CN109550949B - 一种制造包含两种不同超合金的部件的方法 - Google Patents

一种制造包含两种不同超合金的部件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109550949B
CN109550949B CN201811112854.3A CN201811112854A CN109550949B CN 109550949 B CN109550949 B CN 109550949B CN 201811112854 A CN201811112854 A CN 201811112854A CN 109550949 B CN109550949 B CN 109550949B
Authority
CN
China
Prior art keywords
superalloy
layer
weight content
weight
depositing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811112854.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109550949A (zh
Inventor
塞巴斯蒂安·约恩·普泽
赫夫·安托万·弗里德里克·西斯
让-弗朗索瓦·卡斯塔尼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN109550949A publication Critical patent/CN109550949A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109550949B publication Critical patent/CN109550949B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/25—Direct deposition of metal particles, e.g. direct metal deposition [DMD] or laser engineered net shaping [LENS]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y70/00—Materials specially adapted for additive manufacturing
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C1/00—Making non-ferrous alloys
    • C22C1/04—Making non-ferrous alloys by powder metallurgy
    • C22C1/0433—Nickel- or cobalt-based alloys
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
    • C23C14/14—Metallic material, boron or silicon
    • C23C14/16—Metallic material, boron or silicon on metallic substrates or on substrates of boron or silicon
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/22—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the process of coating
    • C23C14/24—Vacuum evaporation
    • C23C14/28—Vacuum evaporation by wave energy or particle radiation
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • C23C4/123—Spraying molten metal
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F12/00—Apparatus or devices specially adapted for additive manufacturing; Auxiliary means for additive manufacturing; Combinations of additive manufacturing apparatus or devices with other processing apparatus or devices
    • B22F12/50—Means for feeding of material, e.g. heads
    • B22F12/53—Nozzles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F12/00—Apparatus or devices specially adapted for additive manufacturing; Auxiliary means for additive manufacturing; Combinations of additive manufacturing apparatus or devices with other processing apparatus or devices
    • B22F12/50—Means for feeding of material, e.g. heads
    • B22F12/58—Means for feeding of material, e.g. heads for changing the material composition, e.g. by mixing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2999/00—Aspects linked to processes or compositions used in powder metallurgy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明提出一种制造超合金部件(10)的方法，该部件包括第一部分(12)和第二部分(14)，第一部分(12)包括大部分重量的第一超合金(A)，第二部分(14)包括大部分重量的不同于第一超合金的第二超合金(B)，第二部分从第一部分延伸，该方法包括通过直接金属沉积方法(DMD)将第二部分沉积在第一部分的表面(18)上，沉积第二部分包括至少在所述表面上沉积第一层(16a)，然后在第一层上沉积第二层(16b)，第一层包含第一和第二超合金(A、B)，第一层呈现第一超合金的重量含量严格大于第二层中第一超合金的重量含量，并严格小于第一部分第一超合金的重量含量，第二层呈现第二超合金的重量含量严格大于第一层中第二超合金的重量含量。

