CN110536772A - 制造涡轮翼型件及其末梢构件的方法 - Google Patents

制造涡轮翼型件及其末梢构件的方法 Download PDF

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Abstract

描述了制造或修理涡轮叶片或导叶的方法。典型地通过在陶瓷模具中铸造来制造这些涡轮构件的翼型件部分，并且由铸造的翼型件和至少陶瓷芯体构成的表面用作用于随后的对末梢部分进行增材制造的工艺的构建表面。通过移除翼型件和芯体的顶部部分或通过在翼型件和芯体的顶部上放置超薄垫片来形成构建表面。随后移除由垫片突出的悬突部。这些方法不限于涡轮发动机应用，而是可应用于可受益于铸造和增材制造工艺的任何金属物体。本公开还涉及通过这些方法制备的成品和中间产品。

Description

制造涡轮翼型件及其末梢构件的方法
技术领域
本公开大体上涉及一种制造或修理中空金属物体的方法。更具体地，使用增材制造(AM)技术或AM技术与熔模铸造技术的混合体来制备中空金属物体。在制造方法中利用的AM技术不限于直接金属激光熔化(DMLM)或任何其它激光粉末床熔合增材制造。所产生的中空金属物体尤其可用作飞行器发动机或其它发电涡轮的构件，例如叶片或定子导叶。
背景技术
超级合金材料由于其对焊接凝固破裂和应变时效破裂的敏感性而成为最难焊接的材料之一。如本文中使用的用语“超级合金”意指在高温下具有优异的机械强度和抗蠕变性的高度抗腐蚀且抗氧化的合金。超级合金典型地包括高的镍或钴含量。超级合金的示例包括在以下商标和品牌名称下出售的合金：Hastelloy、Inconel合金(例如，IN 738、IN792、IN 939)、Rene合金(例如，Rene N5、Rene 80、Rene 142、Rene 195)、Haynes合金、MarM、CM 247、CM 247 LC、C263、718、X-750、ECY 768、282、X45、PWA 1483和CMSX(例如CMSX-4)单晶合金。
通常通过在短效陶瓷芯体周围铸造超级合金材料然后将陶瓷芯体移除以在叶片中形成冷却室和通道来制造燃气涡轮翼型件(旋转叶片和固定导叶两者)。典型地由高强度的超级合金金属材料制造这些涡轮叶片涉及最初制造精密陶瓷芯体以适形于涡轮叶片内部所期望的复杂冷却通路。还形成精密模子或模具，其限定涡轮叶片的精确3-D外部表面，包括其翼型件、平台和一体的燕尾榫。图1中显示了这样的模具结构10的示意图。陶瓷芯体11被组装在两个模子半部的内部，两个模子半部在其之间形成空间或空隙，该空间或空隙限定叶片的得到的金属部分。将蜡注入到组装的模子中，以填充空隙并包围封装在其中的陶瓷芯体。将两个模子半部分开并将其从模制蜡移除。模制蜡具有期望的叶片的精确构造，并然后利用陶瓷材料来涂覆以形成包围的陶瓷壳12。然后，蜡熔化并将其从壳12移除，从而在陶瓷壳12与内部陶瓷芯体11和末梢气室(plenum)14之间留下对应的空隙或空间13。然后，将熔化的超级合金金属浇注到壳中以填充其中的空隙，并再次封装容纳在壳12中的陶瓷芯体11和末梢气室14。熔化的金属冷却并凝固，且然后适当地移除外部壳12以及内部芯体11和末梢气室14，从而留下在其中找到内部冷却通路的期望的金属涡轮叶片。为了提供用于经由浸出工艺而移除陶瓷芯体材料的路径，提供了球形斜槽15和末梢销16，其在浸出时在涡轮叶片内形成随后必须通过铜焊来封闭的球形斜槽和末梢孔。
美国专利申请公布No. 2010/0200189(转让给通用电气公司)公开了一种如下的方法：如图2A和图2B中所显示的，可通过该方法来封闭翼型件18的外端。在第一步骤中，如图2A中所显示的，精确地限定翼型件18的横截面形状的末梢板50放置在翼型件18的外端上(没有陶瓷铸造模具)，与外壁19接触。末梢板50通过激光焊接而结合到外壁19。然后将激光能量从端部或外围边缘对准末梢板50(参见图2A中的箭头“W”)，以便产生贯穿焊缝并使末梢板50的外围熔合至外壁19。接下来，如图2B中所显示的，通过自由成型激光制造工艺来形成末梢壁34，在该工艺中，熔化的合金粉末通过一次或多次经过而沉积在末梢板50上。
在另一方面，美国专利申请公布No. 2010/0200189描绘了通过备选方法形成的翼型件18''。图3A示出了具有外壁19''的处于铸造状况(没有陶瓷铸造模具)下的翼型件18''。翼型件18''的内部填充有合适的金属合金粉末68，将金属合金粉末68刮平或以其它方式使其与外壁19''的外端齐平。通过将激光能量对准粉末68(以图3A中的箭头“L”示意性地显示)而使粉末68烧结在一起并结合到外壁19''。图3B描绘了在粉末68已烧结成完整的末梢盖36''并且移除了多余的粉末68之后的翼型件18''。如图3C中所显示的，一旦形成末梢盖36''，就使用自由成型激光制造工艺在末梢盖36''的顶部上形成末梢壁34''。
美国专利申请公布No. 2015/0034266A1(转让给Siemens Energy公司)描述了一种制造涡轮叶片的方法，在该方法中，叶片的腔还填充有用于随后形成叶片末梢的支承材料。如图4中所显示的，方法80包括步骤82，在该步骤中，超级合金涡轮叶片最初被铸造成没有叶片末梢盖但具有末梢壁。在步骤84处，将支承元件放置在叶片的腔中。然后在步骤86处，横跨开口而将包括金属粉末的添加的填充材料支承在支承元件上。接下来在步骤88处，能量束横过添加的填充材料，以使材料熔化且由此横跨叶片末梢而形成超级合金盖，且超级合金盖熔合到现有的叶片末梢壁。方法80进一步包括步骤90：经由增材焊接而在盖的外围周围构建沿径向延伸的凹槽状(squealer)脊。
