JP2020513326A - 非線形孔を有する鋳造構成要素を製造するための一体型鋳造コアシェル構造 - Google Patents

非線形孔を有する鋳造構成要素を製造するための一体型鋳造コアシェル構造 Download PDF

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Abstract

本開示は、全体として、金属鋳造後にコア部分のための浸出経路を提供する、タービン翼または静翼の表面内の冷却孔パターンに対応するフィラメント構造を提供する、一体型コアシェルインベストメント鋳型に関する。これらのフィラメント構造は、線形または非線形であってよい。本発明はまた、例えば型のコア先端部分において、浸出経路を補うために使用することができるコアフィラメントに関する。

Description

本開示は一般にインベストメント鋳造コアシェル型構成要素およびこれらの構成要素を利用する方法に関する。本発明によって製造されたコアシェル型は、これらの型から製造された鋳造構成要素に孔、すなわちしみ出し冷却（effusion cooling）孔を形成するために利用できる、金型のコアとシェルとの間の一体型セラミックフィラメントを含む。コアとシェルとの間に十分なセラミックフィラメントを使用してコアの蛇行のための浸出経路を位置づけ、提供することはまた、ボールろう付けシュート（ball braze chutes）の排除を可能にする。先端プレナムコアとシェルとの間にセラミックフィラメントを設けて、浮動先端プレナムを支持し、伝統的な先端ピン、およびその後のろう付けによる閉鎖の必要性を除去してもよい。本発明の型に使用されるフィラメントは、鋳造構成要素に非線形の孔を形成する非線形の形状を有する。一体型コアシェル型は、ジェット航空機エンジンまたは発電用タービン部品のタービン翼および静翼を製造するために使用される超合金の鋳造などの鋳造作業において有用な特性を提供する。
現代の多くのエンジンおよび次世代のタービンエンジンは、入り組んで複雑な形状を有する構成要素および部品を必要とし、新しいタイプの材料および製造技術を必要とする。エンジン部品および部品を製造するための従来技術は、インベストメント鋳造またはロストワックス鋳造の面倒な工程を含む。インベストメント鋳造の一例は、ガスタービンエンジンに使用される典型的な動翼の製造を含む。タービン翼は通常、エンジン内での作動中に加圧冷却空気を受けるための少なくとも１つ以上の入口を有する翼長に沿って延びる径方向チャネルを有する中空の翼形部を含む。ブレード内の様々な冷却通路は通常、前縁と後縁との間の翼形部の中央に配置された蛇行チャネルを含む。翼形部は通常、翼形部の加熱された側壁と内部冷却空気との間の熱伝達を増大させるための短いタービュレータリブまたはピンなどの局所的特徴を含む、加圧冷却空気を受けるためのブレード内を通って延びる入口を含む。
典型的には高強度超合金金属材料からのこれらのタービン翼の製造は、図１に示す多数のステップを含む。第１に、タービン翼の内側に所望の入り組んだ冷却通路に適合するように精密セラミックコアが製造される。翼形部、プラットフォーム、および一体型ダブテールを含むタービン翼の正確な３次元外面を画定する精密なダイまたは型も作られる。このような型構造の概略図を図２に示す。セラミックコア２００は、間に空間または空隙を形成する２つのダイ半体の内側に組み立てられ、この空間または空隙が結果として生じるブレードの金属部分を画定する。組み立てられたダイにワックスが注入されて空隙を充填し、その中に封入されたセラミックコアを取り囲む。２つのダイ半体は分割され、成形ワックスから除去される。成形ワックスは、所望のブレードの精密な構成を有し、次いでセラミック材料で被覆されて周囲のセラミックシェル２０２を形成する。その後、ワックスが溶融されてシェル２０２から除去され、セラミックシェル２０２と内部セラミックコア２００および先端プレナム２０４との間に対応する空隙または空間２０１が残る。次いで、溶融超合金金属がシェル内に注入されてその中の空隙を充填し、シェル２０２内に収容されているセラミックコア２００および先端プレナム２０４を再び封入する。溶融金属を冷却して凝固させ、次いで外部シェル２０２ならびに内部コア２００および先端プレナム２０４を適切に除去して、内部冷却通路が見られる所望の金属タービン翼を残す。浸出（リーチング）処理を介してセラミックコア材料を除去するための経路を設けるために、ボールシュート２０３および先端ピン２０５が設けられ、これらは浸出するとタービン翼内にボールシュートおよび先端孔を形成し、これは後にろう付け閉鎖しなければならない。
鋳造タービン翼はその後、これに限定されないが、内部に導かれた冷却空気のための出口を設けるために望まれる、翼形部の側壁を通るフィルム冷却孔の適切な列の穿孔といった追加の鋳造後修正を受けることができ、これによって、ガスタービンエンジンの運転中に、翼形部の外面上に保護用の冷却空気膜またはブランケットが形成される。タービン翼がセラミック型から除去された後、セラミックコア２００のボールシュート２０３は、鋳造タービン翼の内部空隙を通る所望の空気通路を提供するために後でろう付け閉鎖される通路を形成する。しかしながら、これらの鋳造後の修正は限定されており、タービンエンジンの複雑さが増え続けていることやタービン翼内の特定の冷却回路の認識されている効率性を考慮すると、より複雑で入り組んだ内部形状が必要とされる。インベストメント鋳造はこれらの部品を製造することができるが、位置精度および入り組んだ内部形状は、これらの従来の製造方法を使用して製造するためにはより複雑になる。したがって、入り組んだ内部空隙を有する３次元構成要素のための改良された鋳造方法を提供することが望まれる。
ロールスロイス社に譲渡された米国特許第８，８５１，１５１号明細書には、セラミックコアシェル型を製造する３次元印刷方法が記載されている。型を製造する方法は、マサチューセッツ工科大学に譲渡された米国特許第５，３８７，３８０号明細書に開示されているような粉末床セラミック法、および３Ｄ Ｓｙｓｔｅｍｓ，Ｉｎｃ社に譲渡された米国特許第５，２５６，３４０号明細書に開示されているような選択的レーザ活性化（ＳＬＡ）を含む。米国特許第８，８５１，１５１号明細書によるセラミックコアシェル型は、これらの方法の印刷解像度能力によって制限されている。図３に示すように、一体型コアシェル型のコア部分３０１およびシェル部分３０２は、型の下縁に設けられた一連の結合構造体３０３を介して一緒に保持されている。米国特許第８，８５１，１５１号明細書では、短いシリンダによって接合された千鳥状の垂直キャビティを含む冷却通路が提案されており、その長さはその直径とほぼ同じである。次いで、米国特許第８，８５１，１５１号明細書号に開示され、参照により本明細書に組み込まれる既知の技術を使用して、超合金タービン翼がコアシェル型内に形成される。タービン翼がこれらのコアシェル型のうちの１つの中に鋳造された後、型は取り去られて鋳造超合金タービン翼が現れる。
鋳造工程の最終製品において細部の詳細な鋳造特徴を提供することができる、より高精細な方法を使用して製造されたセラミックコアシェル型を製造する必要性が依然としてある。
一実施形態では、本発明はセラミック型の製造方法に関する。本方法は、（ａ）加工物の硬化部分を液体セラミックフォトポリマーと接触させるステップと、（ｂ）硬化部分に隣接する液体セラミックフォトポリマーの一部に液体セラミックフォトポリマーに接触する窓を通して光照射するステップと、（ｃ）未硬化の液体セラミックフォトポリマーから加工物を取り出すステップと、を含む。セラミック型が形成されるまで、ステップ（ａ）〜（ｃ）が繰り返される。セラミック型は、（１）コア部分およびシェル部分であって、コア部分とシェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、キャビティが、セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合される、コア部分およびシェル部分と、（２）コア部分およびシェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントがコアとシェルとの間に架かり、型の除去の際に鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、フィラメントと、を備える。本方法は、次に、鋳造構成要素を形成するために鋳型に液体金属を注入し、液体金属を凝固させ、次いで型を鋳造構成要素から除去するステップを含むことができ、このステップは、好ましくは機械力とアルカリ浴中での化学的浸出との組み合わせを含む。
一実施形態では、本発明は鋳造構成要素の製造方法に関する。この方法は、鋳造構成要素を形成するために液体金属をセラミック鋳型に注入し、液体金属を凝固させるステップであって、セラミック鋳型は、（１）コア部分およびシェル部分であって、コア部分とシェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、キャビティが、セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合されるコア部分およびシェル部分と、（２）コア部分およびシェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントがコアとシェルとの間に架かり、鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有するフィラメントと、を含む、ステップと、および、フィラメントによって形成された鋳造構成要素の孔を通してセラミックコアの少なくとも一部を浸出させることにより鋳造構成要素からセラミック鋳型を除去するステップと、を含む。
一態様では、鋳造構成要素はタービン翼または静翼である。好ましくは、タービン翼または静翼は、例えば航空機エンジンまたは発電のガスタービンエンジンに使用される。タービン翼または静翼は、上述のセラミックフィラメントによって画定された冷却孔パターンを有する単結晶鋳造タービン翼または静翼であることが好ましい。好ましくは、フィラメントは、各フィラメントがコアとシェルとの間にまたがってコア部分とシェル部分とを接合し、フィラメントは０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する。
冷却孔パターンを形成するために使用される多数のフィラメントは、先端コアを支持するのに十分な強度を提供し得る。先端フィラメントが先端プレナムコアを支持するように作られている場合、それらはより大きく、すなわち２ｍｍより大きい断面積で作られてもよく、はるかに少ない数のフィラメント、または単一のフィラメントが使用されてもよい。しかし、これらのより大きなフィラメントは２〜４本が望ましい数である。鋳造後、フィラメントの結果として先端プレナム側壁に残っている孔またはノッチはろう付け閉鎖するか、タービン翼静翼設計に組み込んでもよいし、あるいはその工程を回避するために、フィラメントを構成要素の仕上げ加工形状の外側に配置してもよい。
一態様では、本発明は、コア部分およびシェル部分であって、コア部分とシェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、キャビティが、セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合されるコア部分およびシェル部分と、コア部分およびシェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントがコアとシェルとの間に架かり、型の除去の際にコア部分および外側表面によって画定される鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有するフィラメントと、を含む、セラミック鋳造型に関する。好ましくは、鋳造構成要素はタービン翼または静翼であり、コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、型の除去の際にタービン翼または静翼内に複数の冷却孔を画定する。コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する。セラミックは、光重合セラミックまたは硬化光重合セラミックであり得る。
好ましくは、鋳造構成要素はタービン翼または静翼であり、コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、型の除去の際にタービン翼または静翼内に複数の冷却孔を画定する。コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する。セラミックは、光重合セラミックまたは硬化光重合セラミックであり得る。
一態様では、本発明は、内部キャビティおよび外側表面と、内部キャビティと外側表面との間の流体連通を提供する複数の冷却孔と、を有する単結晶金属タービン翼または静翼に関し、複数の冷却孔は、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する。
好ましくは、非線形形状は、型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成する非線形形状を反映する。一態様では、孔は、２０°未満の角度で表面を出る。別の態様では、孔は５°〜１５°の範囲の角度で表面を出る。