Description

一种制造包含两种不同超合金的部件的方法
背景技术
本发明涉及制造超合金部件方法的一般领域。本发明更具体地但非排他性地应用于制造超合金涡轮机壳体，例如，包括用于环形扇形部分或密封部分的附接部分，该附接部分朝向所述壳体的内部径向延伸。
航空涡轮发动机通常包括所谓的“热”部分，其位于燃烧室的下游(其中“上游”和“下游”相对于通过涡轮发动机的气流的流动方向来确定)，其中热部分包括高压涡轮机和低压涡轮机。在已知的方式中，高压涡轮机包括高压转子轴，其驱动位于上游的高压压缩机的旋转，并且低压涡轮机包括驱动风扇和低压压缩机旋转的低压转子轴。
涡轮机在相应的涡轮机壳体的外侧径向被限定。涡轮机壳体包括环形主要部分，该环形主要部分可以任选地扇形分区，并且它还可以包括形成密封部分的次要部分，或者用于环形扇形部分的附接部分，例如突出部、凸缘或钩，附接部分从壳体的内表面朝向热气流动通道的内部径向延伸。这些次要部分承受的温度高于位于通道周边的壳体的主要部分承受的温度。因此，次要部分需要由适于承受大的热机械应力的材料制成，所述大的热机械应力是所述材料应承受的。因此，在机械强度和承受高温的能力方面的要求在壳体的主要部分和其次要部分之间是不同的。
在已知的方式中，超合金，例如基于镍的超合金，用于制造涡轮机的部件。为了将上述壳体制造为单件，通常需要用相同的材料形成环形主要部分和次要部分，并且由于必须使用最高性能的超合金材料来制造整个部件，因此可以发现它是昂贵的。具体地说，能够承受通道内温度的那些高性能超合金通常比足以形成壳体的环形部分的超合金更昂贵并且在制造期间更难以加工。而且，通常难以使用铸造来加工那些能够承受通道内环境条件的高性能超合金。
因此，需要一种廉价且易于执行的制造方法，并且可以获得包括由不同超合金制成的多个部分的部件。
目的及发明内容
因此，本发明的主要目的是通过提出一种制造超合金部件的方法来减少这些缺点，该部件包括第一部分和第二部分，第一部分包括大部分重量的第一超合金，第二部分包括大部分重量的不同于第一超合金的第二超合金，第二部分从第一部分延伸，该方法包括通过直接金属沉积方法(DMD)将第二部分沉积在第一部分的表面上，沉积第二部分包括至少在所述表面上沉积第一层，然后在第一层上沉积第二层，第一层包含第一和第二超合金，第一层呈现第一超合金的重量含量严格大于第二层中第一超合金的重量含量，并严格小于第一部分第一超合金的重量含量，第二层呈现第二超合金的重量含量严格大于第一层中第二超合金的重量含量。
换句话说，第二部分包括第一和第二超合金，并且可以在第一超合金和第二超合金之间呈现组分梯度，使得离开沉积有第二部分的第一部分的表面上后第一超合金的重量含量减少，第二超合金的重量含量增加。术语“直接金属沉积”(DMD)用于表示增材制造方法，其中具有高能束(例如电子束或激光束)沉积头，与金属线或金属粉末聚焦流相遇，以熔化金属并沉积以这种方式熔化的金属滴，从而在表面上形成熔融金属浴。
浴的冷却使得能够逐渐形成层。沉积头可以移动，以便逐层构建将要制造的部件的部分。DMD方法也称为“直接能量沉积”法(DED)。
术语“大部分重量”用于表示重量含量为至少50％。在一种实施方式中，第一部分包含至少75％重量的第一超合金或实际上至少90％重量的第一超合金。在一种实施方式中，第二部分包含至少75％重量的第二超合金或实际上至少90％重量的第二超合金。
第一和/或第二层中的每一层可包括多个子层，所述子层具有相同的第一和第二超合金的重量含量。特别地，沉积第一层的步骤和/或沉积第二层的步骤可各自包括沉积多个子层，这些子层具有相同的第一和第二超合金的重量含量。换句话说，可以通过利用沉积头执行多次连续通过来沉积层，每次通过使得能够沉积子层。
本发明方法的优点在于，它使得可以获得具有对应于不同超合金的两个部分的单件部件，并且使用DMD方法易于执行。举例来说，因此可以使更昂贵并且呈现更好的热机械性能的超合金用于第二部分，以及更便宜且易于制造的超合金用于第一部分。特别是由于在第二部分中存在第一和第二层，第一和第二层用作第一超合金和第二超合金之间的匹配层，本发明的方法成为可能。换句话说，作为第一和第二层的结果，在第一部分和第二部分之间存在组分梯度。这用于改善第一部分和第二部分之间的热机械兼容性。而且，本发明的方法使得可以使用DMD在已经制造的第一部分上来制造复杂形状的第二部分，该第一部分也可以呈现复杂的形状。
在一种实施方式中，沉积第二部分可包括在第二层上沉积第三层，第三层呈现第一超合金的重量含量为零或严格小于第二层中第一超合金重量的含量，以及第二超合金的重量含量严格大于第二层中第二超合金的重量含量。这使得第一部分和第二部分之间的组分梯度能够更加渐进，从而进一步改善两个部分之间的热机械兼容性。当然，第二部分可以包括更多数量的层，这取决于其尺寸和形状。
