすると共に、翼自体の薄肉
化が図られてきた。柱状晶動翼は一方向凝固法で製造さ
れているが、溶融金属は中子を鋳ぐるんだ状態で凝固
し、その後室温まで冷却される。そして、冷却時には熱
収縮を生じる。中子と鋳造金属の熱膨張係数を比較する
と、中子は金属より一桁程度小さい値を示すため、金属
はほとんど収縮しない中子を内部に鋳ぐるんだまま収縮
することになり、冷却の過程で大きな引っ張り応力が発
生してくることになる。このため鋳造品は、強度の弱い
結晶粒界に沿って縦割れが発生しやすくなる。そして、
縦割れは特に薄肉部である翼部で著しい。その為、従来
の柱状晶動翼は翼部の薄肉化ができず、冷却を充分に行
うことができなかった。また鋳造時に粒界割れが発生し
歩留まりも悪かった。

【０００７】航空機用ジェットエンジンに用いられてい
る動翼は、翼長が最大でも１０cm程度、重さも数百グラ
ムであり単結晶化は容易である。しかし、発電用ガスタ
ービンに用いられる動翼は、翼の形状が複雑であるばか
りでなく、翼長は１５〜４０cm，重さも数kgから１０kg
程度と非常に大きくなるため、特公昭51−4186号公報で
のやり方では異結晶やフレックル欠陥などが発生しやす
く単結晶化は非常に困難になっている。

【０００８】特開昭60−261659号公報及び特開昭61−71
168 号公報には、翼部を単結晶、残りの部分を磁気撹拌
を利用して微小結晶粒とする製造法が述べられている。
しかし、この方法で従来の単結晶合金を鋳造すると微小
結晶粒部分の強度が弱くなる問題があった。また、微小
結晶粒部分の強度を保つために、多量の粒界強化元素を
含んだ合金を用いて鋳造すると、凝固時に形成された共
晶組織及び共晶γ′相の融点が低下するため溶体化が十
分できず、結果的に材料の強度向上を図れなかった。

【０００９】以上述べたように、従来技術による動翼で
は、冷却効率の向上を図るために薄肉化すると粒界割れ
が発生しやすくなり、また粒界割れを防止するために粒
界強化元素を添加すると強度向上がはかれないという欠
点があり、ガスタービンの効率向上を図ることが出来な
かった。

【００１０】また、高温強度に優れた単結晶動翼は、異
結晶が発生しやすいため歩留まりが非常に悪く、また大
きな物は製造できないため、発電用ガスタービンの動翼
としては適用できず、ガスタービンの効率向上を図るこ
とができなかった。

【００１１】本発明の目的は、鋳造時の粒界割れがな
く、しかもクリープ強度に優れたガスタービン用柱状晶
動翼及びその製造法とそれを用いたガスタービンを提供
することにある。

【００１２】

【課題を解決するための手段】本発明は、高温高圧ガス
にさらされる翼部と，該翼部に連なり高温高圧ガスを遮
断するための張出し部であるプラットフォームと，該プ
ラットフォームに連なり該翼部とディスクの間に充分な
温度勾配を得るための距離を有するシャンク部と，該シ
ャンク部に設けられた高温高圧ガスを遮断するための突
起であるシールフィンと，該シャンク部に連なるディス
クへの埋込部であるダブティルとを有し、前記翼部は少
なくともその外面が単結晶であり、翼部内部を含み翼部
からシャンク部の１部に連続して形成された単結晶を有
し、残部が該単結晶から連続して形成された一方向凝固
した柱状晶からなる一体の鋳物からなるガスタービン用
動翼である。

【００１３】即ち、本発明に係るガスタービン用動翼
は、翼部が単結晶であり、残りが一方向凝固柱状晶から
なるものであるが、残りのプラットフォーム及びシャン
ク部内に翼部からの単結晶が引き続き形成される。

【００１４】特に、本発明に係るガスタービン用動翼
は、多結晶部を柱状晶組織として柱状晶の長手方向の方
位は〈１００〉方位から１５度以内であり、隣接する柱
状晶の結晶方位差を１５度、特に８度以内とすることが
好ましい。

【００１５】また、翼部の単結晶における結晶方位差が
８度以内なら特に粒界は見られず許容することができ
る。

【００１６】特に、翼部外面の隣接する結晶粒間の方位
差が８度以内であり、該翼部外面以外の該翼部内部を含
む部分の一部の隣接する結晶粒間の方位差が８度以内、
残部の隣接する結晶粒間の方位差を１５度以内とするこ
とが好ましい。

【００１７】さらに、翼部とその他の部分の結晶粒の最
大の結晶方位の差は８〜１５度以内であることが好まし
い。

【００１８】また、上記のガスタービン動翼を得るため
には、単結晶の少なくとも１ヶ所と突起であるシールフ
ィンの間に凝固促進通路を設けることが有効である。

【００１９】本発明のガスタービン動翼には、ダブティ
ルから翼部にかけて、内部に動翼を冷却するための冷媒
通路が設けられることがある。

【００２０】本発明のガスタービン動翼には、翼部表面
に、Ｃｒ，Ａｌ，Ｙを含むＣｏまたはＮｉを主成分とす
る合金層をコーティングすることがある。

【００２１】さらに、本発明のガスタービン動翼は、前
記翼部及びその周辺の最外表面に、セラミックス層から
なる遮熱コーティングを有する場合がある。

【００２２】本発明に係るガスタービン用動翼は、重量
で０.０３％ 以上のＣ，０.００５％以上のＢ及び０.０
０５％ 以上のＺｒの一種又は二種以上の元素を含み、
且つ合金の粒界での、局部的な溶融による初期溶融を生
じること無く、析出γ′相をγ相中に固溶できるＮｉ基
超合金で鋳造されているものである。

【００２３】特に、Ｃ０.０５〜０.１％、Ｂ及びＺｒの
１種又は２種を０.００５〜0.025％より好ましくはＢ
０.００２〜０.０２％，Ｚｒ０.０２％ 以下とするのが
割れを防止するのに好適である。

【００２４】本発明に係るガスタービン用動翼は重量％
で、以下の好適な組成のＮｉ基超合金で鋳造されている
ものである。

【００２５】鋳物は重量％で、Ｃ０〜０.２０％ ，Ｃｒ
２〜１６％，Ａｌ４〜７％，Ｗ２〜１５％，Ｔｉ０.５
〜５％ ，Ｎｂ０〜３％，Ｍｏ０〜６％，Ｔａ０〜１２
％，Ｃｏ０〜１０.５％，Ｈｆ０〜２％，Ｒｅ０〜４
％，Ｂ０〜０.０３５％ ，Ｚｒ０〜０.０３５％ 、及び
残部が５８％以上のＮｉからなる。

【００２６】本発明は、翼部と，該翼部に連らなる平坦
部を有するプラットフォームと，該プラットフォームに
連らなるシャンク部と，該シャンク部の両側に設けられ
た突起からなるフィンと，前記シャンク部に連らなるダ
ブティルとを有するガスタービン用動翼において、前記
翼部が単結晶であり、前記翼部及び前記フィンを除いた
部分が一方向凝固した柱状晶である一体の鋳物からなる
ことを特徴とする。

【００２７】本発明は、翼部と，該翼部に連らなる平坦
部を有するプラットフォームと，該プラットフォームに
連らなるシャンク部と，該シャンク部の両側に設けられ
た突起からなるフィンと，前記シャンク部に連らなるダ
ブティルとを有するガスタービン動翼において、前記翼
部が単結晶であり、前記翼部以外の全部が一方向凝固し
た柱状晶である一体の鋳物からなることを特徴とする。

【００２８】本発明における動翼は内部に一体に連らな
る冷媒通路を有する。

【００２９】本発明は、重量で、Ｃ０〜０.２０％ ，Ｃ
ｒ２〜１６％，Ａｌ４〜７％，Ｗ２〜１５％，Ｔｉ０.
５〜５％ ，Ｎｂ０〜３％，Ｍｏ０〜６％，Ｔａ０〜１
２％，Ｃｏ０〜１０.５％，Ｈｆ０〜２％，Ｒｅ０〜４
％，Ｂ０〜０.０３５％ ，Ｚｒ０〜０.０３５％ 、及び
残部が５８％以上のＮｉからなり、前記Ｃ量とＢ及びＺ
ｒ量の一方又は両方とがＡ(Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ０
％），Ｂ(Ｃ０.０５％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｃ（Ｃ０％，
Ｂ＋Ｚｒ０.０１％），Ｄ（Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０３５
％）及びＥ（Ｃ０.１％，Ｂ＋Ｚｒ０.０２５％）の範囲
内にあり、結晶方位の差が２〜８度であることを特徴と
するガスタービン用動翼にある。

【００３０】本発明は、重量で、Ｃ０.０３〜０.１％，
Ｃｒ５.５〜７.０％，Ｃｏ８.５ 〜９.５％ ，Ｗ８〜９
％，Ｒｅ２.５〜３.５％，Ｍｏ０.３〜１.０％，Ｔａ３
〜４％，Ａｌ５〜６％，Ｔｉ０.５〜１.０％，Ｈｆ０.
５〜１.０％，Ｂ及びＺｒの１種又は両者が０.００５〜
０.０２５％、及び残部がＮｉと不可避不純物であり、
結晶方位の差が８度以下であることを特徴とするガスタ
ービン用動翼にある。