鉴于前述内容以及当前的叶片和导叶的寿命往往有限(尤其在其末梢处，而更换末梢非常昂贵)的事实，仍需要制造用于新制造的铸造翼型件和现场返回的修理翼型件的末梢或其它构件的新颖方法。提供耗时更少且更具成本效益的方法将是合乎期望的。例如，将尤其有益的是，提供利用翼型件制造设施中已经存在的材料的方法和/或找到针对这样的材料的新的二次用途的方法，由此避免获取和浪费任何新材料的需要。
发明内容
在第一方面，本发明涉及一种制造金属物体的方法。该方法包括：(a)将液态金属浇注到陶瓷铸造模具中，以在液态金属凝固时形成铸造构件；(b)移除陶瓷铸造模具和铸造构件的部分，以形成铸造构件的表面部分和陶瓷铸造模具的表面部分；(c)将金属粉末的层沉积到表面部分上；(d)照射金属粉末的至少部分以形成熔合层；以及(e)重复步骤(c)-(d)，直到形成金属物体为止。优选地，表面部分是平面型表面。
在一些实施例中，陶瓷铸造模具包括陶瓷壳和陶瓷芯体，其中至少一个内腔在壳与芯体之间。因此，该方法的实施例进一步包括在步骤(b)之前移除陶瓷壳。
在某些实施例中，该方法进一步包括处理表面以防止陶瓷污染。优选地，通过抽真空、利用碱性介质、利用保护层或通过这些方式的组合来处理表面。
在某些实施例中，在存在感应加热、辐射加热或两者的组合的情况下执行该方法的步骤(c)-(e)。
优选地，金属物体为叶片或导叶，并且铸造构件为翼型件。
在第二方面，本发明涉及一种制造涡轮叶片或导叶的方法。
在第三方面，本发明涉及铸造的金属涡轮叶片或导叶工件，其包括：具有陶瓷芯体的金属叶片或导叶部分；以及工件的基本上平面的顶部表面，其包括金属部分和陶瓷部分。
在一个实施例中，陶瓷芯体填充金属叶片或导叶的内腔。
在一个实施例中，叶片或导叶进一步由陶瓷壳包围。
在一个实施例中，铸造的金属涡轮叶片进一步包括用于防止陶瓷污染的保护层。
附图说明
图1是显示用于通过常规熔模铸造工艺制备的具有球形斜槽的芯体-壳模具的常规方案的示例的示意图。
图2A和图2B是显示制造叶片末梢的现有技术方法的示意图，在该方法中，将末梢板添加至铸造的翼型件(移除了陶瓷铸造模具)，将末梢壁构建在末梢板上。
图3A、图3B和图3C是显示制造叶片末梢的另一现有技术方法的示意图，在该方法中，铸造的翼型件(移除了陶瓷铸造模具)使其中空内部填充有金属合金粉末，直到粉末与外壁的外端齐平为止，粉末烧结以形成末梢盖，然后将末梢壁构建在末梢盖上。
图4是描绘叶片末梢的又一现有技术方法的流程图，在该方法中，铸造的翼型件(没有陶瓷铸造模具)使其中空内部填充有支承元件，接着横跨叶片末梢而填充添加的填充材料。横跨添加的填充材料而施加能量以使材料熔化，以横跨叶片末梢而形成超级合金盖，并且使超级合金盖熔合到现有的叶片末梢壁。
图5A显示了根据本发明的实施例的具有外部壳和内部芯体的陶瓷铸造模具，其中一个或多个内腔在壳与芯体之间。
图5B显示了使图5A的陶瓷铸造模具的内腔填充有液态金属以铸造翼型件。
图5C显示了对图5B的液态金属填充的陶瓷铸造模具的部分进行磨削以形成平坦的或平面型表面。
图5D描绘了根据本发明的实施例的制造叶片末梢的DMLM工艺，在该工艺中，设备配备有外部热控制机构。
图5E是图5D的DMLM工艺的放大图，其显示了金属-陶瓷中间体由构件平移机构支承且进一步由密封件固定，并且其中外部加热机构处于靠近于中间体的位置。
图5F描绘了根据本发明的实施例的制造叶片末梢的DMLM工艺，在该工艺中，DMLM系统配备有用于沉积陶瓷浆料的直接墨水书写(DIW)光刻系统。
图6A显示了根据本发明的实施例的具有外部壳和内部芯体的陶瓷铸造模具，其中一个或多个内腔在壳与芯体之间，在该陶瓷铸造模具中，芯体具有嵌入的见证(witness)特征。
图6B显示了对图6A的陶瓷铸造模具(填充有液态金属)进行磨削，直到见证特征暴露为止。
图7A是具有多个沿周向定向的湍流器的涡轮叶片的剖视图(其中叶片的后侧朝向前)。
图7B是具有多个沿轴向定向的湍流器的涡轮叶片的剖视图(其中叶片的后侧朝向前)。
图8A呈现了具有末梢气室芯体和末梢销的现有技术的陶瓷铸造模具。
图8B呈现了根据本发明的实施例的具有开放式末梢铸件的陶瓷铸造模具。
图9A显示了具有损坏的末梢的现场返回的涡轮叶片。
图9B显示了通过将陶瓷浆料注入到图9A的中空的现场返回的涡轮叶片中来修复内部陶瓷芯体以及可选地修复外部壳。
图10描绘了根据本发明的实施例的修理现场返回的涡轮叶片的方法。
具体实施方式
下文结合附图阐述的详细描述旨在作为对多种构造的描述，而并不旨在仅表示可在其中实践本文中所描述的概念的构造。出于提供对多种概念的透彻理解的目的，详细描述包括具体细节。然而，对本领域技术人员将显而易见的是，可在没有这些具体细节的情况下实践这些概念。例如，本发明提供了用于对金属物体的某些构件进行增材制造的优选方法，并且优选地，这些构件和这些物体用于喷气飞行器发动机的制造中。具体地，根据本发明，可有利地产生单晶、镍基超级合金或元素钛中空金属物体，诸如涡轮叶片和定子导叶。然而，可使用本文中所描述的技术和方法来制备涡轮的其它金属构件。类似地，也可使用本文中所提供的技术和方法来制备其它合适的非涡轮构件。
如在背景技术中所确定的，已知的是，在铸造翼型件和其它部分(例如，叶片根部和导叶耳轴)之后，可通过直接金属激光熔化(DMLM)或电子束熔化(EBM)工艺(诸如，美国专利No. 9064671(转让给Arcam AB并通过引用以其整体结合到本文中)中所描述的EBM工艺)来制造叶片或定子导叶的末梢部分。