従来のインベストメント鋳造の工程を示すフロー図である。 従来の方法で製造されたボールシュート付きコアシェル型の従来の方式の一例を示す概略図である。 コア部分とシェル部分とを結ぶ結合部を有する先行技術の一体型コアシェル型の斜視図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 図７のＡ−Ａ線に沿った概略断面図を示す。 コア部分とシェル部分とを接続するフィラメントを有する一体型コアシェル型の側面図を示す。 コア部分とシェル部分とを接続する非線形フィラメントを有する一体型コアシェル型の側面図を示す。 本発明の一態様による非線形冷却孔の側面図を示す。 本発明の一態様による非線形冷却孔の側面図を示す。
添付の図面に関連して以下に記載される詳細な説明は、様々な構成の説明として意図されており、本明細書で説明される概念が実施され得る唯一の構成を表すことを意図されてはいない。詳細な説明は、様々な概念の完全な理解を提供するための具体的な詳細を含む。しかしながら、これらの概念がこれらの具体的な詳細なしに実施されてもよいことは当業者には明らかであろう。例えば、本発明は鋳造金属部品、好ましくはジェット航空機エンジンの製造に使用される鋳造金属部品を製造するための好ましい方法を提供する。具体的には、タービン翼、静翼、およびシュラウド構成要素などの単結晶ニッケル基超合金鋳造部品の製品は、本発明によって有利に製造することができる。しかしながら、本発明の技術および一体型セラミック型を用いて他の鋳造金属構成要素を製造することもできる。
本発明者らは、一体型コアシェル型を製造するための既知の従来の方法は、完成タービン翼にエフュージョン冷却孔をもたらすために十分小さいサイズおよび量の、型のコア部分とシェル部分との間に延びるフィラメントを印刷するために必要な微細解像能力を欠いていることを認識した。マサチューセッツ工科大学に譲渡された米国特許第５，３８７，３８０号明細書に開示されているような従来の粉末床法の場合、粉末床リコータアームの作用は、鋳造部分にエフュージョン冷却孔をもたらすための、コアとシェルとの間に延びる十分に微細なフィラメントの形成を妨げる。３Ｄ Ｓｙｓｔｅｍｓ，Ｉｎｃ社に譲渡された米国特許第５，２５６，３４０号明細書に開示されているような選択的レーザ活性化（ＳＬＡ）のような、トップダウン照射技術を使用する他の既知の技術は、本発明による一体型コアシェル型を製造するのに使用されてもよい。しかしながら、これらのシステムで利用可能な印刷解像度は、鋳造最終製品において有効な冷却孔として機能するために十分に小さいサイズのフィラメントを製造する能力を著しく限定する。
本発明者らは、本発明の一体型コアシェル型を、直接光処理（ＤＬＰ：direct light processing）を用いて製造できることを見出した。ＤＬＰは、処理が行われるにつれて上昇する造形プラットフォーム上に光を投射する樹脂タンクの底部の窓を通してポリマーの光硬化が起こるという点で、上記の粉末床法およびＳＬＡ処理とは異なる。ＤＬＰを用いると、硬化したポリマーの全層が同時に製造され、レーザを用いてパターンを走査する必要性がなくなる。さらに、下にある窓と造形物の最後の硬化層との間で重合が起こる。下にある窓は、別の支持構造を必要とせずに材料の細いフィラメントを製造できるようにする支持を提供する。言い換えれば、造形物の２つの部分を橋渡しする材料の細いフィラメントを製造することは困難であり、従来技術において一般的に回避されていた。例えば、本願の背景技術の項で上述した米国特許第８，８５１，１５１号明細書は、短いシリンダで接続された垂直プレート構造を使用し、シリンダの長さはほぼその直径であった。米国特許第８，８５１，１５１号明細書において開示された粉末床およびＳＬＡ技術が垂直に支持されたセラミック構造を必要とし、また、この技術ではフィラメントを確実に製造することが不可能であるという事実によって、千鳥状の垂直キャビティが必要とされる。さらに、粉末床内で利用可能な解像度は１／８インチ程度であり、その結果最小特徴断面寸法は８ｍｍ２程度となり、伝統的な冷却孔の製造は実行不可能である。例えば、円形の冷却孔は一般に、３．２ｍｍ２未満の冷却孔面積に対応して２ｍｍ未満の直径を有する。そのような寸法の孔の製造は、いくつかのボクセルから孔を作る必要性を考慮すると、実際の孔のサイズをはるかに下回るサイズの解像度を必要とする。この解像度は、粉末床法では単純に利用できない。同様に、ステレオリソグラフィ（光造形法）は、支持体の欠如およびレーザ散乱に関連する解像度の問題のために、そのようなフィラメントを製造する能力において限界がある。しかし、ＤＬＰがフィラメントの全長を露光させ、それを窓と構築板の間に支持するという事実は、コアとシェルとの間の全長にわたって十分に細いフィラメントを製造して所望の冷却孔パターンを有するセラミック物体を形成することを可能にする。粉末床法およびＳＬＡはフィラメントを製造するために使用され得るが、上述のようにそれらが十分に細いフィラメントを製造する能力は限定的である。
１つの適切なＤＬＰプロセスは、Ｉｖｏｃｌａｒ Ｖｉｖａｄｅｎｔ ＡＧおよびＴｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔａｔ Ｗｉｅｎに譲渡された米国特許第９，０７９，３５７号明細書、ならびに国際公開第２０１０／０４５９５０Ａ１号パンフレットおよび米国特許第２０１１３１０３７０号明細書に開示されており、これらの各々は、参照により本明細書に組み込まれ、図４〜図８を参照して以下で論じられる。装置は、露光ユニット４１０の少なくとも一部を覆う少なくとも１つの半透明底部４０６を有するタンク４０４を含む。露光ユニット４１０は光源、および、制御ユニットの制御下で強度を位置選択的に調整することができる変調器を含み、造形中の層に望ましい形状でタンク底部４０６に露光フィールドを生成する。代替として、レーザを露光ユニットに使用することができ、その光ビームが、制御ユニットによって制御される可動ミラーによって所望の強度パターンで露光フィールドを連続的に走査する。
露光ユニット４１０の反対側には製造プラットフォーム４１２がタンク４０４の上方に設けられており、これは、タンク底部４０６上で露光ユニット４１０の上方の領域において高さ調整可能な方法で保持されるように、昇降機構（図示せず）によって支持されている。製造プラットフォーム４１２は、少なくとも製造プラットフォーム４１２の下側に第１の層を形成するときに、製造プラットフォームの上のさらなる露光ユニットによって光を入射させることができるように透明または半透明であってもよく、製造プラットフォームは、製造プラットフォーム上で最初に硬化した層がさらに高い信頼性で接着するように上から露光することもできる。
タンク４０４は、高粘性光重合性材料４２０の充填物を収容する。充填物の材料レベルは、位置選択的露光用に画定されることが意図されている層の厚さよりはるかに高い。光重合性材料の層を画定するために、以下の手順が採用される。製造プラットフォーム４１２は、（第１の露光ステップの前に）その下側が光重合性材料４２０の充填物に浸されるように、そして製造プラットフォーム４１２の下側とタンク底部４０６との間に所望の層厚Δ（図５参照）が正確に残るようにタンク底部４０６に近づくよう昇降機構によって制御された方法で下降される。この浸漬処理の間、光重合性材料は製造プラットフォーム４１２の下側とタンク底部４０６との間の間隙から除去される。層厚Δが設定された後、所望の位置選択層露光がこの層に対して行われ、これを所望の形状に硬化させる。特に第１の層を形成するとき、上からの露光もまた透明または半透明の製造プラットフォーム４１２を介して行われてもよく、これにより製造プラットフォーム４１２の下側と光重合性材料との間の接触領域において確実で完全な硬化が起こり、それゆえ、第１の層の製造プラットフォーム４１２への良好な接着が保証される。層が形成された後、製造プラットフォームは昇降機構によって再び持ち上げられる。
続いてこれらのステップが数回繰り返され、最後に形成された層４２２の下側からタンク底部４０６までの距離がそれぞれ所望の層厚Δに設定され、その上の次の層が所望の方法で位置選択的に硬化される。
露光ステップに続いて製造プラットフォーム４１２が持ち上げられた後、図６に示すように露光領域では材料が不足する。これは、厚さΔで層を硬化させた後、この層の材料が、製造プラットフォームおよびその上に既に形成された成形体の一部と共に硬化されて持ち上がるからである。したがって、既に形成された成形体の下側とタンク底部４０６との間で失われた光重合性材料は、露光領域を囲む領域からの光重合性材料４２０の充填物から充填されなければならない。しかしながら、粘度が高いので材料自体が成形体の下側とタンク底部との間の露光領域に逆流することはなく、材料の窪みまたは「孔」がここに残る。
露光領域に光重合性材料を補充するために、長尺の混合要素４３２をタンク内の光重合性材料４２０の充填物中で移動させる。図４〜図８に示す例示的実施形態では、混合要素４３２は、タンク４０４の側壁に移動可能に取り付けられた２つの支持アーム４３０の間に張られた細長いワイヤを含む。支持アーム４３０は、タンク４０４の側壁のガイドスロット４３４内に移動可能に取り付けることができ、支持アーム４３０間に引っ張られたワイヤ４３２は、ガイドスロット４３４内の支持アーム４３０を移動させることによって、タンク４０４に対してタンク底部４０６に平行に移動できる。長尺の混合要素４３２は寸法を有し、その動きは、長尺の混合要素４３２の上縁が、露光領域の外側のタンク内で、光重合性材料４２０の充填物の材料レベルより下に留まるように、タンク底部に対して案内される。図８の断面図に見られるように、混合要素４３２はワイヤの全長にわたってタンク内の材料レベルより下にあり、支持アーム４３０のみがタンク内の材料レベルを超えて突出している。長尺の混合要素をタンク４０４内の材料レベルより下に配置することの効果は、長尺の混合要素４３２が露光領域の中でタンクに対して移動中に、その前にある材料を実質的に移動させるのではなく、むしろわずかな上方移動の実行中に材料が混合要素４３２上を流れることである。図６に示す位置から、例えば矢印Ａで示す方向の新しい位置への混合要素４３２の移動が図７に示されている。タンク内の光重合性材料に対するこの種の作用によって、製造プラットフォーム４１２と露光ユニット４１０との間の材料が枯渇した露光領域に逆流するように材料が効果的に刺激されることが分かった。
タンクに対する長尺の混合要素４３２の移動は、最初に、固定タンク４０４を用いて、露光領域における製造プラットフォーム４１２と露光ユニット４１０との間の長尺の混合要素４３２の所望の移動を達成するために、ガイドスロット４３４に沿って支持アーム４３０を移動させる線形駆動装置によって実行することができる。図８に示すように、タンク底部４０６は両側に凹部４０６‘を有する。支持アーム４３０はその下端でこれらの凹部４０６‘内に突出する。これにより、タンク底部４０６における支持アーム４３０の下端部の移動を妨げることなく、長尺の混合要素４３２をタンク底部４０６の高さに保持することが可能になる。
本発明の一体型コアシェル型を準備するために、ＤＬＰの他の代替的方法を使用してもよい。例えば、タンクは回転可能なプラットフォーム上に配置されてもよい。連続する構築ステップ間で加工物が粘性ポリマーから引き出されると、タンクはプラットフォームおよび光源に対して回転されて粘性ポリマーの新しい層を提供し、その中に構築プラットフォームを浸して連続層を構築する。
図９は、コア９００とシェル部分９０１とを接続するフィラメント９０２を有する一体型コアシェル型の概略側面図を示す。上述のＤＬＰプリント処理を使用してセラミック型をプリントすることによって、コアとシェルとの間の接続点がフィラメント９０２により提供され得るように型を製造することができる。コアシェル型がプリントされると、プリントされたセラミックポリマー材料を硬化させるために後熱処理工程を受けてもよい。次いで、硬化セラミック型を、超合金タービン翼の製造に使用される伝統的な鋳造工程と同様に使用することができる。特に、フィラメント９０２は、タービン翼の表面へのエフュージョン冷却孔のパターン形成と一致して大量に設けられるので、図２に示すようなボールシュート構造の必要性をなくすことができる。この実施形態では、先端プレナムコア９０４をコア９００に接続する先端ピン９０５は保持されている。セラミック型を除去した後、コア９００と先端プレナムコア９０４との間に先端孔が存在し、続いてこれをろう付け閉鎖することができる。しかしながら、先端ピン９０５を省略して、コアキャビティと先端プレナムとを接続する先端孔をろう付け閉鎖する必要性を回避してもよい。
フィラメント９０２は、好ましくは円筒形または楕円形であるが、湾曲又は非線形でもよい。それらの正確な寸法は、特定の鋳造金属部品のための所望のフィルム冷却方式によって変わり得る。例えば、冷却孔は、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有していてよい。タービン翼では、断面積は０．０１〜０．１５ｍｍ２、より好ましくは０．０５〜０．１ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．０７ｍｍ２であってよい。静翼の場合、冷却孔は、０．０５〜０．２ｍｍ２、より好ましくは０．１〜０．１８ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．１６ｍｍ２の断面積を有していてよい。冷却孔の間隔は、典型的には冷却孔の直径の倍数であって、冷却孔の直径の２倍から１０倍の範囲、最も好ましくは孔の直径の約４〜７倍の範囲である。
フィラメント９０２の長さは、鋳造構成要素の厚さ、例えばタービン翼または静翼の壁の厚さ、および冷却孔が鋳造構成要素の表面に対して配置される角度によって決まる。典型的な長さは、０．５〜５ｍｍ、より好ましくは０．７〜１ｍｍの範囲、最も好ましくは約０．９ｍｍである。冷却孔が配置される角度は、表面に対して約５〜３５°、より好ましくは１０〜２０°、最も好ましくは約１２°である。本発明による鋳造方法は、従来の機械加工技術を用いて現在利用可能なものよりも、鋳造構成要素の表面に対して小さい角度を有する冷却孔の形成を可能にすることが理解されよう。