【００３１】本発明の動翼は３段又は４段のガスタービ
ンのいずれの段に用いられるが、特に最も温度の高い初
段に好適である。２段以降は特に全体を柱状晶又は等軸
晶とした多結晶のものが好適である。

【００３２】特に、以下の組成が好適である（重量
％）。

【００３３】 Ｃ ：０.０３〜０.１ Ｃｒ：５.５〜７.０ Ｃｏ：９〜１０.５ Ｗ ：８.０〜１１.０ Ｒｅ：１.０〜３.５ Ｍｏ：０.３〜１.０ Ｔａ：３.０〜４.０ Ａｌ：５.０〜６.０ Ｔｉ：０.５〜１.０ Ｈｆ：０.５〜１.０ Ｂ及びＺｒの１種又は２種：０.００５〜０.０２５ 残部：Ｎｉ及び不可避不純物 また、本発明に係るガスタービン用動翼は、鋳造後合金
のγ′相の固溶温度以上、初期溶融温度以下の温度範囲
で２〜６０時間溶体化され、更に１０００〜１１５０℃
で４〜２０時間及び８００〜９２０℃で８〜１００時間
熱処理を施すのが好適である。

【００３４】また、本発明に係るガスタービン用動翼の
製造法は、セラミック中子を有する鋳型を水冷チルプレ
ート上にセットする工程と，鋳造原料を溶解後加熱され
た鋳型内に溶湯を鋳込む工程と，鋳型を高温の加熱炉か
ら相対的に引き抜いて、翼部先端側から付根部側へ漸次
一方向凝固させて翼部を単結晶とする工程と，該翼部の
鋳型の引出し速度より早い速度で引き抜いて付根部を一
方向凝固させることを特徴とするガスタービン動翼の製
造法にある。

【００３５】単結晶製造における鋳型移動速度を１５cm
／ｈ以下とすることが好ましく、柱状晶製造における移
動速度を２０〜４５cm／ｈとすることが好ましく、特
に、前者は単結晶製造できるものであれば早いほどよい
が、歩留りの点から、１０cm／ｈ程度が好ましく、後者
は５０cm／ｈを超えると柱状晶間の結晶方位が１０度を
超えまた等軸晶となるので、４５cm／ｈ以下がよく、８
度以下とするには早い速度の方がよいので、３０〜４５
cm／ｈが好ましい。

【００３６】本発明は、単結晶と柱状晶との一体の一方
向凝固鋳物からなり、前記単結晶と柱状晶との前記凝固
方向に対して直角方向における結晶方位の差が８度以下
であることを特徴とする物品にあり、ガスタービン用動
翼以外に使用できる。

【００３７】本発明は、翼部と，該翼部に連らなる平坦
部を有するプラットフォームと，該プラットフォームに
連らなるシャンク部と，該シャンク部の両側に設けられ
た突起からなるフィンと，前記シャンク部に連らなるダ
ブティルとを有するガスタービン動翼において、前記翼
部が単結晶であり、前記翼部以外の全部が一方向凝固し
た柱状晶である一体の鋳物であり、前記ダブティル部か
ら翼部先端にかけて内部に一体に連らなる冷媒通路が設
けられ、前記鋳物は重量で、Ｃ０〜０.２０％ ，Ｃｒ２
〜１６％，Ａｌ４〜７％，Ｗ２〜１５％，Ｔｉ０.５〜
５％ ，Ｎｂ０〜３％，Ｍｏ０〜６％，Ｔａ０〜１２
％，Ｃｏ０〜１０.５％ ，Ｈｆ０〜２％，Ｒｅ０〜４，
Ｂ０〜０.０３５％ ，Ｚｒ０〜０.０３５％ 、及び残部
が５８％以上のＮｉからなり、前記Ｃ量とＢ及びＺｒ量
の一方又は両方ともＡ(Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ０％），
Ｂ(Ｃ０.０３％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｃ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚ
ｒ０.０１％），Ｄ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０３５％）及
びＥ（Ｃ０.１％，Ｂ＋Ｚｒ０.０２５％）の範囲内にあ
り、γ相マトリックス内にγ′相が分散した組織を有
し、前記γ相の結晶方位の差が２〜６度であることを特
徴とする。

【００３８】本発明は、コンプレッサによって圧縮され
た燃焼ガスを静翼を通してディスクに植設された動翼に
衝突させて該動翼を回転させるガスタービンにおいて、
前記動翼を３段以上有し、該動翼の初段が翼部と，該翼
部に連らなる平坦部を有するプラットフォームと，該プ
ラットフォームに連らなるシャンクと，該シャンクの両
側に設けられた突起からなるフィンと，前記シャンクに
連らなるダブティルとを有し、前記翼部が単結晶であ
り、前記翼部及び前記フィン以外の全部が一方向凝固し
た柱状晶である一体の鋳物からなることを特徴とするガ
スタービン。

【００３９】本発明は上述のガスタービンにおいて、前
記燃焼ガス温度が１,５００℃ 以上であり、前記動翼を
３段以上有し、該動翼の初段入口での前記燃焼ガス温度
が１,３００℃ 以上であり、前記動翼の初段は全長が２
００mm以上で、その翼部が単結晶であり、該翼部を除く
付根部が一方向凝固した柱状晶である一体の鋳物からな
り、発電容量が５万ＫＷ以上であることを特徴とする。

【００４０】本発明は、コンプレッサによって圧縮され
た燃焼ガスを静翼を通してディスクに植設された動翼に
衝突させて該動翼を回転させるガスタービンにおいて、
前記燃焼ガス温度が１,５００℃ 以上であり、前記動翼
を３段以上有し、該動翼の初段入口での前記燃焼ガス温
度が１,３００℃ 以上であり、前記動翼の初段は全長が
２００mm以上で、前記動翼の初段は翼部と，該翼部に連
らなる平坦部を有するプラットフォームと，該プラット
フォームに連らなるシャンク部と，該シャンク部の両側
に設けられた突起からなるフィンと，前記シャンク部に
連らなるダブティルとを有するガスタービン用動翼にお
いて、前記翼部が単結晶であり、前記フィンを除き一方
向凝固した柱状晶である一体の鋳物からなり、前記鋳物
は重量で、Ｃ０.０３〜０.１％，Ｃｒ５.５〜９.０％，
Ｃｏ８.５ 〜１０.５％ ，Ｗ８〜１１％，Ｒｅ１.０〜
３.５％，Ｍｏ０.３〜１.０％，Ｔａ３〜４％，Ａｌ５
〜６％，Ｔｉ０.５〜１.０％，Ｈｆ０.５〜１.０％，Ｂ
及びＺｒの１種又は両者が０.００５〜０.０２５％、及
び残部がＮｉと不可避不純物からなり、γ相マトリック
ス内にγ′相が析出した組織を有し、前記単結晶のγ相
と柱状晶のγ相の結晶方位の差が８度以下であり、発電
容量が５万ＫＷ以上であることを特徴とする。

【００４１】本発明は、高速で流れる燃焼ガスによって
駆動するガスタービンと、該ガスタービンの燃焼排ガス
によって水蒸気を得る排熱回収ボイラと，前記水蒸気に
よって駆動する蒸気タービンと，前記ガスタービン及び
蒸気タービンによって駆動する発電機とを備えた複合発
電プラントシステムにおいて、前記ガスタービンは動翼
を３段以上有し、前記燃焼ガスの前記動翼初段入口温度
が１,３００℃ 以上で、タービン出口の燃焼排ガス温度
が５６０℃以上であり、前記排熱回収ボイラによって５
３０℃以上の水蒸気を得、前記蒸気タービンは高低圧一
体型であり、該蒸気タービン動翼の初段への前記蒸気温
度が５３０℃以上であり、前記ガスタービンの発電容量
が５万ＫＷ以上及び蒸気タービンの発電容量が３万ＫＷ
以上であり、総合熱効率が４５％以上であることを特徴
とする。

【００４２】高速で流れる燃焼ガスによって駆動するガ
スタービンと，該ガスタービンの燃焼排ガスによって水
蒸気を得る排熱回収ボイラと，前記水蒸気によって駆動
する蒸気タービンと，前記ガスタービン及び蒸気タービ
ンによって駆動する発電機とを備えた複合発電プラント
システムにおいて、前記ガスタービンは動翼が３段以上
有し、前記燃焼ガスの前記動翼初段入口温度が１,３０
０℃ 以上で、タービン出口の燃焼排ガス温度が５６０
℃以上であり、前記排熱回収ボイラによって530℃以上
の水蒸気を得、前記蒸気タービンは高低圧一体型であ
り、該蒸気タービン動翼の初段への前記蒸気温度が５３
０℃以上であり、前記ガスタービンの発電容量が５万Ｋ
Ｗ以上及び蒸気タービンの発電容量が３万ＫＷ以上であ
り、総合熱効率が４５％以上であり、前記動翼の初段は
全長が２００mm以上であり、前記動翼の初段は翼部と，
該翼部に連らなる平坦部を有するプラットフォームと，
該プラットフォームに連らなるシャンク部と，該シャン
ク部の両側に設けられた突起からなるフィンと，前記シ
ャンク部に連らなるダブティルとを有し、前記翼部が単
結晶であり、前記フィンを除き一方向凝固した柱状晶で
ある一体の鋳物からなり、前記鋳物は重量で、Ｃ０.０
３〜０.１％，Ｃｒ５.５〜９.０％，Ｃｏ８.５〜１０.
５％ ，Ｗ８〜１１％，Ｒｅ１.０〜３.５％，Ｍｏ０.３
〜１.０％，Ｔａ３〜４％，Ａｌ５〜６％，Ｔｉ０.５〜
１.０％，Ｈｆ０.５〜１.０％，Ｂ及びＺｒの１種又は
両者が０.００５〜０.０２５％、及び残部がＮｉと不可
避不純物からなり、γ相マトリックス内にγ′相が析出
した組織を有し、前記単結晶のγ相と柱状晶のγ相の結
晶方位の差が８度以下であることを特徴とする。