在德国专利No. DE 19649865中提供了典型的DMLM工艺的描述，该专利通过引用以其整体结合到本文中。由于DMLM工艺需要构建平台或表面来支持所期望的零件几何形状的制造的事实，因此现有技术的方法通常需要构建定制的末梢板或末梢盖(即，精确地限定翼型件的横截面的该形状)，以不仅封闭翼型件的中空内部，而且用作用于DMLM工艺的表面。
在常规的熔模铸造工艺中使用的陶瓷铸造模具通常被认为是短效材料，其将在浇注的液态金属冷却并凝固之后立即被移除。本发明人已发现，内部陶瓷芯体以及可选的外部壳可简单有效地(elegantly)且方便地用作支承结构，以用于叶片或导叶的末梢或任何其它构件的随后的DMLM形成。如本文中使用的，用语“短效”意指在金属熔化和冷却之后能够例如通过机械工艺、通过流体冲洗、通过化学浸出和/或通过任何其它已知的能够从其位置移除短效材料的工艺而移除。在某些实施例中，当与具有损坏的或磨损的末梢的现场返回的翼型件一起工作时，可将陶瓷浆料注入到翼型件的中空内部或内腔中以重新形成陶瓷芯体。然后，组合的芯体和翼型件提供支承表面，以用于通过DMLM形成更换的末梢。
将陶瓷芯体用作用于随后的增材制造操作的支承结构不仅具有成本效益和时间效益，而且是高度可行的。这是因为陶瓷是化学惰性的，并且具有高强度、高断裂韧性、高弹性模量硬度、高熔点、低热膨胀性、优异的抗磨损性等。这样的物理化学性质使陶瓷成为经得住增材制造工艺的条件(即，高温和高压)的理想材料。此外，在完成制造工艺(即，铸造和印刷)之后，例如通过机械力或化学浸出(例如，在碱性浴中)或优选地两者的组合不难移除陶瓷芯体。本发明的陶瓷铸造模具、芯体、壳和浆料优选地由光聚合陶瓷组成，更优选地由固化的光聚合陶瓷组成。
图5A-5D描绘了根据本发明的制造新铸造的涡轮叶片的方法。首先，如图5A中所显示的，提供了具有外部壳502和内部芯体504的陶瓷铸造模具500。腔506适于在铸造和移除陶瓷铸造模具500时限定涡轮叶片的形状。如在图5B中看到的，在铸造工艺期间，将液态金属508浇注到腔506中，并使液态金属508冷却并凝固以至少形成涡轮叶片的翼型件构件510。在一些实施例中，涡轮叶片的根部或定子导叶的内耳轴和外耳轴也在铸造期间形成(未显示)。接下来，如图5C中所显示的，例如通过磨削、机加工、切割或其它已知技术来移除翼型件510-陶瓷铸造模具500组合的部分。图5C显示了其中使用磨削机刀片或盘来移除翼型件510-陶瓷铸造模具500组合的顶部部分的实施例。结果，显露出平坦的或平面型表面512，并且产生了金属-陶瓷中间体516。平面型表面512用作连续且密封的支承结构，其用于随后在图5D中所显示的制造涡轮叶片的末梢构件的DMLM工艺中沉积原始金属粉末。
根据本发明的叶片或定子导叶的末梢包括有时被称为凹槽状末梢的外围末梢壁和封闭翼型件的内部的末梢盖。然而，在一些实施例中，可消除末梢盖，从而使翼型件具有开放的腔。
在DMLM工艺的最初阶段，通过将激光能量对准沉积在陶瓷-金属构建表面512上的原始金属粉末而使原始金属粉末熔化在一起并结合到翼型件510的外壁。确切的工艺参数可有所不同，以适合具体的应用。在一个实施例中，使用短脉冲红外激光束，其平均功率为1-100 W，脉冲频率为1 Hz至200 kHz。如果激光束与扫描器一起使用，则平移速度或扫描速度为大致5 mm/s(0.197 英寸/s)至大约500 mm/s(19.7英寸/s)。
备选地并且优选地，使用在美国专利No. 8925792(转让给通用电气公司)中公开的结合超级合金的方法来将末梢的第一添加层连结到翼型件510，该美国专利通过引用以其整体结合到本文中。该方法大体上包括：将具有γ'固溶线(gamma-prime solvus)g'1的第一超级合金子构件和具有γ'固溶线g'2的第二超级合金子构件对齐，其中包括至少1.5重量%硼的填充材料设置在第一超级合金子构件与第二超级合金子构件之间；在温度T1下执行第一热处理，其中T1高于填充材料的固相线且低于填充材料的液相线；以及在温度T2下执行第二热处理，其中T2高于T1，且其中T2高于或等于g'1和g'2中的较低者。
在适当地控制DMLM工艺参数的情况下，该工艺可在增材制造的末梢壁中产生与翼型件510的微观结构相同的微观结构(例如，定向凝固或单晶微观结构)(如果期望的话)。例如，可使用大约300 W至大约1000 W功率的连续波束，其横穿速率为大约0.25 cm/s(0.1英寸/s)至大约0.76 cm/s(0.3英寸/s)并且优选为大约0.44 cm/s(0.175英寸/s)至大约0.51cm/s(0.200英寸/s)。大约100-200次经过造成具有合适高度和近净形状的末梢壁，其中各个层为20-100μm，优选为20-50μm，更优选为30-50μm。在一个实施例中，各个添加层为30μm。如本文中所使用的，用语“近净”指代为了得到成品零件而确实需要大量额外的机加工工艺的结构。一旦完成DMLM工艺，就可通过机加工、磨削、涂覆等已知工艺来进一步形成末梢壁。
