JP6543327B2 - 航空機タービンエンジンの羽根付き要素をロストワックス鋳造で作成するためのシェル鋳型の改良された製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、ロストワックス鋳造技術による航空機タービンエンジンの羽根付き要素のクラスタ化製造の分野に関する。各羽根付き要素は、低圧ディスペンサのセクタなどの複数の羽根を備えるセクタであっても、圧縮器やタービンの可動インペラの羽根などの単体の羽根であってもよい。

本発明は、より詳細には、タービンエンジンの羽根付き要素を得るために金属が鋳込まれるよう意図された、クラスタ状のシェル鋳型の製造に関する。

本発明は、全てのタイプの航空機タービンエンジン、詳細にはターボジェットおよびターボプロップに関する。

従来技術により、動翼などの複数の航空機タービンエンジン羽根付き要素を同時に製造するために、ロストワックス鋳造技術を用いることが知られている。かかる技術は、例えば特許文献１に記載されている。

ロストワックス精密鋳造は、ワックスを金型に注入して求める各羽根付き要素の模型を作成する。この各模型を、やはりワックス製の鋳込みアームに組み付け、それらのアームをワックス製の金属分配器に連結することによって、１つのクラスタを作成することが可能になる。この後、このクラスタの周囲にほぼ均一な厚みのセラミックのシェル鋳型を形成するため、このクラスタを各種物質に浸漬する。

続いて上記のワックスを溶かし、それによってそのワックスの、セラミックの正確な型が残り、そこに、上記金属分配器に組み付けられた鋳込みカップを介して、溶湯を流し込む。その金属を冷却した後、上記シェル鋳型を壊し、金属部品を分離し仕上げる。

この技術には寸法精度上の利点があり、この技術によって、幾つかの機械加工作業を減らし、さらにはなくすことが可能になる。さらにこの技術によって、表面仕上げが非常に良好になる。

実際には、シェル鋳型は、ワックス模型の周囲だけでなく、そのワックス模型と共に組み付けられる鋳込みカップの周囲にも作成される。この模型は一般に、蓋の位置に端面を有する。この端面は、シェル鋳型を固めることを目的とした乾燥トンネルを通過している間、下方を向いている。この乾燥中に、トンネル内を移動している組立体は振動にさらされる。こういった振動と、カップの蓋を覆っているシェル鋳型の部分の相当な質量とによって、シェル鋳型塊の落下がしばしば見られる。その場合、そういった鋳型塊は床上で見つかり、例えばコストのかかるコンベヤベルトを使用するなどして、取り除く必要がある。あるいは、そういった鋳型塊を設備の外に除去するために、清掃作業がしばしば行われることがある。しかしながら、こういった作業はやはりコストがかかり、健康（Ｈｅａｌｔｈ）、安全（Ｓａｆｅｔｙ）および環境（Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ）に関するリスク（ＨＳＥリスク）を伴う傾向がある。

仏国特許発明第２９８５９２４号

本発明の目的は、従来技術の各実施形態に関する上述の欠点を少なくとも部分的に改善することである。

この目的のために、本発明はまず、航空機タービンエンジンの羽根付き要素をロストワックス鋳造で作成するためのシェル鋳型の製造方法に関し、この方法は、クラスタ状の前シェル鋳型が、複数の羽根付きシェル鋳型要素を備え、前記複数の羽根付きシェル鋳型要素のそれぞれが単一の前記羽根付きタービンエンジン要素を得るように構成されており、
ａ）前記シェル鋳型が周囲に形成されるよう意図された組立体を作成するステップにおいて、前記組立体が、ワックス模型と、端面を有しその後に金属を流し込むためのカップを形成するための装置とを含むステップと、
ｂ）前記組立体の少なくとも一部分の周囲に高温のワックスコーティング層を付着させるステップにおいて、金属を流し込むためのカップをその後形成するための前記装置の前記端面の少なくとも一部分を前記コーティング層が覆うように付着させるステップと、
ｃ）前記組立体の周囲に前記シェル鋳型を形成するステップとを含む。

本発明によると、前記方法は、ステップｂ）とステップｃ）の間に、前記コーティング層を構造化するステップの実行をさらに含み、前記構造化ステップは、前記コーティング層と形成されるシェル鋳型との間の密着を補強するためにまだ可鍛性（malleable）を有する前記コーティング層への凹部および凸部の作成を含む。

したがって、コーティング層とその周囲に形成されるシェル鋳型との優れた密着性に好都合な、隆起した表面を作り出すために、本発明は、前記コーティング層を付着させた後に、そのコーティング層の構造化を行うことを考案する。

そのためシェル鋳型塊が落下するリスクがかなり低減される。このため、従来技術で提案されたコンベヤベルトなど、コストのかかる、床に落下した鋳型塊を取り除く手段が不要になる。その結果、このシェル鋳型の製造方法の実施に費やされる設備のコストが低減される。

