WO2017046851A1 - タービン動翼の製造方法 - Google Patents

Abstract

Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、加工性に優れ、冷却構造の設計自由度が高いタービン動翼の製造方法を提供する。　本発明に係るタービン動翼の製造方法は、Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、前記Ｎｉ基鍛造合金の母相のγ相と非整合なγ´相を増加させる軟化工程（Ｓ１）と、前記軟化工程後のＮｉ基鍛造合金を用いて動翼を構成する少なくとも２つの部材を形成する第１の加工工程（Ｓ２１）と、前記部材のそれぞれに冷却構造構成部を形成する第２の加工工程（Ｓ２２）と、前記部材を接合する第３の加工工程（Ｓ２３）と、を有することを特徴とする。

Description

タービン動翼の製造方法

　本発明は、タービン動翼の製造方法に関する。

　低炭素社会の実現に向け、火力発電プラントの高効率化が求められている。ガスタービンは負荷追従性が高いことから不安定な供給電力源である再生可能エネルギーに対して有効である。また、高い排気温度を利用し、蒸気タービンと組み合わせることで高効率化を可能としたコンバインドサイクルが実用化され、さらなる需要が見込まれる。

　ガスタービンの構成要素の一つである動翼では、翼長の拡大など環体面積を増加することで高効率化が可能となる。しかし、翼長を拡大することで遠心応力が増加するため、特に後段動翼の根部において、従来のＮｉ基精鋳翼では引張強さが不足する。近年、Ｎｉ基精鋳材と同等のクリープ耐用温度と１．５倍以上の引張強さを有する高強度Ｎｉ基鍛造材が開発され、欧州では航空機向けに実用化が進められている。高強度Ｎｉ基鍛造材は高温強度が高く加工性が低いことから小型品の製造に限定されていたが、下記特許文献１の技術を用いることで加工性が飛躍的に改善された。これにより、高強度Ｎｉ基鍛造合金のガスタービン動翼適用が可能となり、翼長拡大が期待される。

　さらなる高効率化に向けて燃焼温度の向上が有効である。これに伴い動翼の耐用温度も高くなるため冷却機能の付与が必要となる。一般的には、翼内部に中空構造を形成し冷却媒体を流すことで、内部から冷却する冷却方法が採用されている。冷却効率を上げるため、１８０度の曲がり部を有するサーペンタイン冷却流路の採用やリブ構造の付与等がされる。精鋳翼では、鋳型内部に冷却流路をかたどった中子を設置した状態で鋳込み、凝固後に中子を除去することで複雑な冷却流路を形成している。しかし、鍛造翼の場合、翼形状成形後に冷却流路を形成する必要があるため、単純な機械加工や放電加工では翼根部から天頂部に向けて１方向に貫通するような構造しか形成できない。このため、設計の自由度が低く高い冷却効率を実現できない。

　特許文献１では、析出強化相であるγ´相が３６～６０体積％析出する高強度Ｎｉ基鍛造合金について、加工時には強化に寄与しない非整合γ´相の割合を増やすことで加工性を向上させている。

　特許文献２では、質量％で、Ｃ：０．００１～０．０５％、Ａｌ：１．０～４．０％、Ｔｉ：４．５～７．０％、Ｃｒ：１２～１８％、Ｃｏ：１４～２７％、Ｍｏ：１．５～４．５％、Ｗ：０．５～２．５％、Ｂ：０．００１～０．０５％、Ｚｒ：０．００１～０．１％、残部はＮｉ及び不純物からなる組成を有する被熱間加工材を準備する工程と、上記被熱間加工材を、１１３０～１２００℃の温度範囲で少なくとも２時間保持して加熱する工程と、上記加熱工程で加熱した被熱間加工材を、０．０３℃／秒以下の冷却速度で熱間加工温度以下にまで冷却する工程と、上記冷却工程後、被熱間加工材に熱間加工を行う工程とを含むＮｉ基超耐熱合金の製造方法が開示されている。該方法によれば、熱間加工性を改善することができるとされている。

国際公開第２０１５／００８３４３号 特許第５６５２７３０号公報

　特許文献１では実施例としてタービン動翼についても記載されているが、具体的な動翼の製造方法を提供するものではない。また、特許文献２は、高強度Ｎｉ基鍛造合金の加工性を向上させる方法に関するものであるが、ある限定された組成の合金において熱間鍛造性を向上させてビレットを作製することに特記されており、特許文献１同様にタービン動翼の製造方法を提供するものではない。