用于在增材制造期间使用的原始金属粉末和在铸造期间使用的液态金属的合适材料的代表性示例包括已被设计成具有良好的抗氧化性的合金，即在燃气涡轮发动机中的高的操作温度下具有可接受的强度的已知的“超级合金”，例如Hastelloy、Inconel合金(例如，IN 738、IN 792、IN 939)、Rene合金(例如，Rene N4、Rene N5、Rene 80、Rene 142、Rene195)、Haynes合金、Mar M、CM 247、CM 247 LC、C263、718、X-750、ECY 768、282、X45、PWA1483和CMSX(例如CMSX-4)单晶合金。本发明的翼型件和叶片末梢可形成有一个或多个选定的晶体微观结构，诸如定向凝固(“DS”)或单晶(“SX”)微观结构。在某些实施例中，本发明的叶片和导叶可形成有多个受控的金属晶粒取向，诸如在本申请人的共同待审的申请No.15/405656(其公开通过引用以其整体结合到本文中)中公开的微观结构。在特定的实施例中，本发明的翼型件形成有单晶结构，但是叶片末梢形成有非单晶结构。
图5D显示了DMLM工艺的实施例，其中构建封壳551包括对正在增材制造的叶片末梢的至少部分进行感应加热。增材制造设备550包括至少部分地包封设备550的构件的构建封壳551。例如，在构建封壳551内至少提供粉末床(未显示)，使得在限定的环境中发生粉末床中的金属粉末P的熔合。在一些实施例中，构建封壳551限定基本上无氧的气氛。在一些实施例中，构建封壳551限定惰性气氛(例如，氩气气氛)。在另外的实施例中，构建封壳551限定还原性气氛以使氧化最小化。在又一些另外的实施例中，构建封壳551限定真空。
如图5D中所显示的，构建封壳551包括第一气密区552，第一气密区552限定在其中发生粉末床中的金属粉末P的熔合的环境。构建封壳551还可包括第二区553，第二区553可为气密的或可不为气密的，并且在一个示例中限定与第一区552连通的环境。设备550还包括粉末供应机构554、粉末平移机构555、构建平台556、工作表面562、构建板557、密封件558、外部热控制机构559和构件平移机构560。在生产期间，粉末供应机构554中的升降机561将指定用量的金属粉末“P”提升至构建平台556的水平面的上方。然后通过粉末平移机构555而将指定用量的金属粉末在工作表面562和构建表面512上铺展成薄的均匀层，以形成粉末床565。来自工作表面562的溢流由多余粉末容器563收集，然后在重复使用之前可选地被处理以筛出粗颗粒。
构建板557包括从构建板557延伸的孔口564。孔口564可与粉末床565连通并部分地形成粉末床565。当通过粉末平移机构555而横跨构建板557的孔口564推动金属粉末“P”时，金属粉末“P”能够通过孔口564而掉落并掉落到粉末床565中。以此方式，粉末平移机构555可操作成通过构建板557的孔口564而沉积金属粉末“P”并将金属粉末“P”沉积到粉末床565中。
优选地，构建板557由基本上非传导性材料(例如，陶瓷、玻璃或另外的非金属)制成，该非传导性材料可操作成防止外部热控制机构559(其可操作成形成中间体516的预先确定的温度分布)将构建板557加热到用于形成添加到翼型件510的叶片末梢层的金属粉末“P”的烧结温度。以此方式，外部热控制机构559能够形成翼型件510和待制造的末梢的预先确定的温度分布，而不会干扰形成末梢层的金属粉末“P”的熔合或烧结。优选地，外部热控制机构559是基于感应的，但也可使用基于辐射或基于激光的加热(例如，利用(一个或多个)热灯或辅助激光器)。
在图5D和图5E中所显示的示例中的外部热控制机构559定位成靠近于构建板557的底部表面566。在一些实施例中，如图5D中所显示的，外部热控制机构559可与构建板557的底部表面566隔开。在备选的实施例中，外部热控制机构559可邻接构建板557的底部表面566。在又一备选的实施例中，外部热机构559可定位在构建板557内的凹部或腔中。在另一未显示的示例中的外部热控制机构559相对于构建板557以固定的位置关系布置。在又一示例中，外部热控制机构559可定位成尽可能接近于在构建表面512上形成的新层以控制新层的温度分布(如本文中进一步解释的)。例如，外部热控制机构559可定位成尽可能接近于构建板557的底部表面566。在另一实施例中，外部热控制机构559可定位成靠近于构建板557的底部表面566并且包括软磁性材料，该软磁性材料构造成使通量朝向构建表面512集中以控制在构建表面512上形成的层的温度分布。如图5D和图5E中所显示的，外部热控制机构559可形成内部空间或空隙，该内部空间或空隙基本上与构建板557的孔口564对齐(例如，沿竖直方向)。中间体516可延伸通过外部热控制机构559的内部空间或空隙，并延伸到构建板557的孔口564中。换句话说，外部热控制机构559的部分可至少部分地围绕中间体516延伸。由此，构件平移机构560可操作成相对于外部热控制机构559(和构建板557)而平移中间体516。
外部热控制机构559可操作成形成构建表面512的预先确定的温度分布。例如，在一个示例中，外部热控制机构559包括至少一个感应线圈，当中间体516定位在构建板557的孔口564内时，感应线圈基本上包围中间体516。由于翼型件510是传导性的，并且待制造的末梢也是如此，所以在电流穿过线圈并形成磁场时，外部热控制机构559的至少一个感应线圈能够控制中间体516和末梢的温度。此外，由于外部热控制机构559定位成靠近于构建板557的底部表面566，所以外部热控制机构559能够控制构建表面512的温度，以确保由金属粉末“P”形成的叶片末梢层不会破裂。以此方式，外部热控制机构559可操作成形成构建表面512的预先确定的温度分布，以防止叶片末梢的破裂。