在一种实施方式中，第一和第二超合金可以是镍基超合金，其呈现钛和铝的非零重量含量，第一超合金中铝和钛的重量含量之和严格小于3％，及第二超合金中铝和钛的重量含量之和大于或等于3％。术语“镍基”用于表示合金中的镍重量含量大于或等于50％。满足该定义的第一超合金族具有比满足该定义的第二超合金族更便宜且更容易加工的优点。然而，满足该定义的第二超合金族具有的热机械特性优于满足该定义的第一超合金族的热机械特性。
在一种实施方式中，第一超合金可以是镍基超合金，其中铝的重量含量在0.1％至0.9％的范围内，及钛的重量含量在0.5％至2.5％的范围内，第二种超合金是一种镍基超合金，其铝的重量含量在1％至4.8％的范围内，及钛的重量含量在2.6％至4％的范围内。
通常，第一超合金可以是任何已知的类型，例如，基于钴、铁、钛或铝。
在一种实施方式中，第一超合金可选自以下商业参考：C-263，
Figure BDA0001809648300000031
718。
在一种实施方式中，第二超合金可选自以下商业参考：
Figure BDA0001809648300000032
738。
在一种实施方式中，在将第二部分沉积在部件的第一部分的表面上的步骤期间，可以将所述表面加热到400℃至800℃范围内的温度。通过以这种方式加热其上进行沉积的表面，降低了任何破裂的风险，并且更好地控制了在通过DMD沉积第二部分的步骤期间金属的凝固。温度必须足够高以避免由于温度梯度过高而开裂，但为了避免超合金的劣化，温度必须不能太高。
在一种实施方式中，第一部分的表面可以通过感应加热。这种有利的设置使得能够仅在第二部分要沉积在第一部分上的情况下进行加热。举例来说，可以在靠近要在其上进行沉积的表面设置圆形感应线圈。
该部件的第一部分构成燃气涡轮机壳体的至少一部分，并且该部件的第二部分可以构成用于连接环形扇形部分或密封部分的附接部分，该第二部分径向朝向所述壳体的内部延伸。特别地，第一部分可以构成单件或者扇形分区的壳体。举例来说，附接部分可以构成凸缘，钩子或突出部。
在一种实施方式中，第二部分可以通过激光金属沉积法(LMD)或通过电子束金属沉积法(EBMD)来沉积。
在一种实施方式中，部件的第一部分可以通过铸造或通过增材制造获得。
在一种实施方式中，部件的第一部分可以通过锻造获得。
在一种实施方式中，通过使用粉末将第二部分沉积在第一部分的表面上。特别地，为了形成具有第一和第二超合金的不同重量含量的层，可以使用受控的粉末混合物。在一个变型中，可以通过使用一根或多根金属线来沉积第二部分。
附图说明
本发明的其他特征和优点从以下参考附图的描述中体现，附图示出了没有限制特征的实施方式。在图中：
图1是示出航空涡轮发动机的示意图；
图2A和2B是剖视图，示出了通过本发明的实施方式中的方法获得的涡轮发动机壳体的一部分；和
图3A至3D示出了本发明实施方式中的各个步骤。
具体实施方式
图1非常示意性地示出了航空涡轮发动机1，例如，旁路涡轮喷气发动机从气流通过涡轮发动机的流动方向的上游到下游包括：涡轮发动机入口处的风扇1、压缩机2、燃烧室3、高压涡轮机4、低压涡轮机5，高压和低压涡轮机分别通过相应的同心轴分别连接到压缩机2和风扇1。因此，涡轮发动机1以轴线X为中心，上述同心轴也在轴线X上居中。轴向和径向方向DA和DR以及相关术语“内”，“外”及派生物相对于该轴线X定义。
涡轮发动机容纳在壳体内，壳体包括对应于发动机的不同元件的多个部分。因此，高压和低压涡轮机4和5中的每一个被相应的涡轮机壳体10包围。本发明在其制造这些涡轮机壳体10中的一个的应用中进行了说明。应该注意到本发明可以适用于需要在部件的不同部分使用不同材料的任何部件，这些部件的不同部分承受不同的热机械应力。
图2A是非常示意性的剖视图，示出了可以通过本发明的方法获得的涡轮机壳体10，例如，用于航空涡轮发动机1的高压涡轮机4或低压涡轮机5的壳体(出于简洁的原因仅示出了壳体10的一半)。壳体10包括第一部分12，在该示例中为环形壁，以及从第一部分12延伸的第二部分14。在该示例中，第二部分14构成钩子，在该钩子上可以紧固例如涡轮环形扇形部分或其他附件。第二部分14从壳体的第一部分12的内表面18朝向内侧径向延伸。在该实例中，第二部分14包括径向部分16和轴向部分18。通过本发明的方法获得的壳体10的第一部分12包括大部分重量的第一超合金，而壳体10的第二部分14包括大部分重量的不同于第一超合金的第二超合金。在该具体实例中，在承受通道中施加的高温和机械应力方面，使用性能高于第一超合金的第二超合金是有利的。