　本発明は、上記事情に鑑み、Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、加工性に優れ、冷却構造の設計自由度が高いタービン動翼の製造方法を提供することにある。

　上記課題を達成するため、本発明は、Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、上記Ｎｉ基鍛造合金の母相のγ相と非整合なγ´相を増加させる軟化工程と、上記軟化工程後のＮｉ基鍛造合金を用いて動翼を構成する少なくとも２つの部材を形成する第１の加工工程と、上記部材のそれぞれに冷却構造構成部を形成する第２の加工工程と、上記部材を接合する第３の加工工程と、を有することを特徴とするタービン動翼の製造方法を提供する。

　本発明によれば、Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、加工性に優れ、冷却構造の設計自由度が高いタービン動翼の製造方法を提供することができる。

本発明に係るタービン動翼の製造方法の一工程を模式的に示す断面図である。 本発明に係るタービン動翼の製造方法を示すフロー図である。 軟化工程における温度プロフィルと材料組織を模式的に示す図である。 図２のＳ２１～Ｓ２３を説明するフロー図である。

　以下、本発明に係る実施形態について、詳細に説明する。ただし、本発明はここで取り上げた実施形態に限定されることはなく、要旨を変更しない範囲で適宜組み合わせや改良が可能である。

　[本発明の基本思想]
　図１は、本発明に係るタービン動翼の製造方法の一工程を模式的に示す断面図である。本発明者らは、上記目的を達成することが可能なタービン動翼（以下、「Ｎｉ基鍛造翼」とも称する。）の製造方法について鋭意検討した。その結果、以下の製造工程によれば、翼内部に複雑な冷却構造を形成することが可能であることを見出した。すなわち、γ相４と非整合なγ´相５の量を増加させてＮｉ基鍛造材の加工性を向上させた上で、タービン動翼を構成する少なくとも２つの部材（図１では、部材１および２）を形成する。そして、それぞれの部材に冷却流体６の冷却通路（冷却構造）となる冷却構造構成部を形成した後、それぞれの部材を接合する。上記製造方法によれば、１０５０℃以上において、１０モル％以上４０モル％以下のγ´相が含有された、高い高温強度を有するＮｉ基鍛造合金であっても、加工割れを生じさせることなく、鍛造翼内部に複雑な冷却構造を形成可能である。本発明は、該知見によるものである。

　図２は、本発明に係るタービン動翼の製造方法を示すフロー図である。前述したように、本発明に係るＮｉ基鍛造翼の製造方法では、素材であるＮｉ基鍛造材（Ｎｉ基鍛造合金）を軟化させる軟化工程（Ｓ１）と、軟化後の素材（軟化材）からＮｉ基鍛造翼を構成する少なくとも２つの部材を製造する第1の加工工程（Ｓ２１）と、第１の加工工程後に冷却流路の前駆体（冷却構造構成部）を上記部材に形成する第２の加工工程（Ｓ２２）と、第２の加工工程後に第１の部材および第２の部材を接合し、一体化させて製品であるタービン動翼（以下、「動翼」および「Ｎｉ基鍛造翼」とも称する。）とするための第３の加工工程（Ｓ２３）とを有する。本発明は、上記Ｓ１、Ｓ２１、Ｓ２２およびＳ２３を必須とするものである。Ｓ２３の後に軟化状態の動翼を高強度化するための溶体化・時効処理工程（Ｓ３）を有していてもよい。以下に、各工程について図面を用いて詳細に説明する。

　（Ｓ１：軟化工程）
　図３はＳ１における温度プロフィルと材料組織を模式的に示す図である。図３に示すように、Ｓ１は、熱間鍛造工程と、冷却工程とを有する。まず始めに、熱間鍛造工程について説明する。熱間鍛造工程では、Ｎｉ基鍛造材をγ´相が消失する温度（γ´相の固溶温度Ｔｓ）以下であり、かつγ相の再結晶が迅速に進む温度以上の温度で熱間鍛造することで、γ相の粒界上にγ相とは非整合なγ´相を析出させる。なお、本発明において「γ相の粒界上」とは、「隣り合うγ結晶粒の境界」を意味するものとする。