在一个示例中，产生至少一个新增材形成的层的从该至少一层的烧结或熔合温度到其凝固温度(例如，大约1300℃，其取决于金属合金粉末“P”的成分)的预先确定的温度分布，使得至少在凝固时，该至少一层是无裂纹的。可凭经验确定、通过实验确定或通过其组合确定新形成的层的造成凝固的层无裂纹的预先确定的温度分布，诸如从该层的烧结或熔合温度到凝固温度的预先确定的冷却分布。在一些实施例中，预先确定的温度分布可为至少一个新形成且增材形成的层的从其烧结或熔合温度到凝固温度的一系列预先确定的冷却分布，使得至少在凝固时，该至少一层为无裂纹的。由至少一个新形成且增材形成的层形成的有效地防止至少在凝固时该至少一层中的裂纹的特定温度分布可(至少部分地)受到诸如下者的许多因素的影响或(至少部分地)取决于这些因素：金属粉末“P”的成分、该至少一层的厚度、该至少一层的形状/构造、该至少一层的最初温度(即，熔合温度)、该至少一层的凝固温度、该至少一层与先前和/或随后的层或形成的部分之间的温度梯度、在凝固之后该至少一层的期望的微观结构、增材制造的末梢的最终操作参数、该至少一层的形成(即，构件通过构件平移机构560而进行的移动)的期望速度等。在一个示例中，设备550通过使用至少外部热控制机构559和构件平移机构560(用以使中间体516相对于外部热控制机构559平移)而针对翼型件510的端部部分(例如，针对至少一个新形成的层)形成或应用预先确定的温度分布，诸如从熔合到凝固的冷却分布。
预先确定的温度分布典型地高于环境温度且低于使沉积的材料熔化所需的温度，即200-1200℃，优选为500-1200℃，更优选为1000-1200℃。在一个实施例中，外部热控制机构将DMLM期间的温度维持在大约1000℃下。在这样的温度下加热促进在叶片末梢中形成的晶粒的生长，由此允许形成多个超薄添加层(~20-100μm厚)，这继而造成具有改进的特征分辨度的叶片末梢。另外，加热到这样的温度避免了在较低温度下发生的沉积物的破裂。
如图5D中所显示的，利用设备550制造叶片末梢的方法包括诸如经由构件平移机构560而使叶片末梢相对于构建板557平移，使得中间体516的构建表面512定位在孔口564内(可能在构建板557的顶部表面568的下方)并且与密封件558接合。构建板557的孔口564、密封件558和构建表面512可协作以形成用于保持金属粉末“P”的粉末床565。如也在图5D中显示的，在这样的状况期间，粉末供应机构554可使金属粉末“P”暴露。在金属粉末“P”暴露的情况下，粉末平移机构555然后可通过使暴露的金属粉末“P”通过孔口564沉积并且沉积在密封件558和构建表面512的上方来填充粉末床565。粉末床565可由此在构建表面512的上方或构建表面512上形成金属粉末“P”的层。如上文所注意到的，在一个示例中，在构件“C”的端部部分64的上方或端部部分64上的金属粉末“P”的层的厚度在30-50μm的范围内。
如图5D中所显示的，一旦金属粉末“P”沉积在粉末床565内并且由此金属粉末“P”的层形成在构建表面512的上方或构建表面512上，定向能量源569和束引导机构570就可以以一定的型式来将能量束引导至沉积的金属粉末“P”的层，以使金属粉末“P”熔合到构建表面512来作为新的横截面层。在构建表面512上形成新的横截面层之后，使用外部热控制机构559来形成至少新形成的横截面层的温度分布以防止破裂。并且，在构建表面512上形成新的横截面层之后，并且可能在至少新形成的横截面层的温度分布的形成期间或部分形成之后，叶片末梢(图5D中未显示)可通过构件平移机构560而相对于构建板557和外部热控制机构559平移。叶片末梢可平移到粉末床565中的下部位置，使得具有新形成的层的构建表面512定位在孔口564内(可能在顶部表面568的下方)并与密封件558接合。构建表面512然后可处于用于使粉末床565中的金属粉末“P”沉积并熔合以在其上形成另一层的状况下。以此方式，平移叶片末梢、沉积金属粉末“P”、使金属粉末“P”的层熔合在金属-陶瓷中间体516的构建表面512上以及形成温度分布可形成循环，可多次执行该循环以通过横截面层的方式以横截面层来制造或形成金属叶片末梢。
在DMLM工艺期间，束引导机构570在整个构建表面512上移动或扫描由定向能量源569发射的未聚焦的激光束或电子束的焦点。在DMLM工艺中，束引导机构570典型地处于固定位置，但是其中包含的光学器件(例如，远心透镜、反射镜、分束器)或电子器件(例如，偏转线圈、聚焦线圈)可移动，以便允许控制并调整激光束的多种性质。然而，在一些实施例中，束引导机构570本身可移动到不同的位置以用于这样的调整。扫描激光所用的速度是关键可控的工艺参数，其影响将激光功率施加到特定点多长时间。典型的激光扫描速度为约每秒10毫米至100毫米。
在某些实施例中，定向能量源569是二极管光纤激光器阵列(例如，二极管激光器线阵(bar)或堆栈)，其包括各自发射辐射束的多个二极管激光器或发射器。柱面透镜可定位在二极管激光器与多条光纤之间。柱面透镜补偿沿垂直于激光器的二极管结的方向的高角度发散，从而典型地将快轴上的束发散减小成小于慢轴的束发散，由此与不使用任何耦合光学器件的组件(即，在其中将各条光纤简单地放置成紧密地靠近于其将耦合至的激光器的组件)相比而放宽总体系统的组装公差。然而，应当认识到，不使用耦合光学器件的二极管光纤激光器阵列可与本技术一起使用。在某些实施例中，多条光纤可进一步在其相应的端部处包括透镜，透镜构造成提供来自光纤的准直或发散的激光束。还应当认识到，甚至在没有这些透镜的情况下，光纤109的端部也可适于提供准直或发散的激光束。