【００４３】本発明に係るガスタービン用動翼は、重量
％で０.２０％以下のＣ，０.００２〜０.０２％のＢ，
０.００２％以上のＺｒ及び０.５％以上のＨｆの一種又
は二種以上の元素を含み、且つ局部的溶融による初期溶
融を体積率で約５％以上生じることなく、体積率で約６
０％以上の析出γ′相をγ相中に固溶できるＮｉ基超合
金で鋳造されているものである。

【００４４】特に、Ｃ０.０３〜０.１％，Ｂ及びＺｒの
一種又は二種を０.００２〜０.２０％およびＨｆを０.
５〜１.１％とするのが割れを防止し、且つ初期溶融を
体積率で約５％以上生じることなく、体積率で約６０％
以上の析出γ′相をγ相中に固溶させるために好適であ
り、前記Ｃ量とＢ＋Ｚｒ量をＡ(Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ
０％)，Ｆ(Ｃ０.０４％，Ｂ＋Ｚｒ０.００２％),Ｃ(Ｃ
０％,Ｂ＋Ｚｒ０.０１％)，Ｇ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０
２％)，Ｈ(Ｃ０.１０％，Ｂ＋Ｚｒ０.２０％）の範囲に
することが好ましい。

【００４５】鋳造時の粒界割れ，クリープ強度，耐食
性，耐酸化性及び耐熱疲労特性などのすべてを満足する
ためには、特に、Ｃｒ６.０〜９.０％，Ａｌ５〜６％，
Ｗ７〜１０％，Ｔｉ０.５〜１％，Ｍｏ０.３〜０.７
％，Ｔａ３.０〜7.０％，Ｒｅ１〜３.４％，Ｃｏ８〜１
０.５％，Ｃ０.０３〜０.１％，Ｂ０.００２〜０.０２
％，Ｈｆ０.５〜１.１％，Ｚｒ０.０２％ 以下、及び残
部がＮｉと不可避不純物である組成が好適である。

【００４６】また、本発明の動翼は、タービンを三段又
は四段有するガスタービンのいずれのタービンにも用い
ることができるが、特に最もメタル温度が高くなる初段
タービンに好適である。二段目以後には、全体を柱状晶
又は等軸晶としたものが用いられることが多い。

【００４７】本発明のガスタービン用動翼は、鋳造後合
金の析出γ′相の固溶温度以上，初期溶融温度以下の範
囲で２〜６０時間溶体化され、更に１０００〜１１５０
％で４〜２０時間及び８００〜９２０℃で８〜１００時
間熱処理を施すのが好適である。

【００４８】また、本発明のガスタービン用動翼は、該
動翼を形成するための鋳型を水冷チルプレート上にセッ
トする工程と，前記鋳型を真空の加熱炉内で所定の温度
に加熱する工程と，鋳造原料を鋳型と同一の真空チャン
バー内で溶解して前記の加熱された鋳型に溶湯を鋳込む
工程と，該溶湯を含む鋳型を前記加熱炉から引き抜い
て、前記翼部からダブティルの方向に順次一方向凝固さ
せて前記翼部を単結晶とした後、前記プラットフォーム
以降を前記翼部の引き出し速度より早い速度で引き抜い
て、前記翼部以外の部分の一部を該翼部から連続して一
方向凝固した単結晶，残部を該単結晶から連続して一方
向凝固した柱状晶である一体の鋳物とする工程により製
造される。

【００４９】上記の鋳型引き出し速度は、単結晶製造に
おいては１５cm／ｈ以下とすることが好ましく、柱状晶
製造においては２０〜４５cm／ｈとすることが好まし
い。これらは、それぞれ製造が可能であれば早いほど良
いが、歩留りの点から、単結晶製造については１０cm／
ｈ程度が好ましい。柱状晶については、５０cm／ｈを超
えると柱状晶間の結晶方位の差が２０度を超えさらに等
軸晶となるので、４５cm／ｈ以下が良く、また、隣接す
る柱状晶間の結晶方位差が１５度以下の良好な柱状晶を
得るためには、引き出し速度が遅すぎるのもの好ましく
なく、好適には、３０〜４５cm／ｈである。

【００５０】

【作用】本発明に係るガスタービン用動翼は、翼部を単
結晶とし、単結晶における結晶方位差を８度以内とする
ものである。そして、翼部以外を一方向凝固柱状晶と
し、隣接する柱状晶どうしの結晶方位差をできるでけ小
さくし、特にその差を１５度以内、より好ましくは８度
以内とすることにより結晶粒界強化元素の添加量を少な
くしても、鋳造時の粒界割れが発生しない柱状晶翼とす
ることができ、単結晶と同等の強度を維持することがで
きる。また、結晶粒界強化元素の添加量を少なくしたた
め、鋳造時に形成される共晶組織の融点が上昇し、溶体
化熱処理温度を上げることが出来るため、析出γ′相を
母相のγ相中に固溶させる熱処理が可能となった。その
ため、高クリープ強度を有する柱状晶翼とすることがで
きる。逆に、結晶方位の差が１０度を超えると単結晶の
強度の１０〜２０％程度と急激に低下してしまう。

【００５１】材料の高温強度を向上させるためには、鋳
造後の溶体化熱処理が有効である。溶体化熱処理は、凝
固後析出したγ′相を母相中に完全に固溶させることに
よりその後の時効熱処理で析出γ′相の大きさや形状を
最適化でき、高温強度を向上させることができる。

【００５２】しかし、従来の柱状晶動翼に用いられてい
る合金は、鋳造時の結晶粒界に沿った縦割れを防止する
ため、Ｂ，Ｃ，Ｚｒ，Ｈｆ等の結晶粒界強化元素を多く
含有させる必要がある。結晶粒界強化元素は結晶粒界の
強度を向上させると共に、一部はデンドライトアーム間
に偏析し、偏析部の融点を著しく降下させる。Ｎｉ基超
合金の場合、前記偏析部は共晶組織を形成し、凝固時に
粗大な共晶γ′相を生じる。この時形成され共晶組織及
び共晶γ′相は合金中で最も融点が低く、溶体化熱処理
を行うために温度を上げると共晶組織が初期溶融を生じ
てくる。そのため、従来の柱状晶動翼に用いられている
合金は溶体化熱処理温度を高くできず、溶体化が不十分
であったため、結果的に材料の強度向上を図ることが出
来なかった。

【００５３】なお、結晶粒界強化元素を含まない単結晶
用合金は、結晶粒界強化元素を不純物元素として取り扱
い、含有量を極力少なくしているため共晶γ′相の融点
が上昇し、完全溶体化熱処理を可能にしている。そのた
め、単結晶合金は、従来の材料より、４０〜５０℃高い
優れた高温特性を示し、航空機用ジェットエンジンの動
翼として使用される。しかし、単結晶合金は、結晶粒界
強化元素を極力少なくしているため、結晶粒界が形成さ
れと非常に弱く、結晶方位の異なる異結晶があると、そ
の結晶粒界で容易に割れが入る。結晶粒界があると、通
常は、鋳造後の冷却のみで割れが入る程度の弱さにな
る。そのため単結晶合金を用いて鋳造した動翼は異結晶
のない完全な単結晶にする必要がある。

【００５４】また、前記の粒界強化元素を含む合金で、
動翼全体を単結晶とすることも当然可能である。この動
翼は、結晶粒界強化元素を含まない単結晶専用合金で鋳
造された単結晶翼と比べて高温でのクリープ強度は劣る
が、高温になる翼部外面以外では隣接する結晶粒間の方
位差を１５度まで許容できるため、従来の単結晶翼で必
要であったＸ線による結晶方位測定を大幅に簡略化でき
る。さらに、翼内部の結晶欠陥に対しては有効な検査手
段が無く、通常は抜取り試験で翼を切断して検査してい
る。しかし、翼が大型になる発電用ガスタービン用の動
翼では、抜取り試験では信頼性の確保が難しく、単結晶
翼を発電用ガスタービンに適用する上での大きなネック
になっていた。しかし、本発明では隣接する結晶粒間の
方位差を１５度まで許容できるため、動翼の信頼性を大
幅に向上でき、高強度動翼の発電用ガスタービンへの適
用が可能となった。

【００５５】ガスタービン用動翼を構成するＮｉ基超合
金に含有される各元素の役割を次に示す。

【００５６】Ｃはマトリックスあるいは特に粒界に固溶
すると共に炭化物を形成し高温引張強さを向上させる
が、過剰に添加すると、粒界の融点を低め高温強度及び
靭性を低下させるので添加量としては、０.２０％以
下、特に０.０５〜０.２％ の範囲が適正であり、より
０.０３〜０.１％が好ましい。