　以下に、熱間鍛造温度の根拠を示す。Ｎｉ基合金の主な強化機構であるγ´相析出強化は、γ／γ´相整合界面が寄与するものであり、γ／γ´相界面を非整合化することで強化能力は消失する。熱間鍛造工程では、非整合γ´相を析出させるためにγ´相の固溶温度以下で、かつγ相の再結晶が迅速に進む温度以上の温度で熱間鍛造する。本発明において用いる素材のγ´相の固溶温度は、１０５０℃以上が最も好ましい。γ´相の固溶温度が１０００～１０５０℃でも本発明の効果は得られるが、１０００℃以下では非整合γ´相が析出しにくく、９５０℃以下では非整合γ´相を析出させることができないため、本発明の効果を得ることができない。さらに、γ´相の固溶温度がＮｉ基合金素材の融点に近づくと、部分溶融等により加工中に割れが生じるため、γ´相の固溶温度は１２５０℃未満が望ましい。

　熱間鍛造温度は、前述の通りγ相の再結晶が迅速に進む温度以上である必要がある。より具体的には、１０００℃以上が好ましく、１０５０℃以上がより好ましい。熱間鍛造温度が９５０℃未満では、非整合γ´相を析出させることができず、本発明の効果は得られない。

　次に、冷却（徐冷）工程について説明する。冷却工程では、非整合γ´相３３を析出させた素材を上記熱間鍛造温度以上の温度から５０℃／ｈ以下の冷却速度で徐冷し、強度に寄与しない非整合γ´相３３を増加（成長）させることで、γ´３３相の析出量を増加させて軟化状態を実現する。熱間鍛造直後の素材は非整合γ´相３３に加え、熱間鍛造温度から室温まで素材が冷える間に整合γ´相３２も析出する。よって、冷却工程では、素材の熱間鍛造温度以上まで昇温することで、整合γ´相３２を固溶させてγ相３１と非整合γ´相３３とからなる二相組織とする必要がある。したがって、冷却工程における徐冷前の温度は素材の熱間鍛造温度以上かつγ´相の固溶温度以下が好ましい。

　以下に、冷却工程における冷却速度の根拠を示す。素材を熱間鍛造温度以上の温度から徐冷することで、整合γ´相３２の析出駆動力が下がるため非整合γ´相３３が増加する。このため、冷却速度が遅いほど非整合γ´相３３を成長させることが可能であり、冷却速度は５０℃／ｈ以下が好ましく、１０℃／ｈ以下がより好ましい。

　以下に、冷却終了温度の根拠を示す。後述する加工工程Ｓ２１～Ｓ２３の加工温度以下まで徐冷して非整合γ´相３３を増加することで、加工温度における整合γ´相３２の析出を抑制可能となる。また、温度が下がるほど整合γ´相３２の析出駆動力が下がり、５００℃以下ではほとんど析出が起こらない。従って、冷却工程における徐冷終了温度は、後段の加工温度以下が好ましく、より好ましくは５００℃以下である。以上説明した軟化工程によって、動翼用素材を軟化して加工性が良い状態にする。

　（Ｓ２１：第１の加工工程）
　次に、上記した軟化工程で軟化状態となったＮｉ基軟化材について、加工を行う。図４は、図２のＳ２１～Ｓ２３を説明するフロー図である。まず、第１の加工工程（Ｓ２１）において、Ｎｉ基軟化材４０ａ，４０ｂ（図４（ａ））について、動翼を構成する少なくとも２つの部材の形状（図４（ｂ））に加工する。図４（ｂ）においては、動翼を、動翼の天頂部（上端部）となる部材４１と、動翼の翼部（天頂部以外の部分）を構成する部材４２の２つに分け、それぞれの形状に加工する。このとき、図４（ｄ）に示すように、後述する第３の加工工程（Ｓ３）においてそれぞれの部材の接合部となる接合予定部４３を部材４１および４２に設けておく。第１の加工工程における加工は、特に限定は無いが、切削加工、熱間鍛造（型鍛造）またはその両方を用いて実施することができる。

　接合予定部４３は、接合時に動翼になるべく影響が無い箇所に設けることが好ましい。特に、部材の接合に後述する摩擦撹拌接合を用いる場合、接合時に大きな負荷がかかるため、動翼の接合箇所以外の部分には大きな圧力がかからないように接合予定部４３を設けることが好ましい。図４（ｂ）および４（ｃ）に示すように、部材の端部に突出部を設けて、この突出部を接合部４５とすることが好ましい。