在该实例中，第一超合金可以是选自以下商业参考的镍基超合金：C-263，
Figure BDA0001809648300000051
718。第二超合金可选自具有以下任何商业参考的镍基超合金：
Figure BDA0001809648300000052
Figure BDA0001809648300000053
738。下表列出了这些镍基商用超合金中铝和钛的重量含量范围。
Figure BDA0001809648300000054
图2B是图2A的放大视图，示出了第二部分14。示出了径向部分16的三个层：第一层16a、第二层16b和第三层16c。因此，第二部分14至少包括第一、第二和第三层16a，16b和16c。第一层16a是将第一部分12和第二部分14连接在一起的层，第二层16b位于第一层16a和第三层16c之间。根据本发明，第一层16a同时包括第一和第二超合金，即它具有这两种超合金中每一种的非零重量含量，并且它呈现第一超合金的重量含量严格大于第二层16b中第一超合金的重量含量，且严格小于第一部分12中第一超合金的重量含量；第二层16b呈现第二超合金的重量含量严格大于第一层中第二超合金的重量含量；第三层16c呈现第一超合金的重量含量为零或严格小于第二层16b中第一超合金的重量含量，及第二超合金的重量含量严格大于第二层16b中第二超合金的重量含量。因此，层16a-16c用于在第二部分14中与第一部分12的接合处附近提供或多或少渐进的组分梯度。这极大地减少了第一部分12和第二部分14之间的热机械兼容性问题，而第一部分12和第二部分14由具有不同特性和性能的材料制成，特别是在温度影响下能够承受蠕变或膨胀的能力不同。
在所示的示例中，层16a-16c的每个层的厚度e可以大于或等于0.5毫米(mm)，例如，大于或等于1mm，使得组分梯度在不小于1.5mm的厚度上延伸，例如，大于或等于3毫米。在所示的示例中，层16a-16c具有相等的厚度e，但是在变型中，它们可以呈现不同的厚度。在该示例中，第二部分14包括直接位于第三层16c上的其他层(图中未示出)，其可仅包括第二超合金。
图3A至3D示出了应用于制造如上所述的壳体10的本发明的实施方式中方法的各个步骤。
最初，可得到壳体10的第一部分12，这可以通过任何已知的方法获得，例如通过增材制造、铸造或锻造的方法获得。
此后，第二部分14沉积在第一部分12上，更具体地说，沉积在第一部分12的表面18上。在所示的例子中，表面18a位于壳体10的内表面上。根据本发明，为了沉积第二部分14，使用直接金属沉积(DMD)方法。在所示的示例中，使用激光金属沉积(LMD)方法。通过第一供应物22和第二供应物24向沉积头20供给金属粉末。第一供应物22包含第一超合金A的粉末，而第二供应物24包含第二超合金B的粉末。在该实例中，沉积头20构造为形成粉末喷射流，其聚焦在激光束上以沉积熔融金属滴。沉积头20还构造成沉积供应物22和24中包含的粉末的混合物，以沉积包含第一超合金A和第二超合金B的受控混合物的层。
沉积第二部分14的步骤包括在第一部分12的表面18上沉积第一层16a(图3A)。在当前示出的实例中，第一层16a由重量含量为75％的第一超合金A和重量含量为25％的第二超合金B构成。然后，沉积步骤还包括在第一层16a上沉积第二层16b(图3B)。在当前示出的示例中，第二层16b由重量含量为50％的第一超合金A和重量含量为50％的第二超合金B构成。在所示的示例中，第三层16c沉积在第二层16b上并且同样包括超合金A和B的混合物。特别地，第三层16c由重量含量为25％的第一超合金A和重量含量为75％的第二超合金B构成。
最后，图3D示出了沉积第二部分14的剩余部分的开始，特别是其径向部分16的其余部分。为了继续沉积第二部分14，因此可以仅使用第二超合金B。
在将第二部分14沉积在第一部分12上的步骤期间，加热其上沉积有第二部分14的表面18是有利的，以便控制温度梯度并避免层太快地冷却。举例来说，表面18可以被加热到400℃至800℃范围的温度。这种加热可以通过定位感应加热线圈或(“电感器”)进行感应来进行，例如，将圆形电感器围绕待加热的表面18。
因此，本发明的方法能够以具有由不同超合金构成部分的单件形式获得部件，并且以比已知方法更简单且更便宜的方式进行。
应当注意到，在本公开的示例中，出于简化的原因，术语“层”用于表示在给定厚度上延伸并且由单一材料或材料混合物构成的部件的区域。因此，可以当持续沉积相同的材料或材料混合物时使用沉积头的多次通过来制造层。
在整个公开内容中，术语“位于......范围内......”应理解为包括边界。