本発明によって作られた冷却孔の特定の形状は、コアを型のシェル部分に接続するフィラメントの形状によって決まる。フィラメントを製造する工程ではフィラメントの寸法を完全に制御できるので、本発明を使用して任意の形状の冷却孔を作ることができる。さらに、単一の鋳造物体に数種類の冷却孔設計を備えることができる。以下、本発明によって使用され得る冷却孔設計のためのいくつかの非限定的な例を説明する。本発明の冷却孔の１つの重要な特徴は、それらが見通し外（non-line-of-sight）形状を備えることができることである。実際、完成したタービン翼に放電加工（ＥＤＭ）を使用して穿孔された冷却孔は、鋳造金属物体を通る見通し線を有するように全体として成形された冷却孔に限定されていた。これは、ＥＤＭ装置が概ね線形形状を有し、コアキャビティに達するために鋳造物体の外面を穿孔することによって作動するからである。コアキャビティにはアクセスできないので、鋳造物体のコアキャビティ側から穿孔することは一般的に不可能である。
図１０は、コア１０００とシェル部分１００１とを接続する本発明による非線形フィラメント１００２を有する一体型コアシェル型の概略側面図を示す。上述のＤＬＰ印刷プロセスを使用してセラミック型をプリントすることによって、コアとシェルとの間の接続点が非線形フィラメント１００２を介して提供され得るように型を作ることができる。コアシェル型がプリントされると、プリントされたセラミックポリマー材料を硬化させるために後熱処理工程を受けてもよい。次いで、硬化セラミック型を、超合金タービン翼の製造に使用される伝統的な鋳造工程と同様に使用することができる。特に、非線形フィラメント１００２は、タービン翼の表面へのエフュージョン冷却孔のパターン形成と一致して大量に設けられるので、図２に示すようなボールシュート構造の必要性をなくすことができる。この実施形態では、先端プレナムコア１００４をコア１０００に接続する先端ピン１００５は保持されている。セラミック型を除去した後、コア１０００と先端プレナムコア１００４との間に先端孔が存在し、続いてこれをろう付け閉鎖することができる。しかしながら、先端ピン１００５を省略して、コアキャビティを先端プレナムと接続する先端孔をろう付け閉鎖する必要性を回避してもよい。
非線形フィラメント１００２は、好ましくは円筒形または楕円形である。それらの正確な寸法は、特定の鋳造金属部品のための所望のフィルム冷却方式によって変わり得る。例えば、冷却孔は、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有していてよい。タービン翼では、断面積は０．０１〜０．１５ｍｍ２、より好ましくは０．０５〜０．１ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．０７ｍｍ２であり得る。静翼の場合、冷却孔は、０．０５〜０．２ｍｍ２、より好ましくは０．１〜０．１８ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．１６ｍｍ２の断面積を有することができる。冷却孔の間隔は、典型的には冷却孔の直径の倍数であり、冷却孔の直径の２倍から１０倍の範囲、最も好ましくは孔の直径の約４〜７倍の範囲である。
フィラメント１００２の長さは、鋳造構成要素の厚さ、例えばタービン翼の壁の厚さ、および冷却孔が鋳造構成要素の表面に対して配置される角度によって決まる。典型的な長さは、０．５〜５ｍｍ、より好ましくは０．７〜１ｍｍの範囲、最も好ましくは約０．９ｍｍである。冷却孔が配置される角度は、表面に対して約５〜３５°、より好ましくは１０〜２０°、最も好ましくは約１２°である。本発明による鋳造方法は、従来の機械加工技術を用いて現在利用可能なものよりも、鋳造構成要素の表面に対して小さい角度を有する冷却孔の形成を可能にすることが理解されよう。
本発明はまた、鋳造金属物体、特に図１０に示す例示的設計のような非線形冷却孔を有するジェット航空機エンジンに使用される単結晶タービン翼および固定子を製造する方法に関する。本方法は、ＤＬＰを用いたセラミック型の製造から始まる。ＤＬＰ工程は、（ａ）加工物の硬化部分を液体セラミックフォトポリマーと接触させるステップ、（ｂ）硬化部分に隣接する液体セラミックフォトポリマーの一部に液体セラミックフォトポリマーに接触する窓を通して光照射するステップ、および（ｃ）未硬化の液体セラミックフォトポリマーから加工物を取り出すステップの繰り返しを含む。図１０に示すセラミック型が形成されるまで、ステップ（ａ）〜（ｃ）が繰り返される。型が形成された後、液体金属を鋳型に注入し凝固させて鋳造構成要素を形成することができる。次いで、例えば外側シェルの機械的除去と内部セラミックコアの浸出との組み合わせを使用して、セラミック型を鋳造構成要素から除去する。
図１０に示す非線形冷却孔フィラメントの特定の形状は、タービン翼または固定子に配置される特定のエフュージョン冷却孔パターンの必要性に基づいて変化し得る。例えば、孔の方向は、孔がタービン翼の頂部に向かって整列している図１０に示されている方向と反対であってもよい。フィラメントは、型の除去時に「Ｓ」字形の保持部を形成する曲率を有することができる。あるいは、孔は、それらが紙面の内側あるいは外側に突出するようにタービン翼に沿って水平に整列されてもよい。ＤＬＰ処理に可能な柔軟性を考慮すると、冷却孔の形状に制限はない。いくつかの代替の例示的な冷却孔形状を図１１および図１２に示す。
図１１は、本発明の一態様による鋳造物体に作製することができる非線形冷却孔の側面図を示す。この例では、エフュージョン冷却孔１１１０は、鋳造構成要素１１００の内面１１０２から鋳造構成要素１１００の外側表面１１０４まで延びている。冷却孔１１１０は、入口１１２２を有する上流部分１１２０、中間部分１１４０、および出口１１３２を有する下流部分１１３０を有する。冷却孔１１１０は非線形の見通し線を有しており、これは、入口１１２２および出口１１３２の面積、および各部分１１２０、１１３０の直径、形状を考慮すると、単一の仮想直線セグメントが入口１１２２と出口１１３２との間に延びることはないことを意味する。例示的な冷却孔の形状は、図１０に示すようなコアシェルアセンブリ内の冷却孔とは反対のパターンでフィラメントをプリントすることによって実施することができる。
図１２は、本発明の一実施形態によるエフュージョン冷却孔１２１０を示す。冷却孔１２１０は、鋳造構成要素１２００の内面１２０２から鋳造構成要素１２００を通って鋳造構成要素１２００の外側表面１２０４まで延びている。冷却孔１２１０は、入口１２２２を有する上流部分１２２０からチャンバ１２４０を通って出口１２３２を有する下流部分１２３０へと鋳造物体の外側表面まで延びている。本発明の冷却孔１２１０は、入口１２２０の最小直径よりも大きい高さまたは幅寸法の少なくとも一つを有することによって画定されるチャンバ１２４０を有することができる。冷却孔は、入口１２２０に隣接した傾斜路構造１２２４を有することができる。
チャンバ１２４０は、冷却空気の供給口に入る埃および微粒子物質のトラップとして機能しながら、冷却孔への追加的な熱伝導能力を提供するように設計されている。これは、ジェット機を埃または砂の多い環境で動作させるときに特に有利であり得る。埃または砂が流路に入るのを防ぐことは、埃または砂の汚染によって経時的に損傷される可能性がある下流のエンジン部品に有効寿命を加えることができる。例えば、ジェット航空機エンジンの低圧タービン領域内のタービン翼および固定子は、汚染の低減から利益を得ることができる。さらに、砂または埃による汚染をさらに低減するために、所望により傾斜路構造１２２４を設計に含めることができる。
浸出の後、コアプリントフィラメントから得られるタービン翼の孔は、必要であれば、ろう付け閉鎖することができる。そうでなければ、コアプリントフィラメントによって残された孔は、内部冷却通路の設計に組み込まれてもよい。あるいは、冷却孔フィラメントは、金属鋳造工程中に先端プレナムコアを定位置に保持するのに十分な量で先端プレナムコアをシェルに接続するために設けられてもよい。
本発明によってコアシェル型構造をプリントした後、セラミックコアフォトポリマー材料の要件に応じてコアシェル型を硬化および／または焼成してもよい。溶融金属を型に流し込んで、一体のコアシェル型によって提供される形状を有し、かつ特徴を有する鋳造物体を形成することができる。タービン翼の場合、溶融金属は、従来のインベストメント鋳型で使用されることが知られている技術を使用して単結晶超合金タービン翼に形成される超合金金属であることが好ましい。
一態様では、本発明は、同様の方法で製造された他のコアシェル型の特徴を組み込んだ、または組み合わせた本発明のコアシェル型構造に関する。以下の特許出願は、これらの様々な態様およびそれらの使用の開示を含む。
「INTEGRATED CASTING CORE-SHELL STRUCTURE（一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３６／２８４９７６で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願番号第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE-SHELL STRUCTURE WITH FLOATING TIP PLENUM（浮動先端プレナムを有する一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３７／２８４９９７で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「MULTI-PIECE INTEGRATED CORE-SHELL STRUCTURE FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するためのマルチピース一体型コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３３／２８４９０９で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「MULTI-PIECE INTEGRATED CORE-SHELL STRUCTURE WITH STANDOFF AND/OR BUMPER FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するための標準的なスタンドオフおよび／またはバンパを備えたマルチピース一体型コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００４２／２８４９０９Ａで、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE SHELL STRUCTURE WITH PRINTED TUBES FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するための印刷されたチューブを有する一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３２／２８４９１７で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE-SHELL STRUCTURE AND FILTER FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するための一体型鋳造コアシェル構造およびフィルタ）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３９／２８５０２１で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE SHELL STRUCTURE FOR MAKING CAST COMPONENT WITH COOLING HOLES IN INACCESSIBLE LOCATIONS（アクセス不能な位置に冷却孔を有する鋳造構成要素を製造するための一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００５５／２８５０６４Ａで、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE SHELL STRUCTURE FOR MAKING CAST COMPONENT HAVING THIN ROOT COMPONENTS（薄い根元構成要素を有する鋳造構成要素を作るための一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００５３／２８５０６４Ｂで、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
これらの出願の各開示は、それらが本明細書に開示されたコアシェル型と共に使用することができるコアシェル型およびその製造方法のさらなる態様を開示する限りにおいて、その全体が本明細書に組み込まれる。
本明細書は、好ましい実施形態を含む本発明を開示するために、また任意の装置またはシステムを製造および使用することならびに任意の組み込まれた方法を実行することを含めて当業者が本発明を実施することを可能にするための例を使用する。本発明の特許性のある範囲は特許請求の範囲によって定義され、当業者が思い付く他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合、またはそれらが特許請求の範囲の文言とごくわずかに異なる同等の構造要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内にあることが意図される。記載された様々な実施形態からの態様、ならびにそのような各態様に対する他の既知の均等物は、本願の原理によって追加の実施形態および技術を構築するために当業者によって混合および適合されることができる。