【００５７】Ｃｏはマトリックス中に固溶して高温強度
を向上させると共に、耐食性向上に寄与するが、過剰に
添加すると有害な金属間化合物析出を助長し、高温強度
の低下を招く。添加量としては、１０.５％ 以下とし、
特に８〜１０.５％ が適正である。特に、下限として４
％以上、より８.５％ 以上が好ましい。

【００５８】Ｃｒは耐食性を改善するのであるが、過剰
添加すると有害なσ相析出や炭化物の粗大化を引起こ
し、高温強度を低下させる。添加量としては２〜１６
％、好ましくは５〜１４％の範囲が適正であり、特に
５.５〜９ ％の範囲が好ましい。

【００５９】Ａｌ，ＴｉはＮｉ基合金の析出強化因子で
あるγ′相すなわちＮｉ₃(Ａｌ，Ｔｉ)を析出させて高
温強度の向上に寄与する。添加量としては、Ａｌ：４.
０〜７.０，Ｔｉ：０.５〜５.０％ の範囲は適正であ
り、特にＡｌ５〜６％，Ｔｉ０.５〜１.０％が好まし
い。

【００６０】Ｎｂ，Ｔａ，Ｈｆは強化因子であるγ′相
に固溶され、高温強度を向上するが、過剰に添加する
と、結晶粒界に偏析しかえって強度を低下させる。添加
量としては、Ｎｂ３％以下，Ｔａ１２％以下，Ｈｆ２％
以下が適正であり、特にＮｂ：０.２〜３.０％，Ｔａ２
〜７％、より３〜４％，Ｈｆ０.５〜１.０％が好まし
い。特に、Ｈｆは凝固時の縦割れ防止の効果があり、高
温での延性を改善させるが、２％を越えると凝固時の共
晶組織を増大させ、有効な溶体化処理を困難にさせる。

【００６１】Ｚｒ，Ｂは凝固時の縦割れを防止し、粒界
を強化し、高温強度を改善するが、過剰に添加すると延
性，靭性を低下し、粒界の融点を下げ高温強度を低下さ
せる。添加量としては、Ｚｒ：０〜０.０３５％，Ｂ：
０〜０.０３５％が適正である。特に、Ｃ量との関係か
らＡ(Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｂ(Ｃ０.０５％，
Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｃ（Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０１％），
Ｄ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０３５％），Ｅ(Ｃ０.１％，Ｂ
＋Ｚｒ０.０２５％）の範囲内、又はＢ及びＺｒの１種
又は２種が０.００５〜０.０２５％が好ましい。より好
ましくは、Ａ，Ｆ，Ｃ，Ｇ，Ｈ及びＡで囲まれた範囲が
好ましい。

【００６２】Ｗ，Ｍｏはマトリックスのγ相に固溶して
強化し、特に長時間強度の改善に効果が大きい。しかし
ながら、過剰に添加するとσ相等の有害相析出を助長
し、かえって強度を低下させる。添加量としては、Ｗ２
〜１５％，Ｍｏ６.０％ 以下が適正であり、特にＷ７.
０〜１１.０％，Ｍｏ０.３〜１.０％が好ましい。より
Ｗ８〜１０％が好ましい。

【００６３】Ｒｅは耐高温腐食性を向上させるが、ある
程度の添加量以上になると効果が飽和し、かえって延
性，靭性の低下を招く。添加量としては、Ｒｅ４％以
下、特に１〜４％、より２.５〜３.５％が好ましい。

【００６４】

【実施例】

［実施例１］図１は本発明に係るガスタービン用単結晶
動翼の斜視図を示し、図２は本発明の動翼の製造方法を
示す装置の概略図である。

【００６５】図２において、最初、冷水銅チルプレート
１１の上に、セットしたアルミナを主成分とするセラミ
ック鋳型８を固定し、それを鋳型加熱炉４の中にセット
し、セラミック鋳型８をＮｉ基超合金の融点以上に加熱
する。次に溶解したＮｉ基超合金をセラミック鋳型８の
中に鋳込み、その後水冷銅チルプレート１１を下方に引
出し、一方向凝固させた。一方向凝固では最初スタータ
１０で多くの結晶を発生させる。次にセレクタ９で一つ
の結晶のみを成長させる。更に拡大部で結晶を大きくさ
せ、翼部を１０cm／ｈの引出し速度で凝固することによ
り単結晶化する。翼部が凝固し単結晶化した後、プラッ
トフォーム１５で鋳型の引出し速度４０cm／ｈと速くす
ることにより、残りの部分を単結晶成長せず柱状晶とし
た。この方法によって翼部は単結晶組織、翼部以外は柱
状晶組織の柱状晶動翼が得られた。この場合、柱状晶は
翼部の単結晶を種として成長させるため、柱状晶間の方
位の差を約５度とすることができた。また、鋳型加熱炉
４はセラミック鋳型８が完全に引出され、凝固が終了す
るまで高温に保った。また、上記溶解と凝固の工程は、
全て真空中で行った。表１に単結晶動翼の鋳造条件及
び、表２に鋳造に用いたＮｉ基超合金の化学組成を示
す。尚、上記方法で鋳造した柱状晶動翼は、鋳造後１２
６０〜１２８０℃で真空中２〜６０ｈ溶体化処理を行っ
て、凝固後の冷却過程で形成された析出γ′相をγ相に
変え、その後１０００〜１１５０℃で４〜２０ｈと８０
０〜９５０℃で８〜１００ｈの時効熱処理を行い、マト
リックスのγ相中に平均０.３〜２μｍ より好ましくは
０.１〜０.５μｍのγ′相を析出させた。

【００６６】

【表１】

【００６７】

【表２】

【００６８】鋳型の引出し速度は鋳型８の中のプラット
フォーム１５に相当する部分に熱伝対を挿入し、その部
分の温度を測定し凝固点になった時点で引出し速度を変
えた。なお、加熱炉４の下部に黒鉛の仕切板を設けると
ともに、その下部に水冷銅パイプを螺旋状に巻回して鋳
型を冷却するようにした。

【００６９】以上のやり方で得た動翼は翼部１は単結晶
で、プラットフォーム１５より下の部分２は柱状晶とな
った。空冷フィン１４では柱状晶とは言い難い直径１０
mm程度の結晶粒となっていた。シャンク１８の表面では
柱状晶であったが、内部は翼部１の単結晶が成長した大
きな柱状晶から次第に小さい柱状晶が形成された。表面
での柱状晶の幅は５〜１０mmで、平均の幅は５〜６mmで
あった。翼部はエッチングによって外表面において全単
結晶であることが確認することができた。従って、翼部
における結晶方位の差は８度以内であることが分る。

【００７０】図３は動翼の中子の平面図で、動翼との位
置関係を示したものである。本実施例における動翼は内
部を冷却できるように空洞にする。冷却媒体として空気
が用いられるが水蒸気冷却も適用できる。冷媒はダブテ
ィル１６の中子２１の部分より供給され、翼先端の１７
より排出される部分と翼のトレーリングエッヂ２３より
排出される部分とに分けて流れる。中子の２０，２２は
穴になっていて２枚の翼部が互いにこの穴に対応して形
成される突起によって一体になっており、トレーリング
エッヂ２３部分の冷媒の排出口はスリット状になってい
る。中子の２２は穴になっていてこの部分に溶湯が埋め
られ一体になって形成される。

【００７１】本実施例における翼部１の長さは約１００
mmで、プラットフォーム以降の長さが１２０mmの大きさ
を有する。

【００７２】図４に得られた動翼のクリープラプチャー
強度を、ラルソン・ミラーパラメータＰを用いて示す。
比較材は市販のCM186LC 合金の柱状晶を用いた。単結晶
化後溶体化熱処理及び時効熱処理を行うことによって、
従来の柱状晶組織で時効熱処理のみを行ったものに比
べ、応力１４.０kgｆ／mm²，１０万時間クリープでの耐
用温度が約２０℃向上した。市販合金組成は表２に示す
合金組成において、Ｂ０.０１６％，Ｚｒ０.０１６％，
Ｃ０.１５％ を有するものである。

【００７３】［実施例２］本発明の動翼に溶体化熱処理
を行えたのはＣ，Ｂ，Ｚｒ，Ｈｆの添加量を制御し、共
晶組織を融点を上昇させたためである。以下に共晶組織
を融点を上昇させるための方法について述べる。

【００７４】従来の粒界強化元素を含む合金は、Ｃ，
Ｂ，Ｚｒ，Ｈｆ等を多く含んでおり、溶体化熱処理がで
きなかった。そこで、重量で、 Ｃｒ：５.０〜１４.０％ Ｃｏ：０〜１２.０％ Ｗ ：５.０〜１２.０％ Ｒｅ：０〜３.５％ Ｍｏ：０.５〜３.０％ Ｔａ：３.０〜７.０％ Ａｌ：４.０〜６.０％ Ｔｉ：０.５〜３.０％ Ｈｆ：０〜２.０％ を含むＮｉ基の合金について、合金のＣ量と（Ｚｒ＋
Ｂ）量の割合を変化させ、共晶組織の融点と析出γ′相
の固溶温度の関係を調べた。その結果、Ｃ：０.１％以
下，Ｂ＋Ｚｒ：０.０２５％ 以下にすれば、共晶組織の
初期溶融を生じることなく、析出γ′相を母相中に固溶
できることが判った。しかし、Ｃ：０.１％以下，Ｂ＋
Ｚｒ：０.０２５％ 以下の組成範囲としたＮｉ基超合金
の一方向凝固柱状晶翼を鋳造したところ、粒界割れが発
生した。図５は従来の一方向凝固で製造した柱状晶動翼
の粒界割れのスケッチを示す。すなわち従来の一方向凝
固法で、Ｃ：０.１重量％以下，Ｂ＋Ｚｒ：０.０２５重
量％以下の合金を用いて柱状晶動翼を製造すると、粒界
に割れが生じ、製品として使用できなかった。