Claims (8)

1.一种制造超合金部件(10)的方法，该部件包括第一部分(12)和第二部分(14)，第一部分(12)包括大部分重量的第一超合金(A)，第二部分(14)包括大部分重量的不同于第一超合金的第二超合金(B)，第二部分从第一部分延伸，该方法包括通过直接金属沉积方法(DMD)将第二部分沉积在第一部分的表面(18)上，沉积第二部分包括至少在所述表面上沉积第一层(16a)，然后在第一层上沉积第二层(16b)，第一层包含第一和第二超合金(A、B)，第一层呈现第一超合金的重量含量严格大于第二层中第一超合金的重量含量，并严格小于第一部分第一超合金的重量含量，第二层呈现第二超合金的重量含量严格大于第一层中第二超合金的重量含量；
部件的第一部分(12)构成燃气涡轮机壳体(10)的至少一部分，部件的第二部分(14)构成用于连接环形扇形部分或密封部分的附接部分，第二部分径向朝向所述壳体的内部延伸；
其中，第一和第二超合金(A，B)是镍基超合金，其中钛和铝的重量含量为非零含量，第一超合金中铝和钛的重量含量之和严格地小于3％，并且第二超合金中铝和钛的重量含量之和大于或等于3％。
2.根据权利要求1的方法，其中，沉积第二部分(14)包括在第二层(16b)上沉积第三层(16c)，第三层呈现第一超合金(A)的重量含量为零或者严格地小于第二层中第一超合金的重量含量，并呈现第二超合金(B)的重量含量严格大于第二层中第二超合金的重量含量。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，第一超合金(A)是镍基超合金，其中铝的重量含量在0.1％至0.9％的范围内，钛的重量含量在0.5％至2.5％的范围内，第二超合金(B)是镍基超合金，其中铝的重量含量在1％至4.8％的范围内，钛的重量含量在2.6％至4％的范围内。
4.根据权利要求1的方法，其中，在将第二部分(14)沉积在部件的第一部分(12)的表面(18)上的步骤中，所述表面被加热到400℃到800℃的温度范围内。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，第一部分(12)的表面(18)通过感应加热。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，第二部分(14)通过激光金属沉积法(LMD)或通过电子束金属沉积法(EBMD)进行沉积。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，部件的第一部分(12)通过铸造或通过增材制造获得。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，部件的第一部分(12)通过锻造获得。
CN201811112854.3A 2017-09-25 2018-09-25 一种制造包含两种不同超合金的部件的方法 Active CN109550949B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1758825 2017-09-25
FR1758825A FR3071516B1 (fr) 2017-09-25 2017-09-25 Procede de fabrication d'une piece comprenant deux superalliages differents

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109550949A CN109550949A (zh) 2019-04-02
CN109550949B true CN109550949B (zh) 2023-02-17

Family

ID=61003090

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811112854.3A Active CN109550949B (zh) 2017-09-25 2018-09-25 一种制造包含两种不同超合金的部件的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10697324B2 (zh)
EP (1) EP3466567A1 (zh)
CN (1) CN109550949B (zh)
FR (1) FR3071516B1 (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3323714B1 (en) * 2016-11-21 2019-07-03 Ratier-Figeac SAS Propeller counterweight
FR3098849B1 (fr) * 2019-07-16 2022-10-14 Safran Aircraft Engines Carter amélioré de module d’aéronef

