CN104662274B - 通过增材制造技术制备的超级冷却的涡轮区段组件 - Google Patents

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Abstract

通过增材制造形成具有内部冷却通道的燃气涡轮翼型件。通过能量束使用二维图案熔化超合金粉末层，提供在其中形成通道的未熔融区域。增加粉末层并使用足够的二维图案熔化粉末层以形成具有期望图案的内部冷却通道的完整翼型件。在翼型件的形成完成之后，它可被热等静压成形，定向再结晶，粘结涂覆，以及被热障层覆盖。

Description

通过增材制造技术制备的超级冷却的涡轮区段组件
背景技术
冷却的铸造涡轮翼型件和其他涡轮区段组件如叶片外部空气密封件(BOAS)通常用于燃气涡轮发动机以使得组件能够在比在未冷却的构型下有可能的温度高的气体通路温度下操作。使用传统技术(例如具有陶瓷芯和/或难熔金属芯冷却设计的铸造件)的铸造超合金已经是有效的；但是，对于不断增长的发动机效率和降低燃油消耗的需求继续挑战传统的涡轮翼型件铸造技术。
生产可以在热环境(其中金属温度在低于超合金的熔融温度200华氏度下操作)中操作数千小时的激励冷却的涡轮发动机翼型件的能力是重要的。这已经使用空心通道以及激光钻孔和/或电火花机床钻孔的组合来实现，它们彼此连通以在超合金铸造件中提供冷却空气可以进入和排出的流道。这使得超合金材料能够保持足够的机械性能以经受操作引起的负载以及实现或超过零件寿命要求。
可以以高产量生产(也就是说，在产品的装卸、运送和铸造期间没有断裂)的最小陶瓷芯构型是约0.050英寸(0.02cm)至0.025英寸(0.01cm)直径的形状。工业中已知的是，陶瓷芯构型呈现芯偏移，这经常在将熔融金属浇到陶瓷芯上时发生。为此，芯不可以如没有芯时可能的那样放置到接近零件的表面。使用远离表面的通道补偿芯偏移，冷却不太有效。
难熔金属芯技术提供在一个维度实现接近0.012英寸(0.005cm)至0.010英寸(0.004cm)的大小的能力，但是第二维度或第三维度将更大。难熔金属芯通常产自薄钢板，因此最终的形状在横截面形状上比使用陶瓷芯技术实现的形状更接近矩形。芯破裂是陶瓷芯所担心的，而难熔金属芯具有形状限制。
美国专利第4,753,575号示出具有嵌套的冷却通路的翼型件，其中两个通路携带单独的冷却剂以相邻的并行路径穿过翼型件的翼展。路径相对较长。类似地，美国专利第5,931,638号示出具有用于冷却剂的中间通道的叶片或轮叶。这两个专利的公开内容通过引用整体并入本文中。
概述
通过以下的方法形成燃气涡轮发动机翼型件中的超合金涡轮区段组件，所述方法包括通过增材制造技术形成组件，该组件具有邻近组件的外表面的内部冷却通道。然后可使得形成的组件经历热等静压成形以增强机械性能。然后它被定向再结晶以引入定向晶粒结构。应用粘结涂层，将热障层放在粘结涂层上，然后翼型件被沉淀热处理以获得期望的机械性能。
形成具有内部冷却通道的翼型件的方法包括加载具有限定具有内部冷却通道的燃气涡轮翼型件的切片的STL文件，将超合金粉末层放置在熔化单元的建造板上，以及将能量束照射到建造板上的粉末以将粉末熔化成来自STL文件的二维切片的形状。增加新的粉末层并将新的粉末层熔化成来自STL文件的下一个二维切片的形状，以及使用额外的层重复该过程直至翼型件被形成为具有多个填充有未熔化粉末的冷却通道。移除未熔化粉末，留下内部冷却通道。
燃气涡轮翼型件包括增材制造技术形成的具有内部冷却通道的超合金体，内部冷却通道的横截面尺寸不大于约0.015英寸(0.0381cm)。
附图简述
图1是本发明的整个过程的流程图；
图2是本发明的增材制造工艺的流程图；
图3是本发明的工艺中使用的装置的侧视立面图；
图4是本发明的装置的透视图；
图5是本发明的另一个装置的立体剖视图；
图6是本发明的另一个装置的侧面的剖视图；
图7是定向再结晶炉的横截面；
图8是示出本发明的装置的定向再结晶的装置的透视图。
详细描述