【００７５】そこで、柱状晶の結晶方位差と、合金のＣ
量と（Ｚｒ＋Ｂ）量、及び粒界割れの関係を調べたとこ
ろ、柱状晶の結晶方位差が８度以内のときに、重量で、
Ｃ：０.０３％以上，(Ｚｒ＋Ｂ)：０.００５％以上とす
ると、粒界割れのない健全な柱状晶翼が得られるが、柱
状晶の結晶方位差が８度以上のときは、Ｃ：０.０３％
以上，(Ｚｒ＋Ｂ）：０.００５％以上としても粒界割れ
が発生した。なお、Ｃ量が０.０３％ 以下では柱状晶の
結晶方位差が８度以内でも粒界割れが発生した。以上の
結果をまとめて図６に示す。尚、結晶方位差を６度以内
にすればＡ（Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｂ(Ｃ０.
０５％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｃ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０１
％），Ｄ（Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０３５％）及びＥ(Ｃ
０.１％，Ｂ＋Ｚｒ０.０２５％ ）内であれば初期溶融
無く粒界割れもないものが得られる。

【００７６】Ｃ：０.１重量％以下，Ｂ＋Ｚｒ：０.０２
５重量％以下の合金で粒界割れを発生させないために
は、結晶方位の差を８度以内にすることが必要である
が、従来の一方向凝固法は各柱状晶の横方向の結晶方位
はランダムであり８度以内に制御することができなかっ
た。しかし本発明の方法では翼部を単結晶とし、この単
結晶を種にして柱状晶を成長させることにより、柱状晶
の方位の差を８度以内とすることができた。すなわち本
発明のように翼部を単結晶，翼部以外を方位差が８度以
内の柱状晶とすることで、Ｃ：０.１重量％以下，Ｂ＋
Ｚｒ：０.０２５重量％以下でも粒界割れのない健全な
柱状晶翼が得られた。ＢとＺｒは一方又は両方のいずれ
でも同じ効果を示した。

【００７７】表３に翼長２２cm（翼部１００mm，付根部
１２０mm）の動翼を製造したときの従来法による柱状晶
動翼，単結晶動翼及び本発明による動翼の特徴を比較し
て示す。尚柱状晶動翼及び単結晶動翼の鋳造には市販の
合金を用いた。

【００７８】

【表３】

【００７９】本発明による柱状晶動翼は粒界割れが発生
しないため、動翼の歩留り１５％から７０％と約５倍ア
ップすると共に、応力１４.０kgｆ／mm²，１０万時間ク
リープでの耐用温度が約２０℃上昇した。

【００８０】耐用温度だけを比較すると単結晶よりも劣
る。しかし、本発明では、翼部以外を柱状晶組織とした
ことで、鋳造時間を短くしかつ鋳型加熱温度を低くでき
た。その結果鋳型との反応が少なく、欠陥の割合が減少
して、動翼の製造歩留まりが向上することから、本発明
は極めて実用的な柱状晶動翼及び製造法である。なお、
生産性及び歩留まりは劣るが、本合金を用いて翼全体を
単結晶にしてもなんら実害が無いことは自明である。

【００８１】［実施例３］本発明の動翼に溶体化熱処理
を行えたのはＣ，Ｂ，Ｚｒ，Ｈｆの添加量を制御し、共
晶組織を融点を上昇させたためである。以下に共晶組織
の融点を上昇させるための方法について述べる。

【００８２】従来の粒界強化元素を含む合金は、Ｃ，
Ｂ，Ｚｒ，Ｈｆ等を多く含んでおり、溶体化熱処理がで
きなかった。そこで、重量で、 Ｃｒ：２.０〜１６.０％ Ｃｏ：４〜１０.５％ Ｗ ：２.０〜１５.０％ Ｒｅ：０〜４.０％ Ｍｏ：０〜６.０％ Ｔａ：２.０〜１２.０％ Ａｌ：４.０〜７.０％ Ｔｉ：０.５〜５.０％ を含むＮｉ基の合金について、Ｈｆが０.５〜１.１％の
範囲で合金のＣ量と(Ｚr＋Ｂ）量の割合を変化させ、共
晶組織の融点と析出γ′相の固溶温度の関係を調べた。
その結果、Ｂ＋Ｚｒ：０.０２０％ 以下にすれば、共晶
組織の初期溶融を生じることなく、析出γ′相を母相中
に固溶できることが判った。しかし、Ｈｆ：０.５〜１.
１％，Ｃ：０.２％以下，Ｂ＋Ｚｒ：０.０２０％以下の
組成範囲としたＮｉ基超合金の一方向凝固柱状晶翼を鋳
造したところ、粒界割れが前述の図５に示すように発生
した。すなわち、Ｈｆ：０.５〜１.１重量％，Ｃ：０.
２ 重量％以下，Ｂ＋Ｚｒ：０.０２０ 重量％以下の合
金を用いて従来の一方向凝固法で結晶方位をランダムと
した柱状晶動翼を製造すると、粒界に割れが生じ、製品
として使用できなかった。

【００８３】そこで、柱状晶の結晶方位差と、Ｈｆが
０.５％ 合金のＣ量と（Ｚｒ＋Ｂ）量、及び粒界割れの
関係を調べたところ、柱状晶の結晶方位差が１５度以内
のときに、重量で、Ｃ：０.０３％以上，(Ｚｒ＋Ｂ)：
０.００２％以上とすると、粒界割れのない健全な柱状
晶翼が得られるが、柱状晶の結晶方位差が１５度以上の
ときは、Ｃ：０.０３％以上，（Ｚｒ＋Ｂ）：０.００２
％以上としても粒界割れが発生した。なお、Ｚｒ＋Ｂ量
が０.００２％ 未満では柱状晶の結晶方位差が１５度以
内でも粒界割れが発生した。

【００８４】Ｃ量が０.１％ 以上では、１０４０℃，１
４kgｆ／mm² のクリープ破断時間が４００ｈに満たない
ものがあった。また、初期溶融が起こることで完全な溶
体化処理が行えないものは４００ｈに満たなかった。ま
た、Ｈｆが０.５〜１.１％で柱状晶の結晶方位差が１５
度以内の場合のＣ量とＺｒ＋Ｂ量との関係がＡ(0.2％，
０％)，Ｆ(０.０４％，０.００２％)，Ｃ(０％，０.０
１％)，Ｇ(０％， ０.０２％)，Ｈ(０.１％，０.０２
％)の各点を囲んだ範囲内によって得られる。 Ｈｆ：０.５〜１.１％，Ｃ：０.２重量％以下，Ｂ＋Ｚ
ｒ：０.０２０重量％以下の合金で粒界割れを発生させ
ないためには、結晶方位の差を１５度以内にすることが
必要であるが、従来の一方向凝固法は各柱状晶の横方向
の結晶方位はランダムであり１５度以内に制御すること
ができなかった。しかし本発明の方法では翼部を単結晶
とし、この単結晶を種にして柱状晶を成長させることに
より、柱状晶の方位の差を１５度以内とすることができ
た。すなわち本発明のように翼部を単結晶、翼部以外を
方位差が１５度以内の柱状晶とすることで、Ｈｆ：０.
５ 〜１.１ 重量％，Ｃ：０.２ 重量％以下，Ｂ＋Ｚ
ｒ：０.０２０ 重量％以下でも粒界割れのない健全な柱
状晶翼が得られた。ＢとＺｒは一方又は両方のいずれで
も同じ効果を示した。

【００８５】表４に鋳造条件及び合金組成（重量％）を
示す。残部はＮｉである。

【００８６】

【表４】

【００８７】本発明動翼は粒界割れが発生しないため、
従来の柱状晶動翼と比べて歩留りが１５％から７０％と
約５倍アップすると共に、１０４０℃−１４kgｆ／mm²
の条件のクリープ破断時間が翼部で１９３ｈから４５６
ｈと２倍以内向上した。また、本発明動翼のシャンク部
は柱状晶であるが、溶体化処理を施すことで、柱状晶部
のクリープ破断時間も従来柱状晶翼と比べて２倍以上で
あった。

【００８８】本発明動翼と単結晶翼を比較すると、本発
明動翼は高温クリープ強度では単結晶翼に劣っている。
しかし、本発明動翼は翼部以外を柱状晶とすることで、
鋳造時間を短くしかつ鋳型加熱温度を低くすることがで
きた。その結果、鋳型との反応及び中子の変形が少なく
なり、欠陥の割合が減少して、製造歩留まりが向上した
ことから、本発明は極めて実用的な高強度動翼である。
さらに、本発明動翼の柱状晶部の７００℃付近での引張
強度は単結晶翼と比べて約１割高かった。これは、柱状
晶のサブグレインが引張強度の向上に寄与しているもの
と考えられるが、シャンク部に要求されるのは高温での
クリープ強度ではなく７００℃付近の温度での引張強度
であるため、翼部を単結晶，翼部以外を柱状晶とする本
発明動翼は動翼に要求される２つの特性を兼ね備えた優
れた動翼であるといえる。