作为感应加热的备选方案，本发明的DMLM工艺可配备有辐射加热，其中正在增材制造的叶片末梢的至少部分和限定构建室的固持壁被加热至期望的温度，诸如美国专利申请No. 2013/0101746(当前转让给Aerojet Rocketdyne公司)中公开的增材制造工艺，该专利申请通过引用以其整体结合到本文中。多个加热元件可安装或支承在固持壁上。优选地，至少对靠近于未聚焦的照射束的固持壁和增材制造的叶片末梢进行辐射加热。更优选地，叶片末梢和构建室内的整个工作空间都受到辐射加热。加热元件产生辐射热，辐射热将整个工作空间维持在期望的温度下。期望的温度典型地高于环境温度并低于使沉积材料熔化所需的温度。
上文描述的DMLM设备和方法可用于构造叶片末梢的全部或部分(可能与其它方法组合)。例如，为了经由上文描述的设备550和方法来构造叶片末梢的全部，可最初利用种子构件以用于在其上形成第一层。在其它实施例中，为了经由上文描述的设备550和方法来构造叶片末梢的部分，可在预先存在的部分形成的末梢上形成层。
在一个特定实施例中，根据本发明的DMLM设备或系统(具有或不具有感应/辐射加热)可与另一增材制造系统和技术(即直接墨水书写(DIW)，其也被称为“机器人铸造(robocasting)”)组合，以用于计算机控制的陶瓷浆料沉积。如图5F中所示出的，DIW机器人或系统571(示意性地表示)从喷嘴或注射器572挤出或压出“墨水”(其在该情况下为陶瓷浆料)的丝，以逐层形成陶瓷零件(挤出的陶瓷浆料最终干燥并凝固)。例如，可利用DIW工艺在机加工步骤之后重新形成陶瓷芯体和/或陶瓷壳或精修构建表面512。然而，应当注意到，本发明不限于DIW，并且可将任何合适的计算机控制的陶瓷增材制造技术与DMLM组合来使用。
在图5A-5D中显示的是，在铸造工艺之后且甚至在叶片末梢的随后的增材制造期间，陶瓷外壳502保持附接到翼型件510。备选地，可在铸造完成之后且在制造末梢之前移除壳(保留芯体)。然而，保留壳可提供额外的优点，诸如向移除翼型件510-陶瓷铸造模具500组合的部分以形成构建表面512的步骤提供改进的视觉对比。视觉对比改进叶片末梢的自动识别和配准(registration)。机器人可找到各个(略有不同的)叶片末梢并因此调整DMLM程序。保留的壳还可在加热的DMLM工艺期间提供母翼型件510的均匀加热或绝热，这促进晶粒的生长。
在本文中所描述的任何增材制造工艺之前，可例如通过抽真空、利用碱性介质进行化学处理或利用覆盖构建表面的保护层或这些方式中的两个或更多个的组合来对陶瓷-金属构建表面进行针对陶瓷污染的处理，这促进添加的金属与铸造的母翼型件的干净结合。
本发明的陶瓷芯体可结合特殊的设计特征，例如一个或多个见证特征。在一些实施例中，见证特征嵌入陶瓷芯体中，使得在特征没有从芯体表面伸出的情况下仅显示见证特征的一个表面。换句话说，见证特征与芯体表面共平面。备选地，见证特征形成从芯体表面突出的槽口。在某些实施例中，见证特征由不同于陶瓷的材料制成。在其它实施例中，与芯体一样，见证特征也由陶瓷制成，见证特征可与芯体一起例如使用下者中公开的技术中的一个或多个来增材制造：本申请人的共同待审的申请No. 15/377673；15/377796；15/377728；15/377759；15/377787；15/377746；15/377766；以及15/377783。这些申请中的各个的公开通过引用以其整体结合到本文中。备选地，使用选择性激光激活(SLA)技术来制造槽口见证特征和陶瓷铸造模具。例如，可在后续用于形成蜡质芯体的SLA金属模具中形成槽口。
图6A显示了陶瓷铸造模具600，其包括限定一个或多个内腔606的外壳602和内芯体604。内芯体604进一步包括见证特征614。在内腔606填充有液态金属608以形成翼型件610之后，移除翼型件610-陶瓷铸造模具600的部分，直到见证特征614暴露为止(参见图6B)。备选地，移除翼型件610-陶瓷铸造模具600的部分，直到见证特征614暴露并且也被移除为止。另外备选地，快速地移除翼型件610-陶瓷铸造模具600的部分，并且当见证特征614暴露时，移除过程减慢并且见证特征614有助于确定翼型件610-陶瓷铸造模具600还有多少需要被移除。以此方式，在陶瓷芯体中具有一个或多个见证特征使第一添加平面能够可重复地定位。
在另一实施例中，本发明的陶瓷芯体包括如下的特征：其在移除芯体时对应于在末梢盖的下侧处形成的多个湍流器。这些铸造的湍流器促进和/或增加翼型件的受热侧壁与内部冷却空气之间的热传递。图7A和图7B呈现了部分涡轮叶片700的剖视图(其中叶片的后侧朝向前)，其显示了翼型件702、翼型件外壁706、后缘710、末梢704和末梢壁708。翼型件702和末梢704由末梢盖712分开，末梢盖712具有沿周向(图7A)或沿轴向(图7B)定向的多个湍流器714。
在备选的实施例中，具有一系列如上文描述的热传递湍流器的末梢盖是增材制造的，而不是铸造的。
本发明的陶瓷芯体设计中可结合又一些其它具体特征或轮廓，其包括但不必限于在模具的芯体与壳之间的集成的陶瓷丝，其可用于在由这些模具制成的铸造构件中形成孔，即溢出冷却孔。在芯体与壳之间使用足够的陶瓷丝来既定位又提供用于芯体蛇形部(serpentine)的浸出路径还使球形铜焊斜槽能够被消除。还可在末梢气室芯体与壳之间提供陶瓷丝，以支承浮动的末梢气室，从而消除对传统末梢销以及随后通过铜焊来封闭它们的需要。