　（Ｓ２２：第２の加工工程）
　上記第１の加工工程後に、それぞれの部材に冷却流路の前駆体となる冷却構造構成部４４を形成する第２の加工工程（Ｓ２２）を実施する。第２の加工工程における加工は、特に限定は無いが、ドリル加工、放電加工またはその両方を用いて所定の形状に成形することができる。この際生じたバリは、動翼のような回転体ではき裂の進展箇所になり得るため除去する。

　冷却構造構成部４４を、例えば図４（ｃ）に示すような構造とすることで、後述する第３の加工工程（Ｓ２３）後に、冷却流路が１８０℃折れ曲がったサーペンダイン流路が形成可能となる。また、翼部側面にドリル加工によって孔を形成することでフィルム冷却も可能である。

　（Ｓ２３：第３の加工工程）
　上記第２の加工工程後にそれぞれの部材を接合する第３の加工工程を実施する。接合は、種々の接合方法を適用することができるが、摩擦攪拌接合によって行うことが好ましい。図４（ｄ）に示すように、図４（ｃ）で形成した接合予定部４３を接合して接合部４５を形成する。これによって、それぞれの部材の冷却構造構成部が組合さることで、所望の冷却構造（冷却流路）が形成される。

　以下に、摩擦攪拌接合が好ましい根拠を示す。一般的に、合金元素を多く含むＮｉ基合金の溶接は困難であるが、摩擦撹拌接合によれば、接合部を溶融することなく、
均一な鍛造組織を保って接合することができる。このため、接合部の強度を低下させることなく接合することが可能となる。

　（Ｓ３：溶体化・時効処理工程）
　上記第３の加工工程後に、非整合γ´相を固溶させ整合γ´相を再析出させる溶体化時効処理を施すことで、高温強度を回復させることが可能となる。本発明において溶体化処理及び時効処理の条件については特に限定は無く、一般的に用いられている条件を適用することができる。溶体化・時効処理工程後に、７００℃において整合γ´相が３０モル％以上含んでいることが望ましい。整合γ´相の含有量が３０モル％以上あれば、十分な高温強度を有するＮｉ基鍛造翼を得ることができる。

　前述したとおり、従来は１つの部材を用いて機械加工および放電加工によって冷却構造を形成していたが、この方法では翼根部から天頂部に向けて１方向に貫通する冷却構造しか作製することができなかった。本発明は、まずＮｉ基合金を軟化させて、動翼を構成する複数の部材を用意し、該部材に冷却構造構成部を形成してから部材を合わせて動翼とするため、１つの部材から動翼を作製する場合には不可能であった、複雑な形状の冷却構造（蛇行流路）を形成することができる。さらに、部材の接合時に摩擦撹拌接合を用いることによって、接合後も均一な鍛造組織を保持することができるので、Ｎｉ基鍛造材の強度を低下することなく動翼を作製することが可能となる。

　以上、本発明を実施する形態としてガスタービンの動翼製造方法について説明したが、ガスタービンに限定されるものではなく、要旨を変更しない範囲で適宜他の製品にも適用可能である。例として、圧縮機や蒸気タービンの動翼等の回転体に適用可能である。

　以下に、本発明の実施例を説明する。

　（１）実施例１～３および比較材１～４のタービン動翼の作製
　表１に示す組成の素材を用いて、上述した軟化工程（Ｓ１）から、溶体化・時効処理工程（Ｓ３）までを実施して供試材（実施例１～３および比較材１～４）を作製した。各供試材を、表２に示す方法で評価した。評価は「○」、「△」、「×」で記述し、表３に評価基準を記す。各供試材の作製においては、表１に示す組成の合金を真空誘導加熱溶解法にて５０ｋｇずつ溶解し、均質化処理を施した後に、１０５０～１２５０℃で熱間鍛造することで素材を得た。表４に各供試材の評価結果を示す。

　（２）評価１：素材の１０５０℃におけるγ´相量の評価
　素材の１０５０℃におけるγ´相量は熱力学計算に基づき算出した。実施例１～３および比較材３～４はいずれも１０５０℃において１０モル％以上のγ´相が熱力学的に安定に存在する。比較材１はγ´相の固溶温度が１０５０℃以下であり存在しない。比較材２は、１０５０℃においてγ´相は存在するが１０モル％以下である。ただし、比較材４は、１０５０℃におけるγ´相量が４０モル％を超え、後述するＳ１後の評価において素材を鍛造し鍛造素材とする過程において大きな割れが発生したため評価終了とした。よって、１０５０℃以上におけるγ´相量は、４０モル％より多いと素材の鍛造が困難となるため、４０モル％以下が望ましい。