【００８９】［実施例４］実施例１で述べた方法で表５
に示す組成（重量％）のＮｉ基超合金を鋳込み，翼部が
単結晶，翼部以外をほぼ完全に柱状晶とした柱状晶動翼
を製造した。本実施例における鋳型は図２において空冷
フィン部の突出部に対して単結晶拡大部よりバイパスさ
せたストレートな鋳型を形成させて空冷フィン部が柱状
晶になるようにした。鋳造後の動翼に粒界割れは見られ
なかった。また合金に、１２７０〜１２８５℃で真空中
２〜６０ｈの溶体化処理、及び１０００〜１１５０℃で
４〜２０ｈと８００〜９５０℃で８〜１００ｈの時効熱
処理を行った。そして、1000〜１１５０℃で４〜２０ｈ
と８００〜９５０℃で８〜１００ｈの時効熱処理のみを
施した試料と、応力１４.０kgｆ／mm²，１０万時間クリ
ープでの耐用温度を比較したところ、耐用温度が約１５
℃上昇していた。本実施例において、柱状晶同志の結晶
方位差は約５度であった。

【００９０】

【表５】

【００９１】［実施例５］実施例１で述べた方法で表６
に示す合成を鋳込み，翼部が単結晶，翼部以外をほぼ完
全に柱状晶としたガスタービン用動翼を鋳造した。本実
施例における鋳型は図２において突起部であるフィンに
対して単結晶拡大部よりバイパスさせたストレートな鋳
型を凝固促進通路として追加し、フィンが良好な結晶性
をもつ柱状晶になるようにした。その結果、この動翼に
は鋳造後に粒界割れは見られず、フィンは方位差５度以
内の健全な柱状晶であった。

【００９２】鋳造後、この動翼に、１２５０〜１２８５
℃−２〜６０ｈの溶体化熱処理及び１０８０℃−４ｈと
８７１℃−２０ｈの時効熱処理を施した試料と、１０８
０℃−４ｈと８７１℃−２０ｈの時効熱処理のみの試料
を用意した。その結果、溶体化熱処理を施した試料は時
効熱処理のみの試料より、表４中のすべての合金で応力
１４kgｆ／mm² ，１０万時間クリープでの耐用温度が約
１５℃向上していた。

【００９３】

【表６】

【００９４】［実施例６］表７に示す本発明合金を用い
て、実施例１に示した方法に準じてガスタービン用動翼
を鋳造した。ただし、ここではプラットフォーム１５を
過ぎても鋳型引出し速度を変えず、全体を１０cm／ｈの
鋳型引出し速度で鋳造した。鋳造後、実施例１と同様の
熱処理を施し、この動翼から２つの結晶粒をもつ数本の
ミニチュア試料を切り出し、２つの結晶粒の凝固方向に
直角方向の結晶方位の差とクリープ強度の関係を調べ
た。なお、試料は粒界に平行方向に採取した。また、単
結晶専用合金である特公平3−75619 号に示された合金
を比較合金として評価した。比較合金についても本発明
合金と同一の鋳造条件で鋳造し、特公平3−75619 号に
示された熱処理を施した後、試験に供した。結果を表８
に示す。この結果から、本発明合金の１０４０℃，１４
kgｆ／mm² のクリープ強度は、結晶方位の差が１５度以
内であれば結晶方位差にほとんど影響されない。これに
対して、単結晶専用である比較合金は僅かの結晶方位の
差も許容できないことがわかる。

【００９５】

【表７】

【００９６】

【表８】

【００９７】［実施例７］図７は実施例２の本発明のガ
スタービン動翼を有するガスタービンの回転部分の断面
図である。

【００９８】３０はタービンスタブシャフト、３３はタ
ービン動翼、４３はタービンスタッキングボルト、３８
はタービンスペーサ、４９はディスタントピース、４０
はノズル、３６はコンプレッサディスク、３７はコンプ
レッサブレード、３８はコンプレッサスタッキングボル
ド、３９はコンプレッサスタブシャフト、３４はタービ
ンディスク、４１は穴である。本発明のガスタービンは
コンプレッサディスク３６が１７段あり、又タービン動
翼３３が３段のものである。タービン動翼３３は４段の
場合もあり、いずれにも本発明の合金が適用できる。

【００９９】本実施例におけるガスタービンは、主な形
式がヘビーテューティ形，一軸形，水平分割ケーシン
グ，スタッキング式ロータからなり、圧縮機が１７段軸
流形，タービンが３段インパルス形，１，２段空気冷却
による静動翼，燃焼器がバースフロー形，１６缶，スロ
ットクール方式を有するものである。

【０１００】ディスタントピース３９，タービンディス
ク３４，スペーサ３８，スタッキングボルト３３を重量
で、Ｃ０.０６〜０.１５％，Ｓｉ１％以下，Ｍｎ１.５
％ 以下，Ｃｒ９.５〜１２.５％，Ｎｉ１.５〜２.５
％，Ｍｏ１.５〜３.０％，Ｖ0.1〜０.３％ ，Ｎｂ０.０
３〜０.１５％，Ｎ０.０４〜０.１５％，残部Ｆｅから
なる全焼戻しマルテンサイト鋼が用いられる。本実施例
における特性として、引張強さが９０〜１２０kg／m
m² ，０.２％ 耐力７０〜９０kg／mm² ，伸び率１０〜
２５％，絞り率５０〜７０％，Ｖノッチ衝撃値５〜９.
５kg−ｍ／cm²，４５０℃１０⁵ｈ クリープ破断強度４
５〜５５kg／mm² であった。

【０１０１】タービン動翼３３は３段有し、初段に実施
例１で製造したものを用い、圧縮機の圧縮圧を１４.７
，温度４００℃，初段動翼入口温度を１,３００℃ ，
燃焼器による燃焼ガス温度を１４５０℃級とした。ま
た、タービン動翼３３の２段目には同等の合金組成の多
結晶体からなる翼長２８０mm（翼部１６０mm，プラット
フォーム部以降長さ１２０mm）及び、第３段目を同じく
同等の合金組成を用い、同じく多結晶体の翼長３５０mm
（翼部２３０mm，他１２０mm）の中実翼を製造した。製
法は従来のロストワックス法による精密鋳造法によっ
た。

【０１０２】タービンノズル４０には既知のＣｏ基合金
が用いられ、初段から３段までを真空精密鋳造によって
翼部１ケからなるものを形成されたものを用いる。翼部
の長さは動翼の長さに相当する長さを有し、ピンフィン
冷却，インピンジメント冷却及びフィルム冷却構造を有
する。１段ノズルはサイドウォール両端で拘束される
が、２段目及び３段目はサイドウォール外周側の片側で
拘束される。ガスタービンにはインタークーラーが設け
られる。

【０１０３】本実施例によって得られる発電出力は５０
ＭＷが得られ、その熱効率は３３％以上の高いものが得
られる。

【０１０４】［実施例８］図８は実施例７のガスタービ
ンを用い、蒸気タービンと併用した一軸型コンバインド
サイクル発電システムを示す概略図である。

【０１０５】ガスタービンを利用して発電を行う場合、
近年では液化天然ガス（ＬＮＧ）を燃料としてガスター
ビンを駆動するとともにガスタービンの排ガスエネルギ
ーを回収して得た水蒸気で蒸気タービンを駆動し、この
蒸気タービンとガスタービンとで発電機を駆動するよう
にした、いわゆる複合発電方式を採用する傾向にある。
この複合発電方式において以下のシステム構成によって
従来の蒸気タービン単独の場合の熱効率４０％に比べ約
４５％以上の高熱効率が可能となる。このような複合発
電プラントにおいて、最近ではさらに、液化天然ガス
（ＬＮＧ）専焼から液化石油ガス（ＬＰＧ）との両用を
図ったり、ＬＮＧ，ＬＰＧの混焼の実現によって、プラ
ント運用の円滑化，経済性の向上を図ろうとするもので
ある。

【０１０６】まず空気は吸気フィルタと吸気サイレンを
通ってガスタービンの空気圧縮機に入り空気圧縮機は、
空気を圧縮し圧縮空気を低ＮＯｘ燃焼器へ送る。そし
て、燃焼器では、この圧縮空気の中に燃料が噴射され燃
焼して１４００℃以上の高温ガスを作りこの高温ガス
は、タービンで仕事をし動力が発生する。

【０１０７】タービンから排出された５３０℃以上の排
気は、排気消音装置を通って排熱回収ボイラへ送られ、
ガスタービン排気中の熱エネルギーを回収して５３０℃
以上の高圧水蒸気を発生する。このボイラには乾式アン
モニア接触還元による脱硝装置が設けられている。排ガ
スは３脚集合型の数百ｍもある煙突から外部に排出され
る。発生した高圧および低圧の蒸気は高低圧一体ロータ
からなる蒸気タービンに送られる。