如果超合金涡轮翼型件可以被超级/超冷却(本文称作“超级冷却”)，超过通过当前铸造翼型件生产技术可实现的性能，那将是有利的。超级冷却被定义为由大量小孔中的空气流动导致的冷却，大量的小孔被空气动力学地成形以消除空气流动的阻挡。超级冷却允许在使用的超合金的起始熔融温度100℉(37.8℃)内的温度下操作。
上面参考的专利中描述的具有内部通道的任何此类翼型件的缺陷是，有热传递能力的表面的表面积在通道的数量和减慢空气在其中的流动的通道的不符合空气动力学的形状方面受到限制。增加的表面积将提供更好的冷却。除了超级冷却之外，改善翼型件的性能(例如，改善翼型件的蠕变寿命、热机械疲劳、蠕变和拉伸延展性)是可取的。
图1概括地描述如何形成成品涡轮翼型件。在步骤A中使用增材制造(AM)形成翼型件，如下面在图2中更详细描述的。在步骤B中通过热等静压(HIP)处理改善翼型件的机械性能。HIP是一项传统工艺且在ASM手册，第7卷，粉末金属技术和应用(Powder Metal Technologies and Applications)中详细地描述，例如在§887、§888、§890和其他地方。
然后，在步骤C中翼型件经历定向再结晶，这在图7中更详细的描述。步骤D提供粘结涂层，然后在步骤E中增加热障层。步骤D和E当然增加翼型件的厚度，因此将步骤A中生成的通道放置在比现有技术中的陶瓷芯工艺更靠近表面的位置的能力对于提供翼型件的增强冷却是重要的。步骤F提供最后的沉淀热处理以实现期望的机械性能(例如，蠕变、拉伸、疲劳等)。
图2示出本发明中使用的AM工艺10。在步骤11中生成包括翼型件(例如叶片或轮叶)的期望涡轮组件的计算机辅助绘图(CAD)。在步骤13中将CAD文件切成约50微米至约70微米的薄层。
在步骤15中将CAD文件转换成立体平版印刷(STL)文件。STL文件被设计成通过增材制造(AM)系统(例如，在这种情况下，电子束熔炼(EBM)装置或直接金属激光烧结(DMLS)系统)的计算机指导操作。
在步骤17中，在AM系统的建造台上沉积单层的粉末(例如，具有制造的零件的最终化学成分的超合金粉末)。DMLS和EBM系统都是为本发明设想的。DMLS采用激光并且相比于EBM可以在更小的粒子上操作。DMLS通常比EBM产生更平滑的表面，但是EBM建造速率更快。EBM采用电子束。沉积在建造台上的粉末具有约20微米至约100微米的直径。层基本上是一个粉末粒子直径的厚度。
在步骤19中，通过STL文件控制的AM装置将激光束或电子束引导到建造层上以熔化(通过熔融或烧结)二维层的零件。未被激光束或电子束接触的粉末不被熔化而是保持原样。熔化的粉末形成最终产品的固体部分。
平台通常降低一个层的厚度，在步骤21中，在上面沉积新的粉末层并使用来自STL文件的下一个二维层执行选择性加热。如步骤23中所示，重复层叠层的过程直至完成零件。然后在步骤25中，移除零件和移除未熔融的粉末，包括验证内部通道是开着的。
燃气涡轮零件旨在在大幅提升的温度下操作。形成翼型件的超合金可具有约2350℉(1287.8℃)至约2450℉(1343.3℃)的熔融温度并且在约2200℉(1204℃)下操作很长的时间。冷却是绝对必要的。通过使用增材制造在超合金翼型件中生成冷却通道的能力，燃气涡轮发动机效率被大幅提高。本发明允许冷却通道比在传统的陶瓷芯或难熔金属芯铸造工艺下可能的情况三倍至六倍地更接近于翼型件表面。另外，通过腔、肋状物或其他内部结构的精确放置(可使用AM完成)调整翼型件的频率/硬度的能力，振动应变问题被最小化或消除。
图3示出用于熔融来自STL的二维层中的超合金粉末以形成具有超级冷却通道的翼型件的AM系统31。合金粉末被保存在粉末供应器33中，粉末被沉积在真空室37中的建造台35上。细丝39、网格杯41和阳极43生成电子束45，电子束45穿过聚焦线圈47并被偏转线圈49引导以在51处撞击建造台35上的粉末层的选定区域。束45基于来自STL文件的预定二维图案运动。一旦完成一层的图案，新的粉末层和新的二维图案经历相同的处理，直至已经应用所有的图案。建造台35被设计成在每次通过之后降低超合金粉末层的厚度。如上所述，通常用于传统铸造翼型件的组合物的超合金粉末(无论是单晶的还是多晶的)可具有约20微米至约100微米的平均直径，尽管也可使用其他粉末大小。