　（３）評価２：軟化工程（Ｓ１）後の硬さ評価
　供試材ごとに鍛造温度（１０５０～１２５０℃）まで昇温後、１０℃／ｈで５００℃まで徐冷した後水冷し、取出した。その後、供試材の端部から０．５～１．０ｍｍ寸法の試験片を採取し、マイクロビッカース硬度計を用いて硬さ測定を実施した。

　実施例１～３および比較材１はいずれも３５０Ｈｖ以下であった。比較材２は３５０～４００Ｈｖの硬さを示した。比較材３については、軟化工程（Ｓ１）を実施せず、後段の第１の加工工程（Ｓ２１）を実施した。このときの組織を走査型電子顕微鏡にて観察したところ、実施例１～３はいずれもγ相と非整合γ´相とからなる２相組織を形成していることを確認することができた。比較材１および２では非整合γ´相は確認されず、整合γ´相が析出していた。比較材１は鍛造温度をγ´相の固溶温度以上としているため、非整合γ´相が析出せず、本発明の効果が得られない。比較材２は鍛造温度がγ´相の固溶温度以上であるが、評価１で評価した１０５０℃におけるγ´相量が少なく、本発明の効果が十分に得られなかったと考えられる。比較材３では、非整合γ´相と整合γ´相ともに析出していた。これは、軟化工程（Ｓ１）前の素材鍛造時に非整合γ´相が析出し、その後室温まで素材が冷却される過程で整合γ´相が析出したためである。

　（４）評価３：第１の加工工程（Ｓ２１）時の加工性評価
　第１の加工工程では、まず９５０℃で型鍛造を実施して動翼の天頂部および翼部となる部材を作製した。鍛造中にプレスの荷重が不足し、供試材が変形しない、または鍛造後に供試材の内部または表面に割れ等の欠陥が生じた場合は加工不可と判断した。切削加工については、加工中に工具摩耗が著しいまたは欠損が生じる場合については加工不可とした。

　実施例１～３および比較材１はいずれも型鍛造および切削加工の両方で加工可能であった。比較材１は軟化工程Ｓ１において非整合γ´相が析出しなかったが、γ´相の量が少なく強度が低いため加工が可能であったのであり、本発明の軟化工程の寄与によるもではない。比較材２について、切削加工は可能であったが、型鍛造はできなかった。また、比較材３は型鍛造および切削加工ともに不可であった。これは、比較材３はγ´相の固溶温度が１０５０℃以上である高強度材であり、また比較剤３は軟化工程を実施していないため、加工時に整合γ´相が析出し、加工性が低い状態であったためである。よって、１０５０℃以上において１０モル％以上のγ´相を含む熱力学的に安定なＮｉ基合金の型鍛造および切削加工時に良好な加工性を得るためには、前述の軟化工程Ｓ１を施す必要がある。

　（５）評価４：第２の加工工程（Ｓ２２）時の加工性評価
　第２の加工工程では、まず室温においてドリル加工によって供試材に冷却構造構成部を形成した。このとき、評価３と同様に加工中に工具摩耗が著しいまたは欠損が生じる場合については加工不可とした。放電加工については、供試材がすべて金属のため適用可能であった。

　実施例１～３および比較材１はいずれもドリル加工・放電加工のいずれの方法でも加工が可能であった。比較材１については、加工性が良好であったが、前述のとおり素材そのものの強度が低いためであり、本発明の軟化工程の寄与によるものではない。比較材２についてはドリル加工は不可能であったが放電加工は可能であった。

　（６）評価５：第３の加工工程（Ｓ２３）時の加工性評価
　第３の加工工程では、天頂部と翼部を摩擦攪拌接合により接合した。ツールが供試材に押し込めない場合や施工中のツール摩耗および破損が著しい場合、また接合部において内部に欠陥や特異な有害相等が確認された場合は接合不可とした。

　実施例１～３および比較材１はいずれの場合も接合が可能で、顕微鏡による観察では接合部における欠陥等も確認されず、微細な多結晶組織であった。すなわち、接合部を含めた動翼全体で均一な鍛造組織を有していた。比較材２はツールを押し込むことが出来ず、接合不可であった。