【０１０８】また、蒸気タービンを出た蒸気は、復水器
に流入し、真空脱気されて復水になり、復水は、復水ポ
ンプで昇圧され給水となってボイラへ送られる。そし
て、ガスタービンと蒸気タービンは夫々、発電機をその
両軸端から駆動して、発電が行われる。このような複合
発電に用いられるガスタービン翼の冷却には、冷却媒体
として空気の他に蒸気タービンで利用される蒸気を用い
ることもある。一般には翼の冷却媒体としては空気が用
いられているが、蒸気は空気と比較して比熱が格段に大
きく、また重量が軽いため冷却効果は大きい。

【０１０９】このコンバインド発電システムによりガス
タービンが５万ＫＷ、蒸気タービンにより３万ＫＷのト
ータルで８万ＫＷの発電を得ることができ、本実施例に
おける蒸気タービンはコンパクトとなるので、大型蒸気
タービンに比べ同じ発電容量に対し経済的に製造可能と
なり、発電量の変動に対して経済的に運転できる大きな
メリットが得られる。

【０１１０】本発明に係る蒸気タービンには高低圧一体
型蒸気タービンとし、この高低圧一体型蒸気タービンの
主蒸気入口部の蒸気圧力１００atg ，温度５３８℃に上
昇させることによりタービンの単機出力の増加を図るこ
とができる。単機出力の増加は、最終段動翼の翼長を３
０インチ以上に増大し、蒸気流量を増す必要がある。本
発明に係る蒸気タービンは高低圧一体型ロータシャフト
に植設されたブレードが１３段以上備えており、蒸気は
蒸気コントロールバルブを通って蒸気入口より前述の如
く５３８℃，８８atg の高温高圧で流入する。蒸気は入
口より一方向に流れ、蒸気温度３３℃，７２２mmＨｇと
なって最終段のブレードより出口より排出される。本発
明に係る高低圧一型体ロータシャフトはＮｉ−Ｃｒ−Ｍ
ｏ−Ｖ低合金鋼の鍛鋼が用いられる。ロータシャフトの
ブレードの植込み部はディスク状になっており、ロータ
シャフトより一体に切削されて製造される。ディスク部
の長さはブレードの長さが短いほど長くなり、振動を少
なくするようになっている。

【０１１１】本実施例に係る高低圧一体型ロータシャフ
トはＣ０.１８〜０.３０％，Ｓｉ０.１％以下，Ｍｏ０.
３％以下，Ｎｉ１.０〜２.０％，Ｃｒ１.０〜１.７％，
Ｍｏ１.０〜２.０％,Ｖ０.２０〜０.３％,残部Ｆｅより
なり、９００〜１０５０℃で水噴霧冷却によって焼入れ
後、６５０〜６８０℃で焼戻しが施される。

【０１１２】プラントの構成は、ガスタービン，排熱回
収ボイラ，蒸気タービン，発電機各１基からなる１組の
発電システムを６組組み合わせた１軸型に配列するもの
のほか、ガスタービン１基に対し発電機１基組み合わ
せ、これらを６組組み合わせた後の排ガスによって蒸気
を得、１台の蒸気タービンと１台の発電機とする多軸型
とすることができる。

【０１１３】複合発電は、起動停止が短時間で容易なガ
スタービンと小型で単純な蒸気タービンの組み合わせで
成立っており、このため、出力調整が容易に出来、需要
の変化に即応した中間負荷火力として最適である。

【０１１４】ガスタービンの信頼性は、最近の技術の発
展により飛躍的に増大しており、また、複合発電プラン
トは、小容量機の組み合わせでシステムを構成している
ので、万一故障が発生してもその影響を局部にとどめる
ことが出来、信頼性の高い電源である。

【０１１５】

【発明の効果】本発明によれば、高クリープ強度を有す
るガスタービン用動翼が得られるため、動翼の長寿命化
と燃焼ガス温度の上昇によるガスタービン及びそれを用
いた複合発電プラントシステムの熱効率向上を図る顕著
な効果がある。

【０１１６】また、本発明によるガスタービン用動翼の
製造法によれば、動翼製造における歩留まり率が向上で
きる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るガスタービン用動翼の斜視図であ
る。

【図２】本発明に係るガスタービン用動翼の製造法の概
略を示す構成図である。

【図３】本実施例に示す中子の平面図と動翼との位置関
係を示す図である。

【図４】本発明によって得られた柱状晶動翼と従来の柱
状晶動翼の高温強度を示す比較図である。

【図５】一方向凝固法で製造した柱状晶動翼に見られた
粒界割れの状況を示すスケッチ図である。

【図６】合金の初期溶融を生じること無く、析出γ′相
をγ相中に固溶できるＣ量と（Ｂ＋Ｚｒ）量の関係、及
び粒界割れの関係を示す特性図である。

【図７】本実施例に係るガスタービンの全体構成図であ
る。

【図８】本実施例に係る複合発電プラントの全体システ
ム図である。

【符号の説明】 １…翼部、２…付根部、３…溶解炉、４…鋳型加熱炉、
５…溶湯、６…鋳物、７…中子、８…セラミック鋳型、
９…セレクタ、１０…スタータ、１１…水冷銅チルプレ
ート、１２…真空ポンプ、１３…炉殻、１４…空冷フィ
ン、１５…プラットフォーム、１６…ダブティル、１８
…シャンク、３３…動翼、３４…タービンディスク、３
６…コンプレッサディスク、３８…スペーサ、４０…静
翼。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 斉藤 年旦 茨城県日立市大みか町七丁目１番１号 株 式会社日立製作所日立研究所内 (72)発明者 小林 満 茨城県日立市大みか町七丁目１番１号 株 式会社日立製作所日立研究所内 (72)発明者 飯島 活巳 茨城県日立市大みか町七丁目１番１号 株 式会社日立製作所日立研究所内 (72)発明者 和田 克夫 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 狩野 公男 宮城県仙台市青葉区一番町三丁目７番１号 東北電力株式会社内 (72)発明者 松崎 裕之 宮城県仙台市青葉区一番町三丁目７番１号 東北電力株式会社内