图4示出用于燃气涡轮发动机的成品叶片60。叶片60包括底部61、平台62和翼型件63。底部61是附接到转子的翼型件60的一部分。平台62定位在底部61和翼型件63之间。翼型件63从平台62顺翼展方向延伸至翼尖64，以及从前缘65沿翼弦方向延伸至后缘67。叶片63在翼尖64、前缘65和后缘67上以及在翼型件63的压力和吸力面表面中具有多个冷却孔(示出但未编号)。因为通道贯穿叶片60(包括底部61、平台62和翼型件63)，因此冷却以更有效的速率进行，允许叶片60在更高的温度下使用，由此改善放置在其中的发动机的效率，因为冷却通道可以放置在比先前可能使用陶瓷芯或难熔金属芯工艺的情况三倍至六倍地更接近于翼型件表面的位置。冷却通道还被成形为提供较小的空气流动阻挡，因为可以避免通道的壁中的尖角。
图5是翼型件70的立体剖视图，翼型件70具有底部71和叶片73，叶片73具有前缘75和后缘77。叶片73具有内部通道78，内部通道78具有用于减慢通道78中的空气流动以增加冷却的效率(由于上述原因)的多个挡器(trip)79。如图所示，图5中描述的通道78比之前更接近于前缘75。也避免了尖拐角，使得冷却空气的流动更均匀和更不被阻挡。
图6是翼型件80的侧面剖视图，翼型件80具有底部81和叶片83，叶片83具有前缘85和后缘87。叶片83具有内部通道88，内部通道88具有减慢通道88中的空气流动的多个挡器89。此外，冷却通道88更接近于前缘85以及叶片83的表面。此外，避免了尖拐角。通道和挡器的其他结构在本发明的范围内，并根据叶片的设计进行选择。
本发明的涡轮叶片和轮叶已经被发现具有比使用陶瓷或难熔金属芯制造的传统铸造叶片和轮叶至少高50℉(27.5℃)的操作温度，这是因为如上所述的优异的冷却性能。
图7示出通过定向再结晶炉100改进本发明的叶片和轮叶的工艺。等轴微观结构可具有远远多于10,000个合金晶粒，并且在定向再结晶之后将优选地具有少于30个定向晶粒，导致本质上改进的性能。叶片101附接至驱动系统杆103。通过为感受器109提供电磁能的感应线圈107产生热，感受器109将电磁能转换成热能，例如加热叶片101的红外线热辐射。驱动杆103推动叶片101经过感受器109，感受器109具有防止热量从炉100逃逸的热屏111和113。驱动杆103以足够导致叶片101定向再结晶的速率牵拉叶片101。根据使用的合金，速率可以小于每小时1/2英寸(1.27cm)或者和每小时2英寸(5.08cm)一样快或者更高。最后，叶片101到达接近耐火材料炉延展115和炉帽117的区域。
图8示出在炉100中定向再结晶后的叶片60(例如图3中所示)。如图可见，在没有定向再结晶的情况下，叶片60包含大约20至30个晶粒68，而不是10,000或更多个晶粒。产生的翼型件63是更改进的。底部61是附接至转子的翼型件63的一部分。叶片60在前缘65和后缘67上以及在叶片60的主体中具有多个孔(示出但未编号)。
具有上述的内部通道和具有定向再结晶的翼型件(例如叶片60)优于目前可获得的翼型件。这些叶片的1400℉(760℃)蠕变寿命超过70倍更好，允许它在高达150℉(83.3℃)的较高温度下操作。由于在从叶片的底部定向取向至尖端的晶粒68下具有低模量，叶片的热机械疲劳得以改进超过五十倍，或者相当于增加300℉(166.7℃)。使用定向取向的晶粒结构，蠕变和拉伸延展性增加了两倍以上。应注意的是，即使没有定向再结晶，具有上述的通道的叶片提供高于50℉(27.8℃)的较高温度的操作温度用于上述理由，例如具有3倍至6倍更接近于图1的步骤A中生成的翼型件的表面(例如，在表面的0.050英寸至0.010英寸内)的冷却通道(因为没有芯，芯容差和芯偏移是不可能的)。可选地，现在可以将超合金降级成在期望的温度起作用的低成本材料。
称为种晶的任选的工艺步骤是本发明的一部分。具有主定向和次定向的单晶晶种可放置在DMLS或EBM建造室内，从而可以在籽晶上生成翼型件(或其他零件构型)以生产具有与籽晶相同的主定向和次定向的成品，其可行性已经在美国专利第5,900,170号、第5,914,059号和第6,103,402号中示出。可选地，具有主定向和次定向的籽晶可以被扩散焊接/铜焊到完成的DMLS或EBM翼型件底部或尖端的任一端，然后通过在晶种处开始并向翼型件的相对端发展而被定向再结晶。参见图7。