与图8A中所显示的芯体800A一样，常规的陶瓷芯体包括具有末梢销804的末梢气室802，末梢销804在浸出时在铸造翼型件810A内形成末梢孔，随后必须将末梢孔通过铜焊来封闭。在本发明中，可提供具有开放式末梢铸件的陶瓷芯体(即，消除了末梢气室和末梢销)，诸如图8B的芯体800B。开放式末梢设计造成翼型件壁(例如厚度)的改进的控制、陶瓷芯体的较快且较容易的浸出，并且消除对铜焊的需要。如图8B中所显示的，在熔化的金属被浇注到陶瓷芯体800B中、冷却并凝固以形成铸造的翼型件810B之后，可移除陶瓷芯体800B的顶部处的部分，以形成用于叶片末梢的随后的DMLM制造的平面型表面。
本发明的叶片末梢可结合在增材制造工艺期间形成在其上的一个或多个孔。陶瓷芯体可通过这些孔浸出。
图9描绘了根据本发明的修理具有损坏的末梢的现场返回的涡轮叶片的方法。在图9A中提供了具有外壁902和内部空隙904的现场返回的翼型件900。将陶瓷浆料注入到空隙904中，然后陶瓷浆料硬化以重新形成内部陶瓷芯体906。在某些实施例中，包封整个叶片900的外部陶瓷壳908也可重新形成。修理中的随后的步骤与在新铸造的涡轮叶片的制造方法中描述的步骤类似，即移除翼型件和芯体的顶部部分以显露出构建表面，以及对更换的叶片末梢进行增材制造。
在又一方面，本发明提供了一种修理具有损坏的末梢的现场返回的涡轮叶片的备选方法，该方法不利用陶瓷-金属构建表面来对更换的末梢进行增材制造。参考图10，在步骤S1002处，将超薄垫片1012放置在损坏的叶片末梢或翼型件1010的顶部上，这提供了用以支持随后在步骤S1004处对新的或更换的叶片末梢进行增材制造(利用如本文中公开的可选的感应加热或辐射加热)的平坦的或平面型表面1012。在一些实施例中，在叶片末梢的增材制造之前，可存在陶瓷芯体和/或陶瓷壳(图10中未显示)。
超薄垫片1012优选地由与用于对叶片末梢进行增材制造的金属粉末相同的材料制成。重要的是，由于超薄垫片1012的厚度仅小于1000μm，例如为25-900μm(0.025-0.9mm)，优选为200-750μm(0.02-0.75 mm)，且更优选为250-500μm(0.25-0.5 mm)，所以，与之前引用的美国专利申请公布No. 2010/0200189中公开的薄板50和垫片50'相比，超薄垫片1012可更迅速且更容易地连结至翼型件1010的外壁。可使用本文中描述的相同工艺来完成连结。同样重要的是，超薄垫片1012不受其几何形状的限制，但优选地，其完全覆盖翼型件1010的外壁，以形成具有一个或多个悬突部(overhang)1016的连续且密封的支承表面，以用于叶片末梢的增材制造。随后，在步骤S1006处，例如通过机加工或磨削或任何其它已知的等同技术来移除(一个或多个)悬突部1016。
在一方面，本发明涉及本发明的制造方法，该制造方法与其它制造方法、设备和陶瓷芯体-壳模具的特征结合或组合。以下专利申请包括这些方法和模具的这些多种方面的公开：
美国专利申请No. 15/406467，其名称为“使用移动构建体积的增材制造(AdditiveManufacturing Using a Mobile Build Volume)”，具有代理人案卷号037216.00059，并且于2017年1月13日提交。
美国专利申请No. 15/406454，其名称为“使用移动扫描区域的增材制造(Additive Manufacturing Using a Mobile Scan Area)”，具有代理人案卷号037216.00060，并且于2017年1月13日提交。
美国专利申请No. 15/406444，其名称为“使用动态生长的构建封壳的增材制造(Additive Manufacturing Using a Dynamically Grown Build Envelope)”，具有代理人案卷号037216.00061，并且于2017年1月13日提交。
美国专利申请No. 15/406461，其名称为“使用选择性再涂覆机的增材制造(Additive Manufacturing Using a Selective Recoater)”，具有代理人案卷号037216.00062，并且于2017年1月13日提交。
美国专利申请No. 15/406471，其名称为“大型增材式机器(Large ScaleAdditive Machine)”，具有代理人案卷号037216.00071，并且于2017年1月13日提交。
美国专利申请No. 15/439592，其名称为“修理涡轮构件的方法(METHOD OFREPAIRING TURBINE COMPONENT)”，具有代理人案卷号037216.00094/315780A，并且于2017年2月22日提交；
美国专利申请No. 15/439529，其名称为“制造具有开放式末梢铸件的涡轮翼型件及其末梢构件的方法(METHOD OF MANUFACTURING TURBINE AIRFOIL WITH OPEN TIP CASTINGAND TIP COMPONENT THEREOF)”，具有代理人案卷号037216.00091/315780B，并且于2017年2月22日提交；
美国专利申请No. 15/439548，其名称为“制造涡轮叶片末梢的方法(METHOD OFMANUFACTURING TURBINE BLADE TIP)”，具有代理人案卷号037216.00092/315780C，并且于2017年2月22日提交；