本開示は一般にインベストメント鋳造コアシェル型構成要素およびこれらの構成要素を利用する方法に関する。本発明によって製造されたコアシェル型は、これらの型から製造された鋳造構成要素に孔、すなわちしみ出し冷却（effusion cooling）孔を形成するために利用できる、金型のコアとシェルとの間の一体型セラミックフィラメントを含む。コアとシェルとの間に十分なセラミックフィラメントを使用してコアの蛇行のための浸出経路を位置づけ、提供することはまた、ボールろう付けシュート（ball braze chutes）の排除を可能にする。先端プレナムコアとシェルとの間にセラミックフィラメントを設けて、浮動先端プレナムを支持し、伝統的な先端ピン、およびその後のろう付けによる閉鎖の必要性を除去してもよい。本発明の型に使用されるフィラメントは、鋳造構成要素に非線形の孔を形成する非線形の形状を有する。一体型コアシェル型は、ジェット航空機エンジンまたは発電用タービン部品のタービン翼および静翼を製造するために使用される超合金の鋳造などの鋳造作業において有用な特性を提供する。
現代の多くのエンジンおよび次世代のタービンエンジンは、入り組んで複雑な形状を有する構成要素および部品を必要とし、新しいタイプの材料および製造技術を必要とする。エンジン部品および部品を製造するための従来技術は、インベストメント鋳造またはロストワックス鋳造の面倒な工程を含む。インベストメント鋳造の一例は、ガスタービンエンジンに使用される典型的な動翼の製造を含む。タービン翼は通常、エンジン内での作動中に加圧冷却空気を受けるための少なくとも１つ以上の入口を有する翼長に沿って延びる径方向チャネルを有する中空の翼形部を含む。ブレード内の様々な冷却通路は通常、前縁と後縁との間の翼形部の中央に配置された蛇行チャネルを含む。翼形部は通常、翼形部の加熱された側壁と内部冷却空気との間の熱伝達を増大させるための短いタービュレータリブまたはピンなどの局所的特徴を含む、加圧冷却空気を受けるためのブレード内を通って延びる入口を含む。
典型的には高強度超合金金属材料からのこれらのタービン翼の製造は、図１に示す多数のステップを含む。第１に、タービン翼の内側に所望の入り組んだ冷却通路に適合するように精密セラミックコアが製造される。翼形部、プラットフォーム、および一体型ダブテールを含むタービン翼の正確な３次元外面を画定する精密なダイまたは型も作られる。このような型構造の概略図を図２に示す。セラミックコア２００は、間に空間または空隙を形成する２つのダイ半体の内側に組み立てられ、この空間または空隙が結果として生じるブレードの金属部分を画定する。組み立てられたダイにワックスが注入されて空隙を充填し、その中に封入されたセラミックコアを取り囲む。２つのダイ半体は分割され、成形ワックスから除去される。成形ワックスは、所望のブレードの精密な構成を有し、次いでセラミック材料で被覆されて周囲のセラミックシェル２０２を形成する。その後、ワックスが溶融されてシェル２０２から除去され、セラミックシェル２０２と内部セラミックコア２００および先端プレナム２０４との間に対応する空隙または空間２０１が残る。次いで、溶融超合金金属がシェル内に注入されてその中の空隙を充填し、シェル２０２内に収容されているセラミックコア２００および先端プレナム２０４を再び封入する。溶融金属を冷却して凝固させ、次いで外部シェル２０２ならびに内部コア２００および先端プレナム２０４を適切に除去して、内部冷却通路が見られる所望の金属タービン翼を残す。浸出（リーチング）処理を介してセラミックコア材料を除去するための経路を設けるために、ボールシュート２０３および先端ピン２０５が設けられ、これらは浸出するとタービン翼内にボールシュートおよび先端孔を形成し、これは後にろう付け閉鎖しなければならない。
鋳造タービン翼はその後、これに限定されないが、内部に導かれた冷却空気のための出口を設けるために望まれる、翼形部の側壁を通るフィルム冷却孔の適切な列の穿孔といった追加の鋳造後修正を受けることができ、これによって、ガスタービンエンジンの運転中に、翼形部の外面上に保護用の冷却空気膜またはブランケットが形成される。タービン翼がセラミック型から除去された後、セラミックコア２００のボールシュート２０３は、鋳造タービン翼の内部空隙を通る所望の空気通路を提供するために後でろう付け閉鎖される通路を形成する。しかしながら、これらの鋳造後の修正は限定されており、タービンエンジンの複雑さが増え続けていることやタービン翼内の特定の冷却回路の認識されている効率性を考慮すると、より複雑で入り組んだ内部形状が必要とされる。インベストメント鋳造はこれらの部品を製造することができるが、位置精度および入り組んだ内部形状は、これらの従来の製造方法を使用して製造するためにはより複雑になる。したがって、入り組んだ内部空隙を有する３次元構成要素のための改良された鋳造方法を提供することが望まれる。
ロールスロイス社に譲渡された米国特許第８，８５１，１５１号明細書には、セラミックコアシェル型を製造する３次元印刷方法が記載されている。型を製造する方法は、マサチューセッツ工科大学に譲渡された米国特許第５，３８７，３８０号明細書に開示されているような粉末床セラミック法、および３Ｄ Ｓｙｓｔｅｍｓ，Ｉｎｃ社に譲渡された米国特許第５，２５６，３４０号明細書に開示されているような選択的レーザ活性化（ＳＬＡ）を含む。米国特許第８，８５１，１５１号明細書によるセラミックコアシェル型は、これらの方法の印刷解像度能力によって制限されている。図３に示すように、一体型コアシェル型のコア部分３０１およびシェル部分３０２は、型の下縁に設けられた一連の結合構造体３０３を介して一緒に保持されている。米国特許第８，８５１，１５１号明細書では、短いシリンダによって接合された千鳥状の垂直キャビティを含む冷却通路が提案されており、その長さはその直径とほぼ同じである。次いで、米国特許第８，８５１，１５１号明細書号に開示され、参照により本明細書に組み込まれる既知の技術を使用して、超合金タービン翼がコアシェル型内に形成される。タービン翼がこれらのコアシェル型のうちの１つの中に鋳造された後、型は取り去られて鋳造超合金タービン翼が現れる。
鋳造工程の最終製品において細部の詳細な鋳造特徴を提供することができる、より高精細な方法を使用して製造されたセラミックコアシェル型を製造する必要性が依然としてある。
一実施形態では、本発明はセラミック型の製造方法に関する。本方法は、（ａ）加工物の硬化部分を液体セラミックフォトポリマーと接触させるステップと、（ｂ）硬化部分に隣接する液体セラミックフォトポリマーの一部に液体セラミックフォトポリマーに接触する窓を通して光照射するステップと、（ｃ）未硬化の液体セラミックフォトポリマーから加工物を取り出すステップと、を含む。セラミック型が形成されるまで、ステップ（ａ）〜（ｃ）が繰り返される。セラミック型は、（１）コア部分およびシェル部分であって、コア部分とシェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、キャビティが、セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合される、コア部分およびシェル部分と、（２）コア部分およびシェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントがコアとシェルとの間に架かり、型の除去の際に鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、フィラメントと、を備える。本方法は、次に、鋳造構成要素を形成するために鋳型に液体金属を注入し、液体金属を凝固させ、次いで型を鋳造構成要素から除去するステップを含むことができ、このステップは、好ましくは機械力とアルカリ浴中での化学的浸出との組み合わせを含む。
一実施形態では、本発明は鋳造構成要素の製造方法に関する。この方法は、鋳造構成要素を形成するために液体金属をセラミック鋳型に注入し、液体金属を凝固させるステップであって、セラミック鋳型は、（１）コア部分およびシェル部分であって、コア部分とシェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、キャビティが、セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合されるコア部分およびシェル部分と、（２）コア部分およびシェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントがコアとシェルとの間に架かり、鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有するフィラメントと、を含む、ステップと、および、フィラメントによって形成された鋳造構成要素の孔を通してセラミックコアの少なくとも一部を浸出させることにより鋳造構成要素からセラミック鋳型を除去するステップと、を含む。
一態様では、鋳造構成要素はタービン翼または静翼である。好ましくは、タービン翼または静翼は、例えば航空機エンジンまたは発電のガスタービンエンジンに使用される。タービン翼または静翼は、上述のセラミックフィラメントによって画定された冷却孔パターンを有する単結晶鋳造タービン翼または静翼であることが好ましい。好ましくは、フィラメントは、各フィラメントがコアとシェルとの間にまたがってコア部分とシェル部分とを接合し、フィラメントは０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する。
冷却孔パターンを形成するために使用される多数のフィラメントは、先端コアを支持するのに十分な強度を提供し得る。先端フィラメントが先端プレナムコアを支持するように作られている場合、それらはより大きく、すなわち２ｍｍより大きい断面積で作られてもよく、はるかに少ない数のフィラメント、または単一のフィラメントが使用されてもよい。しかし、これらのより大きなフィラメントは２〜４本が望ましい数である。鋳造後、フィラメントの結果として先端プレナム側壁に残っている孔またはノッチはろう付け閉鎖するか、タービン翼静翼設計に組み込んでもよいし、あるいはその工程を回避するために、フィラメントを構成要素の仕上げ加工形状の外側に配置してもよい。
一態様では、本発明は、コア部分およびシェル部分であって、コア部分とシェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、キャビティが、セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合されるコア部分およびシェル部分と、コア部分およびシェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントがコアとシェルとの間に架かり、型の除去の際にコア部分および外側表面によって画定される鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有するフィラメントと、を含む、セラミック鋳造型に関する。好ましくは、鋳造構成要素はタービン翼または静翼であり、コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、型の除去の際にタービン翼または静翼内に複数の冷却孔を画定する。コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する。セラミックは、光重合セラミックまたは硬化光重合セラミックであり得る。
好ましくは、鋳造構成要素はタービン翼または静翼であり、コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、型の除去の際にタービン翼または静翼内に複数の冷却孔を画定する。コア部分とシェル部分とを接合する複数のフィラメントは、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する。セラミックは、光重合セラミックまたは硬化光重合セラミックであり得る。
一態様では、本発明は、内部キャビティおよび外側表面と、内部キャビティと外側表面との間の流体連通を提供する複数の冷却孔と、を有する単結晶金属タービン翼または静翼に関し、複数の冷却孔は、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する。
好ましくは、非線形形状は、型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成する非線形形状を反映する。一態様では、孔は、２０°未満の角度で表面を出る。別の態様では、孔は５°〜１５°の範囲の角度で表面を出る。
従来のインベストメント鋳造の工程を示すフロー図である。 従来の方法で製造されたボールシュート付きコアシェル型の従来の方式の一例を示す概略図である。 コア部分とシェル部分とを結ぶ結合部を有する先行技術の一体型コアシェル型の斜視図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 直接光処理（ＤＬＰ）のための方法の連続した段階を実行するための装置の概略横断面図を示す。 図７のＡ−Ａ線に沿った概略断面図を示す。 コア部分とシェル部分とを接続するフィラメントを有する一体型コアシェル型の側面図を示す。 コア部分とシェル部分とを接続する非線形フィラメントを有する一体型コアシェル型の側面図を示す。 本発明の一態様による非線形冷却孔の側面図を示す。 本発明の一態様による非線形冷却孔の側面図を示す。