　（７）溶体化時効処理工程（Ｓ２３）後のγ´相量の評価
　溶体化時効処理は各供試材の標準的な熱処理条件で実施し、その後組織観察と画像解析によって、整合γ´相の析出量を算出した。実施例１～３はいずれも７００℃において３０モル％以上の整合γ´相が析出しており、十分な高温強度を有する動翼を提供することができた。比較材１は７００℃におけるγ´相量が３０モル％以下であった。

　以上のことから、本発明によれば、Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、加工性に優れ、冷却構造の設計自由度が高いタービン動翼の製造方法を提供することができることが実証された。

　なお、上記した実施例は、本発明の理解を助けるために具体的に説明したものであり、本発明は、説明した全ての構成を備えることに限定されるものではない。例えば、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。さらに、各実施例の構成の一部について、削除・他の構成に置換・他の構成の追加をすることが可能である。

　１，４１…第１の部材、２，４２…第２の部材、３，４５…接合部、４，３１…γ相、５，３３…非整合γ´相、３２…整合γ´相、４３…接合予定部、４４…冷却構造構成部、Ｓ１…軟化工程、Ｓ２１…第１の加工工程、Ｓ２２…第２の加工工程、Ｓ２３…第３の加工工程、Ｓ３…溶体化・時効処理工程。

Claims (14)

1. 　Ｎｉ基鍛造合金を用いたタービン動翼の製造方法において、
   　前記Ｎｉ基鍛造合金の母相のγ相と非整合なγ´相を増加させる軟化工程と、
   　前記軟化工程後のＮｉ基鍛造合金を用いて動翼を構成する少なくとも２つの部材を形成する第１の加工工程と、
   　前記部材のそれぞれに冷却構造構成部を形成する第２の加工工程と、
   　前記部材を接合する第３の加工工程と、を有することを特徴とするタービン動翼の製造方法。
2. 　前記第３の加工工程において、摩擦撹拌接合によって前記部材を接合することを特徴とする請求項１記載のタービン動翼の製造方法。
3. 　前記軟化工程は、γ相の固溶温度以下で、かつγ相の再結晶が迅速に進む温度以上の温度で熱間鍛造して非整合γ´相を析出させる熱間鍛造工程と、
   　前記熱間鍛造の温度以上の温度から徐冷して非整合γ´相を増加させる冷却工程と、を有することを特徴とする請求項１または２に記載のタービン動翼の製造方法。
4. 　前記熱間鍛造の温度が１０５０℃以上１２５０℃未満であり、前記冷却工程における冷却速度が１０℃／ｈ以上５０℃／ｈ以下であることを特徴とする請求項３記載のタービン動翼の製造方法。
5. 　前記第１の加工工程において、前記部材のうちの少なくとも１つを切削加工によって形成することを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
6. 　前記第１の加工工程において、前記部材のうちの少なくとも１つを熱間鍛造によって形成することを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
7. 　前記第２の加工工程において、前記部材のうちの少なくとも１つにドリル加工によって前記冷却構造形成部を形成することを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
8. 　前記第２の加工工程において、前記部材のうちの少なくとも１つに放電加工によって前記冷却構造構成部を形成することを特徴とする請求項１ないし７のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
9. 　さらに、前記第３の加工工程後に溶体化・時効処理工程を有することを特徴とする請求項１ないし８のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
10. 　前記Ｎｉ基鍛造合金が、γ´相を１０５０℃以上で１０モル％以上４０モル％以下含むことを特徴とする請求項１ないし９のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
11. 　前記溶体化・時効処理工程後のＮｉ基鍛造合金が、母相と整合なγ´相を７００℃以下で３０モル％以上含むことを特徴とする請求項９記載のタービン動翼の製造方法。
12. 　前記第３の加工工程において接合された前記部材の接合部が鍛造組織を有することを特徴とする請求項１ないし１１のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
13. 　前記部材は、前記タービン動翼の翼部および天頂部を構成する部材であることを特徴とする請求項１ないし１２のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。
14. 　前記冷却構造構成部が、前記第３の加工工程において前記部材が接合されることによってタービン動翼の冷却構造をなすことを特徴とする請求項１ないし１３のいずれか１項に記載のタービン動翼の製造方法。

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