尽管已经参考示例性实施方案描述本发明，但是本领域的技术人员应理解的是，在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其元件做出各种变化和使用等同物进行替代。另外，在不脱离本发明的实质范围的情况下，可以做出很多修改以使得特定情况或材料适应于本发明的教导。因此，本发明不限于公开的特定实施方案，相反地，本发明包括落在所附权利要求书的范围内的所有实施方案。
可能实施方案的讨论
下面是本发明的可能实施方案的非排他性描述。
一种制造具有内部冷却通道的燃气涡轮翼型件的方法包括：通过增材制造技术形成零件，使用热等静压成形处理零件，对零件定向再结晶以赋予定向晶粒结构。顺序地增加粘结涂层和热粘结涂层以完成工艺。
前述段落的方法可以任选地额外地和/或可选地包括下列特征、构型和/或附加组件的任何一个或多个。
该方法使用包括以下过程的增材制造系统：在具有建造板的熔化单元中使用STL文件，在板上放置一个粉末直径厚的超合金粉末以及形成STL图案，接着是也根据顺序的STL图案熔化重复的粉末层，直至完成翼型件。
用于这个方法的特定增材制造系统可以是电子束熔炼或直接金属激光烧结。
该方法的STL文件由被切成约50μ至70μ厚的薄层的CAD文件生成。
在形成零件之后，该方法可包括移除粉末和验证通道。
超合金可以是来自多晶和单晶合金粉末。
该方法在翼型件中形成具有选自椭圆体、蛇状、层状、堆叠和迷宫中的至少一个的形状的通道。
翼型件中的通道具有不大于0.015英寸(0.0381cm)的直径。
翼型件具有通过STL文件的使用形成的内部冷却通道和熔化单元，熔化单元为整个STL文件熔化多个一个超合金粉末厚的层，每次一层直至形成翼型件以及移除未熔化的粉末。
前述段落的翼型件可以任选地额外地和/或可选地包括下列特征、构型和/或附加组件的任何一个或多个。
熔化单元可以是电子束熔炼或直接金属激光烧结。
通过转换翼型件的CAD文件以及将CAD文件切成薄层形成STL文件，CAD文件薄层约50μ至约70μ厚。
在验证内部通道为敞开的之后，翼型件经历定向再结晶。
使用选自多晶粉末和单晶粉末的超合金粉末形成翼型件。
翼型件中的通道可具有选自椭圆体、蛇状、层状、堆叠和迷宫中的至少一个的形状。
在验证通道为敞开的之后，翼型件中的通道可用磨粉浆洗涤以减小表面粗糙度。
翼型件中的通道具有不大于约0.015英寸(0.0381cm)的直径。
燃气涡轮超合金翼型件具有内部冷却通道，内部冷却通道具有选自椭圆体、蛇状、层状、堆叠和迷宫中的至少一个的形状以及不大于约0.015英寸(0.0381cm)的横截面尺寸。
前述段落的翼型件可以任选地额外地和/或可选地包括下列特征、构造和/或附加组件中的任何一个或多个。
翼型件由选自多晶和单晶粉末的超合金粉末形成。
翼型件可以被定向再结晶。
翼型件通道可包含挡器。

Claims (27)

1.一种制造燃气涡轮发动机的涡轮部分组件的方法，所述方法包括：
使用超合金粉末通过增材制造形成所述涡轮部分组件以形成具有位于所述涡轮部分组件的外表面附近的内部冷却通道的所述涡轮部分组件；
对所述涡轮部分组件热等静压成型以增强机械性能；
对所述涡轮部分组件定向再结晶以在所述涡轮部分组件中引入定向晶粒结构；
在所述表面上形成粘结涂层；以及
在所述粘结涂层上沉积热障层。
2.如权利要求1所述的方法，其中通过增材制造形成所述涡轮部分组件包括：
将STL文件载入具有建造板的熔化单元，所述STL文件具有切片，所述切片限定具有用于气体流动的内部冷却通道的所述涡轮部分组件；
将超合金粉末层放置在所述熔化单元中的所述建造板上；
将能量束引导到所述建造板上的所述粉末以选择性地将所述粉末熔化成来自所述STL文件的二维切片形状；
将所述建造板降低等于一个超合金粉末层的厚度的距离；以及
在现有层上增加新的粉末层并将所述粉末熔化成来自所述STL文件的下一个二维切片的形状，以及用额外的粉末层重复直至来自STL文件的所有二维切片都已经用于形成具有多个填充有未熔化粉末的层状通道的翼型件。