添付の図面に関連して以下に記載される詳細な説明は、様々な構成の説明として意図されており、本明細書で説明される概念が実施され得る唯一の構成を表すことを意図されてはいない。詳細な説明は、様々な概念の完全な理解を提供するための具体的な詳細を含む。しかしながら、これらの概念がこれらの具体的な詳細なしに実施されてもよいことは当業者には明らかであろう。例えば、本発明は鋳造金属部品、好ましくはジェット航空機エンジンの製造に使用される鋳造金属部品を製造するための好ましい方法を提供する。具体的には、タービン翼、静翼、およびシュラウド構成要素などの単結晶ニッケル基超合金鋳造部品の製品は、本発明によって有利に製造することができる。しかしながら、本発明の技術および一体型セラミック型を用いて他の鋳造金属構成要素を製造することもできる。
本発明者らは、一体型コアシェル型を製造するための既知の従来の方法は、完成タービン翼にエフュージョン冷却孔をもたらすために十分小さいサイズおよび量の、型のコア部分とシェル部分との間に延びるフィラメントを印刷するために必要な微細解像能力を欠いていることを認識した。マサチューセッツ工科大学に譲渡された米国特許第５，３８７，３８０号明細書に開示されているような従来の粉末床法の場合、粉末床リコータアームの作用は、鋳造部分にエフュージョン冷却孔をもたらすための、コアとシェルとの間に延びる十分に微細なフィラメントの形成を妨げる。３Ｄ Ｓｙｓｔｅｍｓ，Ｉｎｃ社に譲渡された米国特許第５，２５６，３４０号明細書に開示されているような選択的レーザ活性化（ＳＬＡ）のような、トップダウン照射技術を使用する他の既知の技術は、本発明による一体型コアシェル型を製造するのに使用されてもよい。しかしながら、これらのシステムで利用可能な印刷解像度は、鋳造最終製品において有効な冷却孔として機能するために十分に小さいサイズのフィラメントを製造する能力を著しく限定する。
本発明者らは、本発明の一体型コアシェル型を、直接光処理（ＤＬＰ：direct light processing）を用いて製造できることを見出した。ＤＬＰは、処理が行われるにつれて上昇する造形プラットフォーム上に光を投射する樹脂タンクの底部の窓を通してポリマーの光硬化が起こるという点で、上記の粉末床法およびＳＬＡ処理とは異なる。ＤＬＰを用いると、硬化したポリマーの全層が同時に製造され、レーザを用いてパターンを走査する必要性がなくなる。さらに、下にある窓と造形物の最後の硬化層との間で重合が起こる。下にある窓は、別の支持構造を必要とせずに材料の細いフィラメントを製造できるようにする支持を提供する。言い換えれば、造形物の２つの部分を橋渡しする材料の細いフィラメントを製造することは困難であり、従来技術において一般的に回避されていた。例えば、本願の背景技術の項で上述した米国特許第８，８５１，１５１号明細書は、短いシリンダで接続された垂直プレート構造を使用し、シリンダの長さはほぼその直径であった。米国特許第８，８５１，１５１号明細書において開示された粉末床およびＳＬＡ技術が垂直に支持されたセラミック構造を必要とし、また、この技術ではフィラメントを確実に製造することが不可能であるという事実によって、千鳥状の垂直キャビティが必要とされる。さらに、粉末床内で利用可能な解像度は１／８インチ程度であり、その結果最小特徴断面寸法は８ｍｍ２程度となり、伝統的な冷却孔の製造は実行不可能である。例えば、円形の冷却孔は一般に、３．２ｍｍ２未満の冷却孔面積に対応して２ｍｍ未満の直径を有する。そのような寸法の孔の製造は、いくつかのボクセルから孔を作る必要性を考慮すると、実際の孔のサイズをはるかに下回るサイズの解像度を必要とする。この解像度は、粉末床法では単純に利用できない。同様に、ステレオリソグラフィ（光造形法）は、支持体の欠如およびレーザ散乱に関連する解像度の問題のために、そのようなフィラメントを製造する能力において限界がある。しかし、ＤＬＰがフィラメントの全長を露光させ、それを窓と構築板の間に支持するという事実は、コアとシェルとの間の全長にわたって十分に細いフィラメントを製造して所望の冷却孔パターンを有するセラミック物体を形成することを可能にする。粉末床法およびＳＬＡはフィラメントを製造するために使用され得るが、上述のようにそれらが十分に細いフィラメントを製造する能力は限定的である。
１つの適切なＤＬＰプロセスは、Ｉｖｏｃｌａｒ Ｖｉｖａｄｅｎｔ ＡＧおよびＴｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔａｔ Ｗｉｅｎに譲渡された米国特許第９，０７９，３５７号明細書、ならびに国際公開第２０１０／０４５９５０Ａ１号パンフレットおよび米国特許第２０１１３１０３７０号明細書に開示されており、これらの各々は、参照により本明細書に組み込まれ、図４〜図８を参照して以下で論じられる。装置は、露光ユニット４１０の少なくとも一部を覆う少なくとも１つの半透明底部４０６を有するタンク４０４を含む。露光ユニット４１０は光源、および、制御ユニットの制御下で強度を位置選択的に調整することができる変調器を含み、造形中の層に望ましい形状でタンク底部４０６に露光フィールドを生成する。代替として、レーザを露光ユニットに使用することができ、その光ビームが、制御ユニットによって制御される可動ミラーによって所望の強度パターンで露光フィールドを連続的に走査する。
露光ユニット４１０の反対側には製造プラットフォーム４１２がタンク４０４の上方に設けられており、これは、タンク底部４０６上で露光ユニット４１０の上方の領域において高さ調整可能な方法で保持されるように、昇降機構（図示せず）によって支持されている。製造プラットフォーム４１２は、少なくとも製造プラットフォーム４１２の下側に第１の層を形成するときに、製造プラットフォームの上のさらなる露光ユニットによって光を入射させることができるように透明または半透明であってもよく、製造プラットフォームは、製造プラットフォーム上で最初に硬化した層がさらに高い信頼性で接着するように上から露光することもできる。
タンク４０４は、高粘性光重合性材料４２０の充填物を収容する。充填物の材料レベルは、位置選択的露光用に画定されることが意図されている層の厚さよりはるかに高い。光重合性材料の層を画定するために、以下の手順が採用される。製造プラットフォーム４１２は、（第１の露光ステップの前に）その下側が光重合性材料４２０の充填物に浸されるように、そして製造プラットフォーム４１２の下側とタンク底部４０６との間に所望の層厚Δ（図５参照）が正確に残るようにタンク底部４０６に近づくよう昇降機構によって制御された方法で下降される。この浸漬処理の間、光重合性材料は製造プラットフォーム４１２の下側とタンク底部４０６との間の間隙から除去される。層厚Δが設定された後、所望の位置選択層露光がこの層に対して行われ、これを所望の形状に硬化させる。特に第１の層を形成するとき、上からの露光もまた透明または半透明の製造プラットフォーム４１２を介して行われてもよく、これにより製造プラットフォーム４１２の下側と光重合性材料との間の接触領域において確実で完全な硬化が起こり、それゆえ、第１の層の製造プラットフォーム４１２への良好な接着が保証される。層が形成された後、製造プラットフォームは昇降機構によって再び持ち上げられる。
続いてこれらのステップが数回繰り返され、最後に形成された層４２２の下側からタンク底部４０６までの距離がそれぞれ所望の層厚Δに設定され、その上の次の層が所望の方法で位置選択的に硬化される。
露光ステップに続いて製造プラットフォーム４１２が持ち上げられた後、図６に示すように露光領域では材料が不足する。これは、厚さΔで層を硬化させた後、この層の材料が、製造プラットフォームおよびその上に既に形成された成形体の一部と共に硬化されて持ち上がるからである。したがって、既に形成された成形体の下側とタンク底部４０６との間で失われた光重合性材料は、露光領域を囲む領域からの光重合性材料４２０の充填物から充填されなければならない。しかしながら、粘度が高いので材料自体が成形体の下側とタンク底部との間の露光領域に逆流することはなく、材料の窪みまたは「孔」がここに残る。
露光領域に光重合性材料を補充するために、長尺の混合要素４３２をタンク内の光重合性材料４２０の充填物中で移動させる。図４〜図８に示す例示的実施形態では、混合要素４３２は、タンク４０４の側壁に移動可能に取り付けられた２つの支持アーム４３０の間に張られた細長いワイヤを含む。支持アーム４３０は、タンク４０４の側壁のガイドスロット４３４内に移動可能に取り付けることができ、支持アーム４３０間に引っ張られたワイヤ４３２は、ガイドスロット４３４内の支持アーム４３０を移動させることによって、タンク４０４に対してタンク底部４０６に平行に移動できる。長尺の混合要素４３２は寸法を有し、その動きは、長尺の混合要素４３２の上縁が、露光領域の外側のタンク内で、光重合性材料４２０の充填物の材料レベルより下に留まるように、タンク底部に対して案内される。図８の断面図に見られるように、混合要素４３２はワイヤの全長にわたってタンク内の材料レベルより下にあり、支持アーム４３０のみがタンク内の材料レベルを超えて突出している。長尺の混合要素をタンク４０４内の材料レベルより下に配置することの効果は、長尺の混合要素４３２が露光領域の中でタンクに対して移動中に、その前にある材料を実質的に移動させるのではなく、むしろわずかな上方移動の実行中に材料が混合要素４３２上を流れることである。図６に示す位置から、例えば矢印Ａで示す方向の新しい位置への混合要素４３２の移動が図７に示されている。タンク内の光重合性材料に対するこの種の作用によって、製造プラットフォーム４１２と露光ユニット４１０との間の材料が枯渇した露光領域に逆流するように材料が効果的に刺激されることが分かった。
タンクに対する長尺の混合要素４３２の移動は、最初に、固定タンク４０４を用いて、露光領域における製造プラットフォーム４１２と露光ユニット４１０との間の長尺の混合要素４３２の所望の移動を達成するために、ガイドスロット４３４に沿って支持アーム４３０を移動させる線形駆動装置によって実行することができる。図８に示すように、タンク底部４０６は両側に凹部４０６‘を有する。支持アーム４３０はその下端でこれらの凹部４０６‘内に突出する。これにより、タンク底部４０６における支持アーム４３０の下端部の移動を妨げることなく、長尺の混合要素４３２をタンク底部４０６の高さに保持することが可能になる。
本発明の一体型コアシェル型を準備するために、ＤＬＰの他の代替的方法を使用してもよい。例えば、タンクは回転可能なプラットフォーム上に配置されてもよい。連続する構築ステップ間で加工物が粘性ポリマーから引き出されると、タンクはプラットフォームおよび光源に対して回転されて粘性ポリマーの新しい層を提供し、その中に構築プラットフォームを浸して連続層を構築する。
図９は、コア９００とシェル部分９０１とを接続するフィラメント９０２を有する一体型コアシェル型の概略側面図を示す。上述のＤＬＰプリント処理を使用してセラミック型をプリントすることによって、コアとシェルとの間の接続点がフィラメント９０２により提供され得るように型を製造することができる。コアシェル型がプリントされると、プリントされたセラミックポリマー材料を硬化させるために後熱処理工程を受けてもよい。次いで、硬化セラミック型を、超合金タービン翼の製造に使用される伝統的な鋳造工程と同様に使用することができる。特に、フィラメント９０２は、タービン翼の表面へのエフュージョン冷却孔のパターン形成と一致して大量に設けられるので、図２に示すようなボールシュート構造の必要性をなくすことができる。この実施形態では、先端プレナムコア９０４をコア９００に接続する先端ピン９０５は保持されている。セラミック型を除去した後、コア９００と先端プレナムコア９０４との間に先端孔が存在し、続いてこれをろう付け閉鎖することができる。しかしながら、先端ピン９０５を省略して、コアキャビティと先端プレナムとを接続する先端孔をろう付け閉鎖する必要性を回避してもよい。
フィラメント９０２は、好ましくは円筒形または楕円形であるが、湾曲又は非線形でもよい。それらの正確な寸法は、特定の鋳造金属部品のための所望のフィルム冷却方式によって変わり得る。例えば、冷却孔は、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有していてよい。タービン翼では、断面積は０．０１〜０．１５ｍｍ２、より好ましくは０．０５〜０．１ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．０７ｍｍ２であってよい。静翼の場合、冷却孔は、０．０５〜０．２ｍｍ２、より好ましくは０．１〜０．１８ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．１６ｍｍ２の断面積を有していてよい。冷却孔の間隔は、典型的には冷却孔の直径の倍数であって、冷却孔の直径の２倍から１０倍の範囲、最も好ましくは孔の直径の約４〜７倍の範囲である。
フィラメント９０２の長さは、鋳造構成要素の厚さ、例えばタービン翼または静翼の壁の厚さ、および冷却孔が鋳造構成要素の表面に対して配置される角度によって決まる。典型的な長さは、０．５〜５ｍｍ、より好ましくは０．７〜１ｍｍの範囲、最も好ましくは約０．９ｍｍである。冷却孔が配置される角度は、表面に対して約５〜３５°、より好ましくは１０〜２０°、最も好ましくは約１２°である。本発明による鋳造方法は、従来の機械加工技術を用いて現在利用可能なものよりも、鋳造構成要素の表面に対して小さい角度を有する冷却孔の形成を可能にすることが理解されよう。