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016032953A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 The Regents Of The University Of Michigan Apparatus and method for direct writing of single crystal super alloys and metals
EP3128129A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-08 General Electric Company Hybrid metal compressor blades
FR3044944A1 (fr) * 2015-12-14 2017-06-16 Snecma Dispositif et procede pour la fabrication d'une piece tridimensionnelle par fusion selective sur lit de poudre
CN107107194A (zh) * 2014-11-14 2017-08-29 赛峰航空器发动机 涡轮发动机部件的制造方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2868467B1 (fr) * 2004-04-05 2006-06-02 Snecma Moteurs Sa Carter de turbine a crochets refractaires obtenu par procede mdp
US8618434B2 (en) * 2010-03-22 2013-12-31 Siemens Energy, Inc. Superalloy repair welding using multiple alloy powders
US9527162B2 (en) * 2011-11-07 2016-12-27 Siemens Energy, Inc. Laser additive repairing of nickel base superalloy components
WO2014158600A1 (en) * 2013-03-14 2014-10-02 United Technologies Corporation Compressor case snap assembly
US20150132601A1 (en) * 2013-11-08 2015-05-14 Gerald J. Bruck Superalloy material deposition with interlayer material removal
US20170051625A1 (en) * 2015-08-17 2017-02-23 United Technologies Corporation Blade outer air seal component with varying thermal expansion coefficient
US10378087B2 (en) * 2015-12-09 2019-08-13 General Electric Company Nickel base super alloys and methods of making the same

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016032953A1 (en) * 2014-08-26 2016-03-03 The Regents Of The University Of Michigan Apparatus and method for direct writing of single crystal super alloys and metals
CN107107194A (zh) * 2014-11-14 2017-08-29 赛峰航空器发动机 涡轮发动机部件的制造方法
EP3128129A1 (en) * 2015-08-07 2017-02-08 General Electric Company Hybrid metal compressor blades
FR3044944A1 (fr) * 2015-12-14 2017-06-16 Snecma Dispositif et procede pour la fabrication d'une piece tridimensionnelle par fusion selective sur lit de poudre

Also Published As

Publication number Publication date
US10697324B2 (en) 2020-06-30
US20190093510A1 (en) 2019-03-28
CN109550949A (zh) 2019-04-02
FR3071516B1 (fr) 2022-07-29
EP3466567A1 (fr) 2019-04-10
FR3071516A1 (fr) 2019-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109550949B (zh) 一种制造包含两种不同超合金的部件的方法
US20180312946A1 (en) Metal alloy for additive manufacturing of machine components
US8043684B2 (en) Low transient and steady state thermal stress disk shaped components
CN110214218A (zh) 带有附加核心的涡轮星形框架
US11111823B2 (en) Turbine ring assembly with inter-sector sealing
JP2014163389A (ja) 被冷却物品
CN109026205B (zh) 用于cmc结构的cte匹配的吊架
US20190022753A1 (en) Method for producing a component, and device
EP3214274B1 (en) Encapsulated cooling for turbine shrouds
US10822963B2 (en) Axial flow cooling scheme with castable structural rib for a gas turbine engine
CN107466337A (zh) 双合金动叶
US20070086896A1 (en) Turbomachine rotor including at least one disk reinforced by a composite ring
US9945239B2 (en) Vane carrier for a compressor or a turbine section of an axial turbo machine
KR20190108126A (ko) 버너를 위한 공기 채널 구조체 및 연료 채널 구조체를 갖는 버너 팁 및 상기 버너 팁을 제조하기 위한 방법
US20180361479A1 (en) Method for manufacturing a component of a rotating machine
CN104937216A (zh) 包括具有嵌装加强结构的内平台的用于引导流经涡轮机的流动的固定扩散器叶片组件及相关涡轮机和制造方法
EP3837387B1 (en) High-performance metal alloy for additive manufacturing of machine components
EP3396108B1 (en) Method of providing a cooling structure for a gas turbine hot gas path component
EP3421727A1 (en) Turbine vane carrier of a gas turbine and a gas turbine comprising such turbine vane carrier
US10054000B2 (en) Turbine casing made of two materials
US20220282636A1 (en) Bi-metal variable geometry turbocharger vanes and methods for manufacturing the same using laser cladding

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant