CN117642239A - 用于制造中空金属航空零件的改进的铸造型芯 - Google Patents

Abstract

用于通过失蜡铸造来制造中空金属航空零件、特别是高压涡轮零件的铸造型芯(1)，其包含复合材料，该复合材料一方面包含化学式为M_{n+ 1}AlC_n的第一相，其中n＝1至3并且M是选自钛和/或铌和/或钼的过渡金属，该复合材料另一方面包含化学式为Al₄C₃的第二相。

Description

用于制造中空金属航空零件的改进的铸造型芯

技术领域

本发明涉及通过失蜡铸造方法制造中空金属航空零件，特别是航空涡轮机叶片。更具体地，本发明涉及用于制造中空航空零件的铸造型芯、制造这种铸造型芯的方法以及制造这种航空零件的方法。

背景技术

金属航空零件，特别是镍基高压涡轮叶片，一般具有内部冷却通道，使得这些零件是中空的。

以已知的方式，这些中空零件通过所谓的“失蜡”铸造方法生产，使用陶瓷型芯形成内腔，从而在最终零件上形成冷却通道。这些方法一般包括以下步骤：

-例如通过陶瓷注射和烧结来制造陶瓷型芯，

-注射蜡模(在型芯周围注射蜡)，

-组装模型并制造壳模铸型，

-脱蜡以去除蜡并为合金腾出空间，然后进行壳模铸型烧制步骤，

-真空铸造镍基合金并控制固化，

-将型壳机械脱模并例如通过溶解来将型芯化学脱模，以获得具有内腔的最终叶片。

目前的研发工作旨在提高航空发动机的性能，并减少CO₂排放和燃料消耗率。为此，有必要开发提高涡轮入口温度(TIT)的高压涡轮叶片技术。为了实现更高的TIT，新技术不断被引入，包括新的高温单晶材料、与新合金兼容的新保护涂层，或具有降低的导热性和耐环境侵蚀的新热屏障。

冷却回路在实现这些目标方面尤其发挥着重要作用。因此，这些回路的复杂性往往会增加，集成了非常薄和长的部分。因此，这些回路可能难以制造。事实上，考虑到所使用的陶瓷组合物的脆性以及使用可脱模形状的需要，通过将陶瓷注射到模具中来生产此类回路(这是一般用于制造铸造型芯的方法)可能是费力且昂贵的，废品率特别高。

另一方面，从环境和工业的角度(处理高危溶剂)以及从该方法步骤的效率(其可能特别是受到蚀刻液的复杂性和/或可到达性限制)的角度来看，这些复杂回路的化学脱模也存在缺点。另外，冷却通道日益复杂，导致脱模时间增加以及处理温度和压力升高，最终会提高高温合金与所用碱/酸之间发生化学相互作用的风险。最后，用于制造这些型芯的材料不可重复使用，并且在方法结束时无法再生。

目前，有许多解决方案可以帮助克服其中一些缺点。特别地，已知使用难熔金属型芯代替陶瓷型芯，尤其是基于含钼合金的陶瓷型芯。尽管该技术可以减少冷却通道的厚度并获得更复杂的形状，但它并没有为上述其他问题提供解决方案，特别是与回收、环境和复杂回路脱模相关的问题。此外，钼及其合金在高温下会氧化而变脆。因此，这些金属对型芯烧制、型壳退火和高温合金铸造很敏感。这种降解会导致与高温合金接触的材料受到侵蚀，在叶片内表面上产生粗糙度，从而产生不希望的流体扰动，这会降低冷却回路的效率。这些金属也可溶于高温合金中。

该缺点可通过对难熔金属涂敷涂层来克服。然而，为了满足某些性能，例如与难熔金属的化学相容性、与难熔金属的良好附着力、能够被脱模以及具有接近难熔金属的热膨胀系数，这些涂层必须由多层组成，这些涂层的制备方法依然很复杂。

因此，需要一种至少部分地减轻上述缺点的解决方案。

发明内容

本公开涉及一种用于通过失蜡铸造来制造中空金属航空零件、特别是高压涡轮机零件的铸造型芯，其包含复合材料，该复合材料一方面包含化学式为M_n+1AlC_n的第一相，其中n＝1至3并且M是选自钛和/或铌和/或钼的过渡金属，该复合材料另一方面包含化学式Al₄C₃的第二相。

应当理解，第一相为“MAX相”类型，其晶体结构通式为M_n+1AX_n，结合了金属和陶瓷两者的特性，特别是表现出良好的导热性和导电性、良好的机械加工性、以及高温下的损伤容限和抗氧化性。还应当理解，用词“用于制造中空金属航空零件”意味着该型芯适配并且适合于制造此类金属零件。然而，应当理解，该应用不是限制性的，因为具有相同组成的型芯也可以特别是适合于制造陶瓷基质复合材料(CMC)零件。

在本公开中，在位置A处使用铝确保了通过型芯氧化来形成保护性的氧化铝层，或者确保与沉积在型芯上的任何氧化铝形成涂层的相容性。另外，在位置X处使用碳的优点在于，由此形成的碳化物类型的相具有超过1500℃的熔点，并且因此高于在于壳模铸铸造熔融金属铸造期间所使用的金属的熔点。碳还可以形成与Al₄C₃化学相容的相。此外，在位置M处使用的钛和/或铌和/或钼与碳配合使用，能够获得熔点高于铸造期间所用金属的熔点的相，并且还至少在高达1500℃时具有良好的机械性能。

另外，该第一相与化学式为A₄C₃的第二相的组合是特别有利的。碳化铝(Al₄C₃)是一种具有很高熔点(2200℃)的无机化合物，在富含水的气氛存在下在室温下很容易水解。因此，用于本公开的铸造型芯的复合材料在第一相的晶界处掺入碳化铝的第二相。这使得复合材料对含水气氛特别敏感/易反应。碳化铝的降解伴随着体积的变化和气体的释放，这会破碎晶界并在初始第一相中传播裂纹。这样，水解现象可传播相对较长的距离，有利于型芯破碎和脱模。换言之，形成型芯的复合材料最初可以是致密且块状的，并通过水解缩小为粉末。

另一方面，碳化铝与含有铝和碳的第一相之间的化学梯度非常有限，因此限制了在型芯成型和铸造步骤期间不同化学元素之间的相互扩散。此外，一旦型芯已脱模，就可以回收由第一相晶粒和水合铝组成的破碎材料。干燥后，这种材料可以用Al₄C₃进行“重新恢复”，并重新用于制造新的铸造型芯。

因此，根据本发明的铸造型芯的复合材料结合了与第一相的耐火化合物相关的上述优点，通过使用化学式为Al₄C₃的第二相，使得能够生产复杂形状的中空结构，同时允许薄型芯轻松快速地脱模，而无需诉诸对随后制造的零件和环境有潜在危害的化学溶液，并且可以回收。

在一些实施例中，第一相的化学式为Nb₄AlC₃、Nb₂AlC、Mo₂TiAlC₂或Ti₂Al_C之一。

Ti₂AlC相是氧化铝形成相，因此不需要添加涂层来形成该保护层。其热膨胀系数为7-9x10^-6K^-1量级，接近于氧化铝的热膨胀系数，可防止高温下形成的氧化物形成鳞状物/鳞状剥落。

Nb₄AlC₃、Nb₂AlC和Mo₂TiAlC₂相不是氧化铝形成相。优选添加涂层来形成该保护层。然而，它们的热膨胀系数也为7-9x10^-6K^-1量级，接近于氧化铝的热膨胀系数，因此允许直接沉积氧化铝层或氧化铝形成涂层。

这些相使得可以省去耗时的多层沉积。它们也是耐火相，机械强度接近所用陶瓷的机械强度，但比后者具有更好的延展性，使它们更易于使用。

在一些实施例中，复合材料包含按复合材料体积计1％至50％之间、优选1％至20％之间的第二相。这些值确保复合材料通过水解破碎，同时在复合材料中留下足够体积的第一相，从而能够保留与该第一相相关的技术优势。另外，这种Al₄C₃相的比例确保了材料在高温下的化学稳定性，同时允许引发水解以促进脱模。