本発明によって作られた冷却孔の特定の形状は、コアを型のシェル部分に接続するフィラメントの形状によって決まる。フィラメントを製造する工程ではフィラメントの寸法を完全に制御できるので、本発明を使用して任意の形状の冷却孔を作ることができる。さらに、単一の鋳造物体に数種類の冷却孔設計を備えることができる。以下、本発明によって使用され得る冷却孔設計のためのいくつかの非限定的な例を説明する。本発明の冷却孔の１つの重要な特徴は、それらが見通し外（non-line-of-sight）形状を備えることができることである。実際、完成したタービン翼に放電加工（ＥＤＭ）を使用して穿孔された冷却孔は、鋳造金属物体を通る見通し線を有するように全体として成形された冷却孔に限定されていた。これは、ＥＤＭ装置が概ね線形形状を有し、コアキャビティに達するために鋳造物体の外面を穿孔することによって作動するからである。コアキャビティにはアクセスできないので、鋳造物体のコアキャビティ側から穿孔することは一般的に不可能である。
図１０は、コア１０００とシェル部分１００１とを接続する本発明による非線形フィラメント１００２を有する一体型コアシェル型の概略側面図を示す。上述のＤＬＰ印刷プロセスを使用してセラミック型をプリントすることによって、コアとシェルとの間の接続点が非線形フィラメント１００２を介して提供され得るように型を作ることができる。コアシェル型がプリントされると、プリントされたセラミックポリマー材料を硬化させるために後熱処理工程を受けてもよい。次いで、硬化セラミック型を、超合金タービン翼の製造に使用される伝統的な鋳造工程と同様に使用することができる。特に、非線形フィラメント１００２は、タービン翼の表面へのエフュージョン冷却孔のパターン形成と一致して大量に設けられるので、図２に示すようなボールシュート構造の必要性をなくすことができる。この実施形態では、先端プレナムコア１００４をコア１０００に接続する先端ピン１００５は保持されている。セラミック型を除去した後、コア１０００と先端プレナムコア１００４との間に先端孔が存在し、続いてこれをろう付け閉鎖することができる。しかしながら、先端ピン１００５を省略して、コアキャビティを先端プレナムと接続する先端孔をろう付け閉鎖する必要性を回避してもよい。
非線形フィラメント１００２は、好ましくは円筒形または楕円形である。それらの正確な寸法は、特定の鋳造金属部品のための所望のフィルム冷却方式によって変わり得る。例えば、冷却孔は、０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有していてよい。タービン翼では、断面積は０．０１〜０．１５ｍｍ２、より好ましくは０．０５〜０．１ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．０７ｍｍ２であり得る。静翼の場合、冷却孔は、０．０５〜０．２ｍｍ２、より好ましくは０．１〜０．１８ｍｍ２の範囲、最も好ましくは約０．１６ｍｍ２の断面積を有することができる。冷却孔の間隔は、典型的には冷却孔の直径の倍数であり、冷却孔の直径の２倍から１０倍の範囲、最も好ましくは孔の直径の約４〜７倍の範囲である。
フィラメント１００２の長さは、鋳造構成要素の厚さ、例えばタービン翼の壁の厚さ、および冷却孔が鋳造構成要素の表面に対して配置される角度によって決まる。典型的な長さは、０．５〜５ｍｍ、より好ましくは０．７〜１ｍｍの範囲、最も好ましくは約０．９ｍｍである。冷却孔が配置される角度は、表面に対して約５〜３５°、より好ましくは１０〜２０°、最も好ましくは約１２°である。本発明による鋳造方法は、従来の機械加工技術を用いて現在利用可能なものよりも、鋳造構成要素の表面に対して小さい角度を有する冷却孔の形成を可能にすることが理解されよう。
本発明はまた、鋳造金属物体、特に図１０に示す例示的設計のような非線形冷却孔を有するジェット航空機エンジンに使用される単結晶タービン翼および固定子を製造する方法に関する。本方法は、ＤＬＰを用いたセラミック型の製造から始まる。ＤＬＰ工程は、（ａ）加工物の硬化部分を液体セラミックフォトポリマーと接触させるステップ、（ｂ）硬化部分に隣接する液体セラミックフォトポリマーの一部に液体セラミックフォトポリマーに接触する窓を通して光照射するステップ、および（ｃ）未硬化の液体セラミックフォトポリマーから加工物を取り出すステップの繰り返しを含む。図１０に示すセラミック型が形成されるまで、ステップ（ａ）〜（ｃ）が繰り返される。型が形成された後、液体金属を鋳型に注入し凝固させて鋳造構成要素を形成することができる。次いで、例えば外側シェルの機械的除去と内部セラミックコアの浸出との組み合わせを使用して、セラミック型を鋳造構成要素から除去する。
図１０に示す非線形冷却孔フィラメントの特定の形状は、タービン翼または固定子に配置される特定のエフュージョン冷却孔パターンの必要性に基づいて変化し得る。例えば、孔の方向は、孔がタービン翼の頂部に向かって整列している図１０に示されている方向と反対であってもよい。フィラメントは、型の除去時に「Ｓ」字形の保持部を形成する曲率を有することができる。あるいは、孔は、それらが紙面の内側あるいは外側に突出するようにタービン翼に沿って水平に整列されてもよい。ＤＬＰ処理に可能な柔軟性を考慮すると、冷却孔の形状に制限はない。いくつかの代替の例示的な冷却孔形状を図１１および図１２に示す。
図１１は、本発明の一態様による鋳造物体に作製することができる非線形冷却孔の側面図を示す。この例では、エフュージョン冷却孔１１１０は、鋳造構成要素１１００の内面１１０２から鋳造構成要素１１００の外側表面１１０４まで延びている。冷却孔１１１０は、入口１１２２を有する上流部分１１２０、中間部分１１４０、および出口１１３２を有する下流部分１１３０を有する。冷却孔１１１０は非線形の見通し線を有しており、これは、入口１１２２および出口１１３２の面積、および各部分１１２０、１１３０の直径、形状を考慮すると、単一の仮想直線セグメントが入口１１２２と出口１１３２との間に延びることはないことを意味する。例示的な冷却孔の形状は、図１０に示すようなコアシェルアセンブリ内の冷却孔とは反対のパターンでフィラメントをプリントすることによって実施することができる。
図１２は、本発明の一実施形態によるエフュージョン冷却孔１２１０を示す。冷却孔１２１０は、鋳造構成要素１２００の内面１２０２から鋳造構成要素１２００を通って鋳造構成要素１２００の外側表面１２０４まで延びている。冷却孔１２１０は、入口１２２２を有する上流部分１２２０からチャンバ１２４０を通って出口１２３２を有する下流部分１２３０へと鋳造物体の外側表面まで延びている。本発明の冷却孔１２１０は、入口１２２０の最小直径よりも大きい高さまたは幅寸法の少なくとも一つを有することによって画定されるチャンバ１２４０を有することができる。冷却孔は、入口１２２０に隣接した傾斜路構造１２２４を有することができる。
チャンバ１２４０は、冷却空気の供給口に入る埃および微粒子物質のトラップとして機能しながら、冷却孔への追加的な熱伝導能力を提供するように設計されている。これは、ジェット機を埃または砂の多い環境で動作させるときに特に有利であり得る。埃または砂が流路に入るのを防ぐことは、埃または砂の汚染によって経時的に損傷される可能性がある下流のエンジン部品に有効寿命を加えることができる。例えば、ジェット航空機エンジンの低圧タービン領域内のタービン翼および固定子は、汚染の低減から利益を得ることができる。さらに、砂または埃による汚染をさらに低減するために、所望により傾斜路構造１２２４を設計に含めることができる。
浸出の後、コアプリントフィラメントから得られるタービン翼の孔は、必要であれば、ろう付け閉鎖することができる。そうでなければ、コアプリントフィラメントによって残された孔は、内部冷却通路の設計に組み込まれてもよい。あるいは、冷却孔フィラメントは、金属鋳造工程中に先端プレナムコアを定位置に保持するのに十分な量で先端プレナムコアをシェルに接続するために設けられてもよい。
本発明によってコアシェル型構造をプリントした後、セラミックコアフォトポリマー材料の要件に応じてコアシェル型を硬化および／または焼成してもよい。溶融金属を型に流し込んで、一体のコアシェル型によって提供される形状を有し、かつ特徴を有する鋳造物体を形成することができる。タービン翼の場合、溶融金属は、従来のインベストメント鋳型で使用されることが知られている技術を使用して単結晶超合金タービン翼に形成される超合金金属であることが好ましい。
一態様では、本発明は、同様の方法で製造された他のコアシェル型の特徴を組み込んだ、または組み合わせた本発明のコアシェル型構造に関する。以下の特許出願は、これらの様々な態様およびそれらの使用の開示を含む。
「INTEGRATED CASTING CORE-SHELL STRUCTURE（一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３６／２８４９７６で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願番号第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE-SHELL STRUCTURE WITH FLOATING TIP PLENUM（浮動先端プレナムを有する一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３７／２８４９９７で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「MULTI-PIECE INTEGRATED CORE-SHELL STRUCTURE FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するためのマルチピース一体型コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３３／２８４９０９で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「MULTI-PIECE INTEGRATED CORE-SHELL STRUCTURE WITH STANDOFF AND/OR BUMPER FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するための標準的なスタンドオフおよび／またはバンパを備えたマルチピース一体型コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００４２／２８４９０９Ａで、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE SHELL STRUCTURE WITH PRINTED TUBES FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するための印刷されたチューブを有する一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３２／２８４９１７で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE-SHELL STRUCTURE AND FILTER FOR MAKING CAST COMPONENT（鋳造構成要素を製造するための一体型鋳造コアシェル構造およびフィルタ）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００３９／２８５０２１で、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE SHELL STRUCTURE FOR MAKING CAST COMPONENT WITH COOLING HOLES IN INACCESSIBLE LOCATIONS（アクセス不能な位置に冷却孔を有する鋳造構成要素を製造するための一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００５５／２８５０６４Ａで、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
「INTEGRATED CASTING CORE SHELL STRUCTURE FOR MAKING CAST COMPONENT HAVING THIN ROOT COMPONENTS（薄い根元構成要素を有する鋳造構成要素を作るための一体型鋳造コアシェル構造）」と題され、代理人整理番号０３７２１６．０００５３／２８５０６４Ｂで、２０１６年１２月１３日に出願された米国特許出願第［］号。
これらの出願の各開示は、それらが本明細書に開示されたコアシェル型と共に使用することができるコアシェル型およびその製造方法のさらなる態様を開示する限りにおいて、その全体が本明細書に組み込まれる。
本明細書は、好ましい実施形態を含む本発明を開示するために、また任意の装置またはシステムを製造および使用することならびに任意の組み込まれた方法を実行することを含めて当業者が本発明を実施することを可能にするための例を使用する。本発明の特許性のある範囲は特許請求の範囲によって定義され、当業者が思い付く他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合、またはそれらが特許請求の範囲の文言とごくわずかに異なる同等の構造要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内にあることが意図される。記載された様々な実施形態からの態様、ならびにそのような各態様に対する他の既知の均等物は、本願の原理によって追加の実施形態および技術を構築するために当業者によって混合および適合されることができる。
以下に、本発明の例示的態様を示す。
