第一段高圧タービン動翼として実機使用した一方向凝固Ni 基超合金の 単純時効に伴うミクロ組織変化

摘要

近年，ジェットエンジンの高出力，高効率化の要求に伴い燃焼ガス温度の上昇が図られている．こ のため，稼働中，温度，応力の両面から見て最も過酷な環境となる第一段高圧タービン動翼に適用されてい るNi 基超合金の耐用温度の上昇が求められている．さらに，安全性および経済性の観点から動翼の余命推定 技術の確立が急務となっており，実機稼働環境の把握が必要不可欠である．しかし，稼働中の動翼は高温下 で高速回転しており，稼働温度，応力の実測は困難であることから， Ni 基超合金の強化相である γ’ (Ni3(Al,Ti))相の組織形態変化に関する知見に基づいた動翼の稼働環境を推定する研究が注目されている． 著者らは，第一段高圧タービン動翼として実機使用した一方向凝固Ni 基超合金について詳細な組織観察を行 った．その結果，γ’ 相の形態は部位によって大きく異なり，ラフト構造の形成の有無に基づいた実機稼働 中における動翼の温度分布の定性的な推定が可能であるが，動翼の付け根部は大半が初期組織と同様であり， γ’ 相の形状のみに基づいた応力分布の推定は困難であった． ところで，著者らは予めクリープひずみを与えた時点でγ’ 相が立方体状を保っているNi 基超合金に単純 時効を施した場合，γ’ 相は時効時間の増加に伴い，負 荷応力の履歴方向に対し垂直にラフト化し，その完成度 は付与されたひずみが大きいほど高くなることを明ら かにした．一方，Ni 基超合金に単純時効を施した場合， γ’ 相はラフト化せず，時効時間の増加に伴い，<100> へ連結，凝集粗大化することも報告した1)．この知見に 基づけば，第一段高圧タービン動翼実機使用材に単純時 効を施すことにより，応力履歴に対応したγ’ 相の形態 変化，特にラフト構造を形成する可能性がある． そこで本研究では，第一段高圧タービン動翼として実 機使用した一方向凝固Ni 基超合金について，詳細な組 織観察を行った後に，単純時効を施し，時効時間の増加 に伴うγ’ 相の形態変化を観察し，動翼各部における詳 細な応力分布の推定を試みる．