在一些实施例中，铸造型芯的外表面被氧化铝层覆盖。

碳化铝在含水气氛中水解而导致的型芯降解只能在进行型芯脱模时发生。这样，型芯表面上粘附的致密氧化铝层的存在可保护复合材料免于在型芯脱模之前制造铸造零件的其他步骤期间、特别是在脱蜡步骤期间降解。

在一些实施例中，氧化铝层的厚度在1至50μm之间。该厚度可以在铸造零件的制造过程中保护型芯。更具体地，由此形成的氧化铝层足够薄，不会对通过脱模去除型芯产生任何影响，而是将型芯的内部与外部化学隔离。

本公开还涉及一种制造用于通过失蜡铸造来制作中空金属航空零件、特别是高压涡轮零件的铸造型芯的方法，该铸造型芯包含复合材料，该复合材料一方面包含化学式为M_n+1AlC_n的第一相，其中n＝1至3并且M是选自钛和/或铌和/或钼的过渡金属，该复合材料还包含化学式为Al₄C₃的第二相,所述铸造型芯通过粉末冶金工艺获得，所述粉末冶金工艺包括混合步骤和成形步骤，在所述混合步骤中混合用于获得复合材料的粉末。

用于获得复合材料的粉末混合物可以包含碳、铝、钛和/或碳化钛、和/或铌、和/或碳化铌和/或钼和/或Al₄C₃碳化铝的纯粉末的混合物。换言之，构成铸造型芯的复合材料是通过使该材料的构成元素的各种粉末在高温下反应而获得的。该方法的优点在于Al₄C₃相参与复合材料的产生，提供了必要的Al和C元素，从而提供了上述优点。

此外，成形步骤可包括将粘合剂注射到粉末上，称为“粘合剂注射”，注射金属粉末与热塑性聚合物的混合物，称为“金属注射成型”(MIM)，或任何其他合适的已知3D印刷工艺，优选地随后进行常规的脱粘和/或烧结，或者非常规的脱粘和/或烧结，例如SPS(火花等离子烧结)。

在一些实施例中，混合步骤包括将构成第一相的纯粉末混合以获得粉末形式的第一相，然后将粉末形式的所述第一相与Al₄C₃粉末混合以获得第二相。

换言之，首先将碳、铝、钛和/或碳化钛、和/或铌、和/或碳化铌、和/或钼、和/或碳化铝的纯粉末混合，得到第一相，然后在第二步中将得到的第一相与碳化铝粉末混合，得到第二相。这改善了对各相比例的控制。

在一些实施例中，混合步骤包括将构成第一相的纯粉末与过量的Al₄C₃粉末混合以在单次操作中形成复合材料。

换言之，根据该配置，粉末混合不是分两步进行的(首先产生第一相，然后与碳化铝粉末混合)，而是在同一次操作中将上述纯粉末与过量的、即超化学计量的Al₄C₃粉末混合，使得复合材料能够“就地”形成。通过使Al₄C₃粉末以超化学计量比与所需第一相反应，可以在最终材料中维持该相的受控体积分数。

在一些实施例中，第一相为化学式Ti₂AlC，该方法在铸造型芯成形步骤之后包括能够在型芯表面上形成氧化铝层的型芯氧化步骤。

如上所述，Ti₂AlC相是氧化铝形成相，因此能够通过型芯的简单氧化来形成氧化铝层，而不需要添加复杂的多层涂层来形成该保护层。然而，只有在铸造完成后才能启动型芯降解步骤。氧化步骤在型芯的表面上产生粘附的致密氧化铝层，以保护复合材料免于降解，特别是在脱蜡步骤期间。还应该指出的是，由于随后的金属铸造步骤是在真空中进行的，因此对于这些材料不会造成特殊问题。

在一些实施例中，第一相为化学式Nb₄AlC₃、Nb₂AlC和Mo₂TiAlC₂之一，该方法包括在铸造型芯成形步骤之后沉积氧化铝形成涂层的步骤，随后是使涂层氧化以在型芯的表面上形成氧化铝层的步骤。

如上所述，这些相不是氧化铝形成相，因此需要添加涂层来形成该保护层。然而，这些相与能够通过氧化形成氧化铝层的氧化铝形成涂层相容。因此可以以简单的方式形成保护性氧化铝层，而不需要添加复杂的多层涂层来形成该保护层。