本発明の一態様は、セラミック型を製造する方法であって、（ａ）加工物の硬化部分を液体セラミックフォトポリマーと接触させるステップと、（ｂ）前記硬化部分に隣接する前記液体セラミックフォトポリマーの一部に、前記液体セラミックフォトポリマーに接触する窓を通して光照射するステップと、（ｃ）前記未硬化の液体セラミックフォトポリマーから前記加工物を取り出すステップと、（ｄ）セラミック型が形成されるまでステップ（ａ）〜（ｃ）を繰り返すステップと、を含み、前記セラミック型が、（１）コア部分およびシェル部分であって、前記コア部分と前記シェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、前記キャビティが、前記セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合される、コア部分およびシェル部分と、（２）前記コア部分および前記シェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントが前記コアとシェルとの間に架かり、前記型の除去の際に前記鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ ２ の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、複数のフィラメントと、を備える。
上記態様において、ステップ（ｄ）の後に、（ｅ）前記鋳造構成要素を形成するために鋳型に液体金属を注入し、前記液体金属を凝固させるステップを含んでいてもよい。
上記態様において、ステップ（ｅ）の後に、（ｆ）前記鋳造構成要素から前記型を除去するステップを含んでいてもよい。
前記鋳造構成要素から前記型を除去するステップが、機械力と化学的浸出との組み合わせを含んでいてもよい。
前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成してもよい「。
前記孔が２０°未満の角度で前記表面を出ていてもよい。
前記孔が５°〜１５°の範囲の角度で前記表面を出ていてもよい。
本発明の別の態様は、鋳造構成要素の製造方法であって、（ａ）前記鋳造構成要素を形成するために液体金属をセラミック鋳型に注入し、前記液体金属を凝固させるステップであって、前記セラミック鋳型が、（１）コア部分およびシェル部分であって、前記コア部分と前記シェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、前記キャビティが、前記セラミック鋳型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合される、コア部分およびシェル部分と、（２）前記コア部分および前記シェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントが前記コアとシェルとの間に架かり、前記鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ ２ の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、複数のフィラメントと、を含むステップと、（ｂ）前記鋳造構成要素の前記孔を通して前記セラミックコアの少なくとも一部を浸出させることにより前記鋳造構成要素から前記セラミック鋳型を除去するステップと、を含む。
前記鋳造構成要素から前記セラミック鋳型を除去するステップが、機械力と化学的浸出との組み合わせを含んでいてもよい。
前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成してもよい。
前記孔が２０°未満の範囲の角度で前記表面を出ていてもよい。
本発明のさらに別の態様は、セラミック鋳型であって、コア部分およびシェル部分であって、前記コア部分と前記シェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、前記キャビティが、セラミック鋳型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合されるコア部分およびシェル部分と、前記コア部分および前記シェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントが前記コアとシェルとの間に架かり、前記鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ ２ の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、複数のフィラメントと、を備える。
前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成してもよい。
前記孔が２０°未満の角度で前記表面を出ていてもよい。
前記孔が５°〜１５°の範囲の角度で前記表面を出ていてもよい。
本発明のさらに別の態様は、単結晶金属タービン翼または固定子であって、内部キャビティおよび外側表面と、前記内部キャビティと外側表面との間の流体連通を提供する複数の冷却孔と、を有し、前記複数の冷却孔が、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ ２ の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する。
前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成してもよい。
前記孔が２０°未満の角度で前記表面を出ていてもよい。
前記孔が５°〜１５°の範囲の角度で前記表面を出ていてもよい。
前記単結晶金属が超合金であってもよい。

Claims (20)

  1. セラミック型を製造する方法であって、
    （ａ）加工物の硬化部分を液体セラミックフォトポリマーと接触させるステップと、
    （ｂ）前記硬化部分に隣接する前記液体セラミックフォトポリマーの一部に、前記液体セラミックフォトポリマーに接触する窓を通して光照射するステップと、
    （ｃ）前記未硬化の液体セラミックフォトポリマーから前記加工物を取り出すステップと、
    （ｄ）セラミック型が形成されるまでステップ（ａ）〜（ｃ）を繰り返すステップと、を含み、
    前記セラミック型が、
    （１）コア部分およびシェル部分であって、前記コア部分と前記シェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、前記キャビティが、前記セラミック型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合される、コア部分およびシェル部分と、
    （２）前記コア部分および前記シェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントが前記コアとシェルとの間に架かり、前記型の除去の際に前記鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、複数のフィラメントと、
    を備える、方法。
  2. 前記方法が、ステップ（ｄ）の後に、（ｅ）前記鋳造構成要素を形成するために鋳型に液体金属を注入し、前記液体金属を凝固させるステップを含む、請求項１に記載の方法。
  3. 前記方法が、ステップ（ｅ）の後に、（ｆ）前記鋳造構成要素から前記型を除去するステップを含む、請求項２に記載の方法。
  4. 前記鋳造構成要素から前記型を除去するステップが、機械力と化学的浸出との組み合わせを含む、請求項３に記載の方法。
  5. 前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成する、請求項１に記載の方法。
  6. 前記孔が２０°未満の角度で前記表面を出る、請求項１に記載の方法。
  7. 前記孔が５°〜１５°の範囲の角度で前記表面を出る、請求項１に記載の方法。
  8. 鋳造構成要素の製造方法であって、
    （ａ）前記鋳造構成要素を形成するために液体金属をセラミック鋳型に注入し、前記液体金属を凝固させるステップであって、前記セラミック鋳型が、
    （１）コア部分およびシェル部分であって、前記コア部分と前記シェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、前記キャビティが、前記セラミック鋳型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合される、コア部分およびシェル部分と、
    （２）前記コア部分および前記シェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントが前記コアとシェルとの間に架かり、前記鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、複数のフィラメントと、
    を含むステップと、
    （ｂ）前記鋳造構成要素の前記孔を通して前記セラミックコアの少なくとも一部を浸出させることにより前記鋳造構成要素から前記セラミック鋳型を除去するステップと、
    を含む、方法。
  9. 前記鋳造構成要素から前記セラミック鋳型を除去するステップが、機械力と化学的浸出との組み合わせを含む、請求項８に記載の方法。
  10. 前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成する、請求項８に記載の方法。
  11. 前記孔が２０°未満の範囲の角度で前記表面を出る、請求項８に記載の方法。
  12. コア部分およびシェル部分であって、前記コア部分と前記シェル部分との間に少なくとも１つのキャビティを有し、前記キャビティが、セラミック鋳型の鋳造および除去の際に鋳造構成要素の形状を画定するように適合されるコア部分およびシェル部分と、
    前記コア部分および前記シェル部分を接合する複数のフィラメントであって、各フィラメントが前記コアとシェルとの間に架かり、前記鋳造構成要素内に孔を画定し、少なくとも１つのフィラメントが、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、複数のフィラメントと
    を備える、セラミック鋳型。
  13. 前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成する、請求項１２に記載の方法。
  14. 前記孔が２０°未満の角度で前記表面を出る、請求項１２に記載の方法。
  15. 前記孔が５°〜１５°の範囲の角度で前記表面を出る、請求項１２に記載の方法。
  16. 内部キャビティおよび外側表面と、前記内部キャビティと外側表面との間の流体連通を提供する複数の冷却孔と、を有し、前記複数の冷却孔が、非線形形状および０．０１〜２ｍｍ２の範囲の断面積を有する部分を少なくとも有する、単結晶金属タービン翼または固定子。
  17. 前記非線形形状が、前記型の除去の際に「Ｓ」字形の孔を形成する、請求項１６に記載の単結晶金属タービン翼または固定子。
  18. 前記孔が２０°未満の角度で前記表面を出る、請求項１６に記載の単結晶金属タービン翼または固定子。
  19. 前記孔が５°〜１５°の範囲の角度で前記表面を出る、請求項１６に記載の単結晶金属タービン翼または固定子。
  20. 前記単結晶金属が超合金である、請求項１６に記載の単結晶金属タービン翼または固定子。
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Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
PL3086893T3 (pl) 2013-12-23 2020-01-31 United Technologies Corporation Rama konstrukcyjna z traconym rdzeniem
FR3037829B1 (fr) * 2015-06-29 2017-07-21 Snecma Noyau pour le moulage d'une aube ayant des cavites superposees et comprenant un trou de depoussierage traversant une cavite de part en part
US10807154B2 (en) * 2016-12-13 2020-10-20 General Electric Company Integrated casting core-shell structure for making cast component with cooling holes in inaccessible locations
US11813669B2 (en) 2016-12-13 2023-11-14 General Electric Company Method for making an integrated core-shell structure
US20180161866A1 (en) 2016-12-13 2018-06-14 General Electric Company Multi-piece integrated core-shell structure for making cast component
US20180223672A1 (en) * 2017-02-07 2018-08-09 General Electric Company Investment casting core
US11154956B2 (en) 2017-02-22 2021-10-26 General Electric Company Method of repairing turbine component using ultra-thin plate