Claims (16)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】翼部と，該翼部に連らなる平坦部を有する
   プラットフォームと，該プラットフォームに連らなるシ
   ャンク部と，該シャンク部の両側に設けられた突起から
   なるフィンと，前記シャンク部に連らなるダブティルと
   を有するガスタービン用動翼において、前記翼部と前記
   プラットフォーム及び前記シャンク部内の１部とが単結
   晶であり、該単結晶からなる部分を除いた部分が一方向
   凝固した柱状晶である一体の鋳物からなることを特徴と
   するガスタービン用動翼。
2. 【請求項２】翼部と，該翼部に連らなる平坦部を有する
   プラットフォームと，該プラットフォームに連らなるシ
   ャンク部と，該シャンク部の両側に設けられた突起から
   なるフィンと，前記シャンク部に連らなるダブティルと
   を有するガスタービン用動翼において、前記翼部と前記
   プラットフォーム及び前記シャンク部の１部とが単結晶
   であり、前記単結晶からなる部分以外の全部が一方向凝
   固した柱状晶である一体の鋳物からなることを特徴とす
   るガスタービン用動翼。
3. 【請求項３】請求項１又は２において、前記ダブティル
   部から翼部先端にかけて内部に一体に連らなる冷媒通路
   が設けられているガスタービン用動翼。
4. 【請求項４】翼部と，該翼部に連らなる付根部とを有
   し、一体の鋳物からなるガスタービン用動翼において、
   前記翼部と前記プラットフォーム及び前記シャンク部の
   １部とが単結晶であり、前記単結晶からなる部分以外が
   一方向凝固した柱状晶であり、前記翼部先端から前記付
   根部に向って凝固していることを特徴とするガスタービ
   ン用動翼。
5. 【請求項５】翼部と，該翼部に連らなる付根部とを有
   し、一体の鋳物からなるガスタービン用動翼において、
   前記翼部と付根部との結晶方位の差が２〜８度であるこ
   とを特徴とするガスタービン用動翼。
6. 【請求項６】翼部と，該翼部に連らなる平坦部を有する
   プラットフォームと，該プラットフォームに連らなるシ
   ャンク部と，該シャンク部の両側に設けられた突起から
   なるフィンと，前記シヤンク部に連らなるダブティルと
   を有するガスタービン用動翼において、該動翼は一体の
   鋳物からなり、各部の結晶方位の差が２〜８度であるこ
   とを特徴とするガスタービン用動翼。
7. 【請求項７】請求項１〜６のいずれかにおいて、前記鋳
   物は重量で、Ｃ０〜０.２０％ ，Ｃｒ２〜１６％，Ａｌ
   ４〜７％，Ｗ２〜１５％，Ｔｉ０.５〜５％ ，Ｎｂ０〜
   ３％，Ｍｏ０〜６％，Ｔａ０〜１２％，Ｃｏ０〜１０.
   ５％ ，Ｈｆ０〜２％，Ｒｅ０〜４％，Ｂ０〜０.０３５
   ％ ，Ｚｒ０〜０.０３５％ 、及び残部が５８％以上の
   Ｎｉからなるガスタービン用動翼。
8. 【請求項８】重量で、Ｃ０〜０.２０％ ，Ｃｒ２〜１６
   ％，Ａｌ４〜７％，Ｗ２〜１５％，Ｔｉ０.５〜５％ ，
   Ｎｂ０〜３％，Ｍｏ０〜６％，Ｔａ０〜１２％，Ｃｏ０
   〜１０.５％ ，Ｈｆ０〜２％，Ｒｅ０〜４，Ｂ０〜０.
   ０３５％，Ｚｒ０〜0.035％、及び残部が５８％以上の
   Ｎｉからなり、前記Ｃ量とＢ及びＺｒ量の一方又は両方
   とがＡ（Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｂ（Ｃ０.０５
   ％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｃ（Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０１
   ％），Ｄ（Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０３５％）及びＥ（Ｃ
   ０.１％，Ｂ＋Ｚｒ０.０２５％）の範囲内にあり、結晶
   方位の差が２〜６度であることを特徴とするガスタービ
   ン用動翼。
9. 【請求項９】翼部が単結晶及びダブティルが柱状晶を有
   し、重量で、Ｃ０.０３〜０.１％，Ｃｒ５.５〜９.０
   ％，Ｃｏ８.５〜１０.５％，Ｗ８〜１１％，Ｒｅ１.０
   〜３.５％，Ｍｏ０.３〜１.０％，Ｔａ３〜４％，Ａｌ
   ５〜６％，Ｔｉ０.５〜１.５％，Ｈｆ０.５〜１.０％，
   Ｂ及びＺｒの１種又は両者が０.００５〜０.０２５％、
   及び残部がＮｉと不可避不純物であり、結晶方位の差が
   単結晶部分で８度以下及び柱状晶部分で１５度以下であ
   ることを特徴とするガスタービン用動翼。
10. 【請求項１０】翼部と，該翼部に連らなる平坦部を有す
    るプラットフォームと，該プラットフォームに連らなる
    シャンク部と，該シャンク部の両側に設けられた突起か
    らなるフィンと、前記シャンク部に連らなるダブティル
    とを有するガスタービン用動翼において、前記翼部が単
    結晶であり、前記ダブティルが一方向凝固した柱状晶か
    らなる一体の鋳物であり、前記ダブティル部から翼部先
    端にかけて内部に一体に連らなる冷媒通路が設けられ、 前記鋳物は重量で、Ｃ０〜０.２０％ ，Ｃｒ２〜１６
    ％，Ａｌ４〜７％，Ｗ２〜１５％，Ｔｉ０.５〜５％ ，
    Ｎｂ０〜３％，Ｍｏ０〜６％，Ｔａ０〜１２％，Ｃｏ０
    〜１０.５％ ，Ｈｆ０〜２％，Ｒｅ０〜４，Ｂ０〜０.
    ０３５％ ，Ｚｒ０〜０.０３５％ 、及び残部が５８％
    以上のＮｉからなり、前記Ｃ量とＢ及びＺｒ量の一方又
    は両方とがＡ(Ｃ０.２０％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｂ(Ｃ０.
    ０５％，Ｂ＋Ｚｒ０％），Ｃ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０１
    ％），Ｄ(Ｃ０％，Ｂ＋Ｚｒ０.０３５％）及びＥ（Ｃ
    ０.１％，Ｂ＋Ｚｒ０.０２５％）の範囲内にあり、γ相
    マトリックス内にγ′相が析出した組織を有し、前記γ
    相の結晶方位の差が２〜６度であることを特徴とするガ
    スタービン用動翼。
11. 【請求項１１】コンプレッサによって圧縮された燃料ガ
    スを静翼を通してディスクに植設された動翼に衝突させ
    て該動翼を回転させるガスタービンにおいて、前記動翼
    は３段以上有し、該動翼の初段が翼部と、該翼部に連ら
    なる平坦部を有するプラットフォームと、該プラットフ
    ォームに連らなるシャンクと、該シャンクの両側に設け
    られた突起からなるフィンと、前記シャンクに連らなる
    ダブティルとを有し、前記翼部が単結晶であり、前記ダ
    ブティルが一方向凝固した柱状晶からなる一体の鋳物か
    らなることを特徴とするガスタービン。
12. 【請求項１２】コンプレッサによって圧縮された燃焼ガ
    スを静翼を通してディスクに植設された動翼に衝突させ
    て該動翼を回転させるガスタービンにおいて、前記燃焼
    ガス温度が１,５００℃ 以上であり、前記動翼を３段以
    上有し、該動翼の初段入口での前記燃焼ガス温度が１,
    ３００℃ 以上であり、前記動翼の初段は全長が２００m
    m以上で、その翼部が単結晶であり、前記付根部が一方
    向凝固した柱状晶である一体の鋳物からなり、発電容量
    が５万ＫＷ以上であることを特徴とするガスタービン。
13. 【請求項１３】コンプレッサによって圧縮された燃焼ガ
    スを静翼を通してディスクに植設された動翼に衝突させ
    て該動翼を回転させるガスタービンにおいて、前記燃焼
    ガス温度が１,５００℃ 以上であり、前記動翼を３段以
    上有し、該動翼の初段入口での前記燃焼ガス温度が１,
    ３００℃ 以上であり、前記動翼の初段は全長が２００m
    m以上で、 前記動翼の初段は翼部と、該翼部に連らなる平坦部を有
    するプラットフォームと、該プラットフォームに連らな
    るシャンク部と、該シャンク部の両側に設けられた突起
    からなるフィンと、前記シャンク部に連らなるダブティ
    ルとを有するガスタービン用動翼において、前記翼部が
    単結晶であり、前記ダブティルが一方向凝固した柱状晶
    からなる一体の鋳物からなり、 前記鋳物は重量で、Ｃ０.０３〜０.１％，Ｃｒ５.５〜
    ９.０％，Ｃｏ８.５ 〜１０.５％ ，Ｗ８〜１１％，Ｒ
    ｅ１.０〜３.５％，Ｍｏ０.３〜１.０％，Ｔａ３〜４
    ％，Ａｌ５〜６％，Ｔｉ０.５〜１.０％，Ｈｆ０.５〜
    １.０％，Ｂ及びＺｒの１種又は両者が０.００５〜０.
    ０２５％、及び残部がＮｉと不可避不純物からなり、γ
    相マトリックス内にγ′相が析出した組織を有し、前記
    単結晶のγ相と柱状晶のγ相の結晶方位の差が８度以下
    であり、発電容量が５万ＫＷ以上であることを特徴とす
    るガスタービン。
14. 【請求項１４】高速で流れる燃焼ガスによって駆動する
    ガスタービンと、該ガスタービンの燃焼排ガスによって
    水蒸気を得る排熱回収ボイラと、前記水蒸気によって駆
    動する蒸気タービンと、前記ガスタービン及び蒸気ター
    ビンによって駆動する発電機とを備えた複合発電プラン
    トシステムにおいて、前記ガスタービンは動翼を３段以
    上有し、前記燃焼ガスの前記動翼初段入口温度が１,３
    ００℃ 以上で、タービン出口の燃焼排ガス温度が５６
    ０℃以上であり、前記排熱回収ボイラによって５３０℃
    以上の水蒸気を得、前記蒸気タービンは高低圧一体型で
    あり、該蒸気タービン動翼の初段への前記蒸気温度が５
    ３０℃以上であり、前記ガスタービンの発電容量が５万
    ＫＷ以上及び蒸気タービンの発電容量が３万ＫＷ以上で
    あり、総合熱効率が４５％以上であり、 前記動翼の初段は全長が２００ｍｍ以上であり、 前記動翼の初段は翼部と、該翼部に連らなる平坦部を有
    するプラットフォームと、該プラットフォームに連らな
    るシャンク部と、該シャンク部の両側に設けられた突起
    からなるフィンと、前記シャンク部に連らなるダブティ
    ルとを有し、前記翼部が単結晶であり、前記ダブティル
    が一方向凝固した柱状晶である一体の鋳物からなり、 前記鋳物は重量で、Ｃ０.０３〜０.１％，Ｃｒ５.５〜
    ９.０％，Ｃｏ８.５ 〜１０.５％ ，Ｗ８〜１１％，Ｒ
    ｅ１.０〜３.５％，Ｍｏ０.３〜１.０％，Ｔａ３〜４
    ％，Ａｌ５〜６％，Ｔｉ０.５〜１.０％，Ｈｆ０.５〜
    １.０％，Ｂ及びＺｒの１種又は両者が０.００５〜０.
    ０２５％、及び残部がＮｉと不可避不純物からなり、γ
    相マトリックス内にγ′相が析出した組織を有し、前記
    単結晶のγ相と柱状晶のγ相の結晶方位の差が８度以下
    であることを特徴とする複合発電プラントシステム。
15. 【請求項１５】翼部と，該翼部に連らなる付根部とを有
    し、一体の鋳物からなるガスタービン用動翼の製造法に
    おいて、該動翼を形成する鋳型を水冷チルプレート上に
    セットする工程と，前記鋳型を加熱炉内にセットし鋳型
    を所定温度に加熱する工程と，鋳造原料を真空溶解後前
    記加熱された鋳型内に溶湯を鋳込む工程と，該溶湯を有
    する鋳型を前記加熱炉から相対的に引き抜いて前記翼部
    先端から前記付根部側終端にかけて順次凝固させて前記
    翼部を単結晶とした後該翼部の鋳型の引き出し速度より
    早い速度で引き抜いて前記付根部を一方向凝固し柱状晶
    とする工程とを有することを特徴とするガスタービン用
    動翼の製造法。
16. 【請求項１６】単結晶と柱状晶との一体の一方向凝固鋳
    物からなり、前記単結晶と柱状晶との前記凝固方向に対
    して直角方向における結晶方位の差が８度以下であるこ
    とを特徴とする物品。