在一些实施例中，通过将型芯放置在空间中——空气温度为1000℃与1400℃之间——来执行氧化步骤。

本公开还涉及一种用于使用通过根据前述实施例中任一项的方法获得的铸造型芯制造中空金属航空零件、特别是高压涡轮零件的失蜡铸造方法，该方法在于铸造型芯周围浇铸熔融金属并使所述金属凝固的步骤之后包括通过汽蒸来使铸造型芯脱模的步骤。

换言之，一旦金属已在陶瓷模具中和铸造型芯周围凝固，就将整个组件放置在诸如烤箱的装置中，该装置优选具有受控的湿度。正如已经提到的，晶界之间存在Al₄C₃相使得铸造型芯能够在含水空气中分解。这有利于脱模，特别是改善非常细的通道的脱模，同时避免使用对所制造的零件有潜在危害的化学溶液，例如酸。

在一些实施例中，该方法在脱模步骤之前包括在零件中形成开口的步骤。

更准确地说，去除了铸造装置，并在零件中形成了开口、没有氧化铝层。这进一步有利于型芯脱模，因为降解的复合材料可通过该开口排出。

在一些实施例中，该方法包括在脱模步骤之后的回收步骤，其中回收通过汽蒸脱模的材料，使得它可以重新用于从混合步骤再次开始的另一铸造型芯的制造。

换言之，一旦发生型芯降解，就可以回收由第一相晶粒和水合铝组成的碎片材料。干燥后，该材料可以在混合步骤中通过Al₄C₃“重新恢复”，从而重新用于制造新的型芯。这样，可以回收排出的铸造型芯，从而至少部分地解决上述环境问题。

本公开还涉及一种使用通过根据前述实施例中任一项的方法获得的型芯来制造陶瓷基复合材料中空航空零件的方法，该方法在将型芯插入纤维预制件中、将陶瓷基质浸渍到纤维预制件中、并使基质固化的步骤之后包括通过汽蒸来将型芯脱模的步骤。应当指出的是，通过根据本公开的方法获得的铸造型芯在用于制造陶瓷基复合材料(CMC)零件时更简单地称为“型芯”。

附图说明

在阅读以下通过非限制性示例给出的本发明的各种实施例的详细描述后，将更好地理解本发明及其优点。此描述参照附图，其中：

[图1]图1示出了高压涡轮中空金属叶片的透视图，

[图2]图2示出了图1所示叶片的截面图，

[图3]图3是根据本公开的铸造型芯的透视图，

[图4]图4示意性地示出了根据本公开的第一实施例的用于制造中空金属零件的方法的步骤，

[图5]图5示意性地示出了根据本文所述的第二实施例的制造中空金属零件的方法的步骤。

具体实施方式

图1示出了中空高压涡轮叶片10的透视图，图2示出了所述叶片10的截面图，示出了所述叶片10内的各种冷却回路12。

根据本公开，这种叶片是通过失蜡铸造方法获得的。具体地，冷却回路12是通过在制造方法期间使用铸造型芯1获得的，铸造型芯1在该方法的预备步骤中制造并且具有与待形成的冷却回路12的形状相对应的形状。

根据本公开，这种铸造型芯1在图3中以透视图示出。该型芯1的一些部分2——这些部分允许获得各种冷却通道12——是复杂的或薄的。然而，根据本公开的铸造型芯1包含复合材料，以便于在稍后描述的脱模步骤期间移除该型芯1。

该复合材料包含两相：第一相称为“MAX相”，第二相的化学式为Al₄C₃，即碳化铝。

MAX相是下式所谓的化学计量材料，本身是已知的：M_n+1AX_n，其中n＝1至3，M是过渡金属，A是A族中的元素，X是碳和/或氮。

在本公开中，A族中使用的元素是铝(Al)，以确保在使用氧化铝形成相时形成氧化铝层，或者确保与随后沉积的铝成型涂层的相容性。在位置X处使用的元素是碳(C)。相比于含碳的对应(类似)相，含氮(N)相通常具有更低的熔点，并且不能保证与Al₄C₃相的化学相容性。最后，确定位置M处所使用的元素，使得所得材料的熔点高于1500℃。基于铬(Cr)的MAX相，例如Cr₂AlC，不适合本应用，因为它们在1500℃左右开始分解。类似地，锆(Zr)基MAX相的熔点太低，特别是低于1500℃。