US10702958B2 (en) 2017-02-22 2020-07-07 General Electric Company Method of manufacturing turbine airfoil and tip component thereof using ceramic core with witness feature
US10610933B2 (en) 2017-02-22 2020-04-07 General Electric Company Method of manufacturing turbine airfoil with open tip casting and tip component thereof
US10717130B2 (en) 2017-02-22 2020-07-21 General Electric Company Method of manufacturing turbine airfoil and tip component thereof
US10625342B2 (en) 2017-02-22 2020-04-21 General Electric Company Method of repairing turbine component
US10974312B2 (en) 2017-06-28 2021-04-13 General Electric Company Additively manufactured casting core-shell mold with integrated filter and ceramic shell
US11192172B2 (en) 2017-06-28 2021-12-07 General Electric Company Additively manufactured interlocking casting core structure with ceramic shell
US10391670B2 (en) 2017-06-28 2019-08-27 General Electric Company Additively manufactured integrated casting core structure with ceramic shell
US10391549B2 (en) 2017-06-28 2019-08-27 General Electric Company Additively manufactured casting core-shell hybrid mold and ceramic shell
US11173542B2 (en) 2017-06-28 2021-11-16 General Electric Company Additively manufactured casting core-shell mold and ceramic shell with variable thermal properties
US20240218828A1 (en) 2022-11-01 2024-07-04 General Electric Company Gas Turbine Engine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01232101A (ja) * 1988-01-25 1989-09-18 United Technol Corp <Utc> 空冷タービンブレードの製造方法
US20100068033A1 (en) * 2008-09-16 2010-03-18 Siemens Energy, Inc. Turbine Airfoil Cooling System with Curved Diffusion Film Cooling Hole
JP2012206513A (ja) * 2011-03-29 2012-10-25 Ivoclar Vivadent Ag 高粘性光重合可能材料で作られた成形体の層状構築のための方法
JP2014208373A (ja) * 2013-03-12 2014-11-06 ハウメット コーポレイションＨｏｗｍｅｔ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービンエアフォイル用鋳込冷却構造
JP2015508141A (ja) * 2012-02-17 2015-03-16 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 熱機械、特にガスタービン用の構成部材
JP2016501139A (ja) * 2012-11-08 2016-01-18 ディーディーエム システムズ， インコーポレイテッド ３次元オブジェクトを加工するためのシステムおよび方法
WO2016133987A2 (en) * 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Forming cooling passages in combustion turbine superalloy castings
JP2017002906A (ja) * 2015-06-15 2017-01-05 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 粒子収集チャンバを有する高温ガス経路構成要素冷却システム

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5256340A (en) 1988-04-18 1993-10-26 3D Systems, Inc. Method of making a three-dimensional object by stereolithography
US5387380A (en) 1989-12-08 1995-02-07 Massachusetts Institute Of Technology Three-dimensional printing techniques
US6117612A (en) * 1995-04-24 2000-09-12 Regents Of The University Of Michigan Stereolithography resin for rapid prototyping of ceramics and metals
US6932145B2 (en) 1998-11-20 2005-08-23 Rolls-Royce Corporation Method and apparatus for production of a cast component
EP1152848B1 (en) * 1998-11-20 2011-08-17 Rolls-Royce Corporation Method and apparatus for production of a cast component
US20050258577A1 (en) * 2004-05-20 2005-11-24 Holowczak John E Method of producing unitary multi-element ceramic casting cores and integral core/shell system
US7172012B1 (en) * 2004-07-14 2007-02-06 United Technologies Corporation Investment casting
US7377746B2 (en) * 2005-02-21 2008-05-27 General Electric Company Airfoil cooling circuits and method
US8636496B2 (en) * 2008-05-05 2014-01-28 Georgia Tech Research Corporation Systems and methods for fabricating three-dimensional objects
US9561622B2 (en) * 2008-05-05 2017-02-07 Georgia Tech Research Corporation Systems and methods for fabricating three-dimensional objects
US8623264B2 (en) 2008-10-20 2014-01-07 Ivoclar Vivadent Ag Device and method for processing light-polymerizable material for building up an object in layers
US20110132562A1 (en) * 2009-12-08 2011-06-09 Merrill Gary B Waxless precision casting process
US20130333855A1 (en) * 2010-12-07 2013-12-19 Gary B. Merrill Investment casting utilizing flexible wax pattern tool for supporting a ceramic core along its length during wax injection
CN102312683B (zh) * 2011-09-07 2014-08-20 华北电力大学 基于弯曲通道二次流的气膜孔
US9415438B2 (en) * 2013-04-19 2016-08-16 United Technologies Corporation Method for forming single crystal parts using additive manufacturing and remelt
US9751262B2 (en) * 2013-06-28 2017-09-05 General Electric Company Systems and methods for creating compensated digital representations for use in additive manufacturing processes
CN103360079B (zh) * 2013-07-10 2015-04-29 西安交通大学 一种空心涡轮叶片一体化陶瓷铸型的型芯型壳定制方法
US10022790B2 (en) * 2014-06-18 2018-07-17 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system turbine blade investment casting using film hole protrusions for integral wall thickness control
CN104527065B (zh) * 2014-12-18 2017-02-01 宁波高新区泰博科技有限公司 一种具有刮平功能的激光3d打印机及其光固化打印方法
CN204663588U (zh) * 2015-05-08 2015-09-23 中航商用航空发动机有限责任公司 一种凹槽气膜孔结构及燃气轮机
CN205689246U (zh) * 2016-05-26 2016-11-16 沈阳航空航天大学 一种倾斜孔与垂直孔交错排布的冷却叶片

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01232101A (ja) * 1988-01-25 1989-09-18 United Technol Corp <Utc> 空冷タービンブレードの製造方法
US20100068033A1 (en) * 2008-09-16 2010-03-18 Siemens Energy, Inc. Turbine Airfoil Cooling System with Curved Diffusion Film Cooling Hole
JP2012206513A (ja) * 2011-03-29 2012-10-25 Ivoclar Vivadent Ag 高粘性光重合可能材料で作られた成形体の層状構築のための方法
JP2015508141A (ja) * 2012-02-17 2015-03-16 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 熱機械、特にガスタービン用の構成部材
JP2016501139A (ja) * 2012-11-08 2016-01-18 ディーディーエム システムズ， インコーポレイテッド ３次元オブジェクトを加工するためのシステムおよび方法
JP2014208373A (ja) * 2013-03-12 2014-11-06 ハウメット コーポレイションＨｏｗｍｅｔ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービンエアフォイル用鋳込冷却構造
WO2016133987A2 (en) * 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Forming cooling passages in combustion turbine superalloy castings
JP2017002906A (ja) * 2015-06-15 2017-01-05 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 粒子収集チャンバを有する高温ガス経路構成要素冷却システム

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