3.如权利要求2所述的方法，其中所述熔化单元选自电子束熔炼单元和直接金属激光烧结单元。
4.如权利要求2所述的方法，其中通过转换所述翼型件的CAD文件以及将所述CAD文件切成50μ至70μ厚的切片形成所述STL文件。
5.如权利要求2所述的方法，其进一步包括移除未熔化的粉末以及验证所述内部冷却通道为敞开的步骤。
6.如权利要求1所述的方法，其中所述超合金粉末选自多晶粉末和单晶粉末。
7.如权利要求1所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有椭圆体形的形状。
8.如权利要求1所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有蛇状的形状。
9.如权利要求1所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有层状的形状。
10.如权利要求1所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有堆叠的形状。
11.如权利要求1所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有迷宫的形状。
12.如权利要求1所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的所述内部冷却通道具有不大于0.015英寸的直径。
13.一种形成具有内部冷却通道的翼型件的方法，所述方法包括：
将STL文件加载入具有建造板的熔化单元，所述STL文件具有限定具有内部冷却通道的燃气涡轮翼型件的切片；将超合金粉末层放置在所述熔化单元中的所述建造板上；
将能量束引导到所述建造板上的粉末以将所述粉末熔化成来自所述STL文件的二维切片的形状；
在现有层上增加新的粉末层并将所述粉末熔化成来自所述STL文件的下一个二维切片的形状，以及用额外的粉末层重复直至来自STL文件的所有二维切片都已经用于形成具有多个填充有未熔化粉末的内部冷却通道的所述翼型件；以及
从所述内部冷却通道移除未熔化的粉末。
14.如权利要求13所述的方法，其中所述熔化单元选自电子束熔炼单元和直接金属激光烧结单元。
15.如权利要求13所述的方法，其中通过转换所述翼型件的CAD文件并将所述CAD文件切成薄切片来形成所述STL文件，所述CAD文件薄切片为50μ至70μ厚。
16.如权利要求13所述的方法，其进一步包括验证所述内部冷却通道为敞开的之后对所述翼型件的定向再结晶。
17.如权利要求13所述的方法，其中所述超合金粉末选自多晶粉末和单晶粉末。
18.如权利要求13所述的方法，其中所述翼型件中的所述通道具有椭圆体形的形状。
19.如权利要求13所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有蛇状的形状。
20.如权利要求13所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有层状的形状。
21.如权利要求13所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有堆叠的形状。
22.如权利要求13所述的方法，其中所述涡轮部分组件中的内部冷却通道具有迷宫的形状。
23.如权利要求13所述的方法，其中在验证所述通道为敞开的之后，使用磨粉浆洗涤所述通道以减小表面粗糙度。
24.如权利要求13所述的方法，其中所述翼型件中的所述通道具有不大于0.015英寸的直径。
25.一种根据权利要求1-24中任一项所述的方法制造的具有内部冷却通道的燃气涡轮翼型件，所述翼型件包括：
具有横截面尺寸不大于0.015英寸的内部冷却通道的增材制造的超合金翼型件主体。
26.如权利要求25所述的翼型件，其中所述翼型件主体是由定向再结晶的超合金形成的。
27.如权利要求25所述的翼型件，其中所述内部冷却通道包含挡器。
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