因此，在本公开的应用中，所使用的第一相可具有化学式Nb₄AlC₃、Nb₂AlC、Mo₂TiAlC₂或Ti₂AlC。

第二相的化学式为Al₄C₃，是一种众所周知的碳化物，具有非常高的熔点(2200℃)。它还可以在高温下进行铝成型。然而，本公开的一种特别有利的特性是：该相在室温下在富含水的气氛下容易水解。该相的分解按照以下反应进行：Al₄C₃+12H₂O→4Al(OH)₃+3CH₄。

该反应可通过优化湿度和温度来催化。

因此，在第一相的晶界之间存在化学式为Al₄C₃的第二相的情况下，包含该复合材料的铸造型芯1可在叶片制造方法结束时通过水解降解而容易地消除。

在这方面，根据本公开的叶片制造方法是失蜡铸造方法。根据第一实施例，该方法的各个步骤在图4中示出。

该方法的第一步骤S100包括制造上述铸造型芯1，其旨在随后用于使用失蜡铸造技术制造中空涡轮机叶片。将在步骤S100中如此生产的铸造型芯1放置在蜡模模具中，保持在预定位置，以便将蜡注射到型芯周围，以形成具有最终零件形状的蜡模(步骤S200)。在从蜡模模具取出后，随即将蜡模浸入浆料铸模中数次以形成陶瓷模具(步骤S300)。一旦例如通过将组件放入高压釜中将蜡去除(步骤S400)，就将熔融金属(例如镍基合金)倒入陶瓷模具中和陶瓷型芯周围，陶瓷型芯再次被保持在陶瓷模具内的固定位置，然后通过受控凝固来使金属凝固(步骤S500)。最后，通过脱模取出陶瓷模具和铸造型芯1，以获得最终零件(步骤S600)。

根据本公开，用于制造铸造型芯1的步骤S100分为几步。首先，将金属粉末混合在一起以形成包含第一相和第二相的复合粉末(步骤S110)。在第一步中，将纯铝(Al)、碳(C)、铌(Nb)和/或碳化铌(NbC)和/或钼(Mo)和/或钛(Ti)和/或碳化钛(TiC)粉末与过量的Al₄C₃碳化铝粉末混合，以便就地形成包含第一相和第二相的复合材料，使得第二相占复合材料总体积的1％至50％，优选地1％至20％。

一旦混合步骤完成，就将铸造型芯1成形(步骤S120)为所需形状。该步骤可以通过各种已知的方法进行，例如粘合剂注射、金属粉末与热塑性聚合物的混合物的注射(也称为金属注射成型或MIM)或任何其他合适的已知3D印刷工艺，优选地随后为常规的脱粘和/或烧结，或非常规的脱粘和/或烧结，例如SPS(火花等离子体烧结)，或任何其他合适的已知方法，或这些方法的组合。

接下来是氧化铝层形成步骤，以形成厚度在1μm至50μm之间的氧化铝层(步骤S140)。该步骤通过将铸造型芯1加热至1000℃至1400℃之间的温度、由此使铸造型芯1氧化来进行。然而，取决于复合材料中使用的第一相，该氧化步骤的预备步骤可能是必要的。如上所述，化学式Nb₄AlC₃、Nb₂AlC和Mo₂TiAlC₂的相不是氧化铝形成相，因此将包含具有这些第一相之一的复合材料的型芯1加热到1000至1400℃之间的温度不会导致氧化铝层的形成。因此，在这种情况下，型芯成形步骤S120之后是氧化铝成型涂层沉积步骤(步骤S130)。

例如，可以通过热喷涂将一层钼(Mo)直接沉积在型芯上。然后在1100℃下通过封装胶结来沉积硅(Si)和铝。在1200℃空气中处理数小时后，表面上形成了氧化铝层。或者，可以通过胶结或溶胶凝胶直接沉积铝，然后在1100℃的空气下氧化。这种氧化铝成型涂层还可以通过已知的技术来沉积，例如化学气相沉积(CVD)、物理气相沉积(PVD)或浸涂。一旦沉积了氧化铝成型涂层，就可以在前述条件下进行步骤S140，该步骤S140通过氧化形成氧化铝层。