美国专利申请No. 15/439451，其名称为“使用具有见证特征的陶瓷芯体来制造涡轮翼型件及其末梢构件的方法(METHOD OF MANUFACTURING TURBINE AIRFOIL AND TIPCOMPONENT THEREOF USING CERAMIC CORE WITH WITNESS FEATURE)”，具有代理人案卷号037216.00090/315780D，并且于2017年2月22日提交；以及
美国专利申请No. 15/439643，其名称为“使用超薄垫片来修理涡轮构件的方法(METHOD OF REPAIRING TURBINE COMPONENT USING ULTRA-THIN SHIM)”，具有代理人案卷号037216.00101/315780E，并且于2017年2月22日提交。
这些申请中的各个的公开就如下的方面而言以其整体结合到本文中：它们公开了可与本文中公开的芯体-壳模具结合来使用的芯体-壳模具和制造方法的额外的方面。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括优选实施例)，并且还使本领域中的任何技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。本领域普通技术人员可混合并匹配来自所描述的多种实施例的方面以及针对各个这样的方面的其它已知等同体，以根据本申请的原理来构造额外的实施例和技术。

Claims (20)

1.一种制造金属物体的方法，包括：
(a)将液态金属浇注到陶瓷铸造模具中，以在所述液态金属凝固时形成铸造构件；
(b)移除所述陶瓷铸造模具和所述铸造构件的部分，以形成所述铸造构件的表面部分和所述陶瓷铸造模具的表面部分；
(c)将金属粉末的层沉积到所述表面部分上；
(d)照射所述金属粉末的至少部分以形成熔合层；以及
(e)重复步骤(c)-(d)，直到形成所述金属物体为止。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述表面部分为平面型表面。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述陶瓷铸造模具包括陶瓷壳和陶瓷芯体，其中至少一个内腔在所述壳与所述芯体之间。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括在步骤(b)之前移除所述陶瓷壳。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括处理所述表面部分以防止陶瓷污染。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过抽真空、通过利用碱性介质进行化学处理、利用保护层或通过这些方式的组合来处理所述表面部分。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在存在感应加热、辐射加热或两者的组合的情况下执行步骤(c)-(e)。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述金属物体是叶片或导叶，并且所述铸造构件是翼型件。
9.一种制造涡轮叶片或导叶的方法，包括：
(a)将液态金属浇注到陶瓷铸造模具中，以在凝固时形成铸造构件；
(b)移除所述陶瓷铸造模具和所述铸造构件的部分，以形成所述铸造构件的表面部分和所述陶瓷模具的表面部分；
(c)将金属粉末的层沉积到所述表面部分上；
(d)照射所述金属粉末的至少部分以形成熔合层；以及
(e)重复步骤(c)-(d)，直到形成所述叶片或导叶为止。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述表面部分为平面型表面。
11.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述陶瓷铸造模具包括外部壳和内部芯体，其中至少一个内腔在所述壳与所述芯体之间。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括在步骤(b)之前移除所述陶瓷壳。
13.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括处理所述表面部分以防止陶瓷污染。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，通过抽真空、利用碱性介质、利用保护层或通过这些方式的组合来处理所述表面部分。
15.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，在存在感应加热、辐射加热或两者的组合的情况下执行步骤(c)-(e)。
16.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述铸造构件是翼型件。
17.一种铸造的金属涡轮叶片或导叶工件，包括：
具有陶瓷芯体的金属叶片或导叶部分；以及
所述工件的基本上平面的顶部表面，其包括金属部分和陶瓷部分。
18.根据权利要求17所述的铸造的金属涡轮叶片或导叶工件，其特征在于，所述陶瓷芯体填充所述金属叶片或导叶的内腔。
19.根据权利要求17所述的铸造的金属涡轮叶片或导叶工件，其特征在于，所述金属叶片或导叶进一步由陶瓷壳包围。
20.根据权利要求17所述的铸造的金属涡轮叶片或导叶，其特征在于，所述铸造的金属涡轮叶片或导叶进一步包括用于防止陶瓷污染的保护层。
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