相反，Ti₂AlC相是氧化铝形成相。因此，当后者用作复合材料的第一相时，用于使型芯1成形的步骤S120之后可以立即进行步骤S140以通过氧化形成氧化铝层，而不需要预先的涂层沉积步骤。

这样获得的铸造型芯1在其外表面上包括氧化铝层，然后可在上述用于制造零件的脱蜡铸造方法中、特别是在型芯1周围注射蜡以形成蜡模的步骤S200中使用。由于型芯1的外表面上存在氧化铝层，型芯1的内部结构将不会受到脱蜡步骤(步骤S400)的影响。

或者可选地，包括铸造型芯1的脱模的上述步骤S600可通过将组件放置在湿度控制烘箱(相对湿度RH>50％)中、或优选地放置在蒸汽高压釜中来进行，其中温度在100到180℃之间，压力在6到12bar之间。压力的施加加速了脱模动力学，同时促进蒸气进入薄的区段。优选地，在该步骤之前是在零件中形成开口的步骤，以促进在上述烘箱中因水解而降解的型芯1的排出。应当指出的是，在此步骤期间，氧化铝层可以与降解复合材料一起被排出，或者也可以保持附着在镍基高温合金上，从而提供保护以防止冷却通道内部氧化。

最后，脱模步骤S600之后可以是回收步骤(步骤S700)或再循环，其中回收通过汽蒸脱模然后呈粉末形式的复合材料，以便重新用于从混合步骤S110再次开始制造另一铸造型芯1。更准确地说，一旦型芯被降解，由第一相颗粒和水合铝组成的碎片材料就会被回收。干燥后，该材料可以用Al₄C₃“重新恢复”并重新用于制造新的铸造型芯1。

根据本公开第二实施例的用于制造叶片的失蜡铸造方法的各个步骤在图5中示出。

根据第二实施例的方法与根据第一实施例的方法的不同之处在于，粉末混合步骤S110被分为两个子步骤。而在第一实施例中，混合步骤在单次操作中进行，其中复合材料通过过量Al₄C₃相的存在而就地形成，第二实施例中的S110粉末混合步骤包括首先将构成第一相的纯粉末混合得到第一相(步骤S111)，然后将这样得到的第一相与Al₄C₃粉末混合以异位(在原位置外)得到复合材料材料(步骤S112)。

例如，在步骤S111中，可通过将纯铌、铝和碳化铌粉末(Nb:Al:NbC)分别按照1.2:1.1:2.8的摩尔比混合得到化学式为Nb₄AlC₃的第一相。在这种情况下，铌颗粒的直径小于44μm，纯度为99.8％，密度为8.57g/cm³。铝颗粒的直径小于44μm，纯度为99.5％，密度为2.70g/cm³；碳化铌颗粒的直径小于10μm，纯度为99％，密度为7.82g/cm³。这些不同的粉末可以在磨碎机和溶剂(例如乙醇)中混合，然后进行干燥和高达1700℃的反应烧结。将所得多孔物质研磨成粉末。

进一步示例性地，在步骤S111中，可以通过将纯钛、铝和碳化钛粉末(Ti:Al:TiC)分别按照1:1.05:1.9的摩尔比混合得到式Ti₃AlC₂的第一相。在这种情况下，钛颗粒的直径小于45μm，纯度为99.5％。铝颗粒的直径为45至150μm，纯度为99.5％，碳化钛颗粒的直径为2μm，纯度为99.5％，密度为7.82g/cm³。可以在球磨机中将这些不同的粉末混合，然后进行高达1450℃的反应烧结。将所得多孔物质研磨成粉末。

应当指出的是，在步骤S111中，也可以将纯粉末与Al₄C₃粉末混合。在这种情况下，Al₄C₃粉末有助于第一相的形成，但其数量不足以就地形成复合材料，因此第二步骤S112是必要的，并且可以添加必要量的Al₄C₃粉末，从而可以获得复合材料中先前提到的比例的Al₄C₃。

尽管已经参考特定实施例描述了本公开，但是显然可以对这些实施例做出修改和变更而不脱离通过权利要求限定的本公开的一般范围。特别是，各种示出/提到的实施例的各个特征可以在另外的实施例中组合。因此，描述和附图应当被认为是说明性的而不是限制性的。

还应当清楚的是，参考方法描述的所有特征可以单独或组合地转用到设备，并且相反，参考设备描述的所有特征可以单独或组合地转用到方法。

Claims (14)

1.一种用于通过失蜡铸造来制造中空金属航空零件、特别是高压涡轮零件的铸造型芯(1)，包含复合材料，所述复合材料一方面包含化学式为M_n+1AlC_n的第一相，其中n＝1至3并且M是选自钛和/或铌和/或钼的过渡金属，所述复合材料另一方面包含化学式为Al₄C₃的第二相。

2.根据权利要求1所述的铸造型芯(1)，其中，所述第一相为化学式Nb₄AlC₃、Nb₂AlC、Mo₂TiAlC₂或Ti₂AlC之一。

3.根据权利要求1或2所述的铸造型芯(1)，其中，所述复合材料包含按所述复合材料的体积计1％至50％之间、优选地1％至20％之间的第二相。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的铸造型芯(1)，其中，所述铸造型芯(1)的外表面覆盖有一层氧化铝。

5.根据权利要求4所述的铸造型芯(1)，其中，所述氧化铝层的厚度在1μm至50μm之间。

6.一种制造用于通过失蜡铸造来制作中空金属航空零件、特别是高压涡轮零件的铸造型芯(1)的方法，所述铸造型芯(1)包含复合材料，所述复合材料一方面包含化学式为M_{n+ 1}AlC_n的第一相，其中n＝1至3并且M是选自钛和/或铌和/或钼的过渡金属，所述复合材料还包含化学式为Al₄C₃的第二相，所述铸造型芯(1)是通过粉末冶金工艺获得的，所述粉末冶金工艺包括混合步骤和成形步骤，在所述混合步骤中将用于获得复合材料的粉末混合。

7.根据权利要求6所述的方法，其中，所述混合步骤包括将构成所述第一相的纯粉末混合以获得粉末形式的所述第一相，然后将所述粉末形式的第一相与Al₄C₃粉末混合，以便获得所述第二相。

8.根据权利要求6所述的方法，其中，所述混合步骤包括将构成所述第一相的纯粉末与过量的Al₄C₃粉末混合，以便在单次操作中形成所述复合材料。

9.根据权利要求6至8中任一项所述的方法，其中，所述第一相的化学式为Ti₂AlC，所述方法在铸造型芯成形步骤之后包括型芯氧化步骤，所述型芯氧化步骤使得能够在型芯表面上形成氧化铝层。

10.根据权利要求6至8中任一项所述的方法，其中，所述第一相的化学式为Nb₄AlC₃、Nb₂AlC和Mo₂TiAlC₂之一，所述方法在使所述铸造型芯成形的步骤之后包括沉积氧化铝形成涂层的步骤，随后是使所述涂层氧化以在所述型芯的表面上形成氧化铝层的步骤。

11.一种失蜡铸造方法，其使用通过根据权利要求6至10中任一项所述的方法获得的铸造型芯(1)来制造中空金属航空零件、特别是高压涡轮零件，所述失蜡铸造方法在于所述铸造型芯周围浇铸熔融金属并使所述金属固化的步骤之后包括通过汽蒸使所述铸造型芯脱模的步骤。

12.根据权利要求11所述的方法，包括于脱模步骤之前在所述零件中形成开口的步骤。

13.根据权利要求11或12所述的方法，包括于所述脱模步骤之后的回收步骤，在所述回收步骤中，回收通过汽蒸脱模的材料，以便从混合步骤再次开始重新用于制造另一铸造型芯。

14.一种使用通过根据权利要求4至6中任一项所述的方法获得的型芯(1)来制造陶瓷基体复合材料中空航空零件的方法，所述方法在将所述型芯(1)插入到纤维预制件中、将陶瓷基体浸渍入所述纤维预制件中、并使所述基体固化的步骤之后包括通过汽蒸使所述型芯(1)脱模的步骤。