本発明はさらに、単独または組合せで採用される、以下の任意選択の特徴のうちの少なくとも１つを有する。

前記コーティング層を構造化する前記ステップが、まだ可鍛性を有する前記コーティング層に複数の圧痕付け要素を挿入し、その圧痕付け要素の周りに前記凸部を形成させ、次に前記圧痕付け要素を取り除き、凹部を露わにすることによって実行され、前記凹部がそれぞれ前記凸部のうちの１つによって取り囲まれる。

前記圧痕付け要素がスタッドであり、前記スタッドが、好ましくは、例えば全体的に半球の形状など、全体的に球形のキャップ形を有する外面頭部を備える。

各スタッドの最大外径と、前記装置の端面の外径との比が、２０未満である。

スタッドの数が３〜２０個である。

前記コーティング層を構造化する前記ステップが、まだ可鍛性を有する前記コーティング層に対して、前記複数の圧痕付け要素を支承する支持部材から圧力を印加することによって実行される。前記圧力の印加は、静止した状態にある支持部材に対して、前記組立体を動かすことによって行われる。あるいは、本発明の範囲を逸脱することなしに、前記支持部材が、前記コーティング層と接触するように動かされうる。

前記組立体の周囲に前記シェル鋳型を形成する前記ステップが、少なくとも１つの乾燥作業を含み、前記乾燥作業が少なくとも部分的に、前記端面が下を向いた状態で、および好ましくは、前記組立体を取り囲んだ前記シェル鋳型が乾燥場所の内部を移動している状態で、行われる。

前記シェル鋳型を形成する前記ステップが、浸漬コーティングによって実行される。

本発明はまた、航空機タービンエンジンの複数の羽根付き要素をロストワックス鋳造で製造する方法に関し、この方法は、上述の方法を使用したシェル鋳型の作成を含み、その後前記シェル鋳型に金属が鋳込まれる。

本発明の他の利点および特徴は、以下の非限定的な詳細な説明で明らかになる。

この説明は、添付の図面を参照して行う。

本発明による方法を実施することによって得られる高圧タービン動翼の形をしたタービンエンジンの羽根付き要素の斜視図である。 図１に示されているものなどの動翼をロストワックス鋳造で作成するためのシェル鋳型の製造に使用される、ワックス模型の斜視図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 シェル鋳型を製造する方法の一ステップの概略図である。 図１〜１０に概略的に示されている製造方法を実施することによって得られるシェル鋳型の概略図である。

図１に、航空機タービンエンジン用の高圧タービン動翼１の例が示されている。従来通り、この動翼１は羽根２を含み、羽根２は、翼根を形成する一方の端部４から延び、ガス流の主噴流を規定することを目的としたプラットフォーム８を含む。

本発明の目的は、本発明に特有の方法を使用して作成されるよう意図されたシェル鋳型から、動翼１を製造することである。次に、その好ましい一実施形態について、図２〜図１０を参照して説明する。ただし、本発明は、圧縮器の動翼の製造、あるいは、単独でまたは複数の羽根を含んだセクタで作成される圧縮器またはタービンの静翼の製造にも適用されうる。

シェル鋳型を製造するには、まず、後工程でセラミックのシェル鋳型が周囲に形成されるように構成されたワックス模型を作成する。このワックス模型はレプリカとも呼ばれる。

図２に、ワックス模型１００が、後でシェル鋳型に金属が充填される位置に対して、上下反転した位置に示されている。この上下反転した位置では、ワックス模型の各種構成要素の組立作業が容易になる。次に、この組立作業について説明する。

まず、模型１００は、参照番号１２ａで示した、金属を分配するための部分を含んでいる。この部分は、ワックス模型１００の組立体の中心軸と一致する中心軸１４ａを有する、中実の回転体、円筒または円錐の形状をとる。この軸１４ａは垂直方向に延びており、したがって高さの方向を示しているとみなされる。この分配部分１２ａが、専用の工具１６に直に取り付けられる。分配部分１２ａは工具１６の上に位置する。

部分１２ａは上端は、直径がより大きくなった端部１８ａで終端している。この端部１８ａから、複数の鋳込みアームを形成するための複数の部分２０ａが径方向に延びている。部分２０ａはここでは、数が３本であり、軸１４ａの周りに１２０°に分散配置されている。したがって、各部分２０ａは、分配部分１２ａの大きくなった端部１８ａに連結された第１の端部２１ａを含み、直線状またはわずかに湾曲した形で第２の端部２２ａまで延びている。

アーム２０ａを形成する各部分に対して、分配部分１２ａと部分２０ａの第２の端部２２ａとの間に、ワックス／セラミック固定補強材２３ａが想定されうる。

さらに、各第２の端部２２ａのところから、図１に示されているタービン動翼のワックスレプリカ１ａが取り付けられる。したがってレプリカ１ａは羽根２ａを含み、その羽根２ａは、翼根を形成する端部４ａから延び、プラットフォーム８ａを備える。図２には、動翼レプリカ１ａの概略のみが示されている。

尚、図３の位置では翼根４ａが羽根２ａに対して下部に配置されたレプリカ１ａが示されているが、別法として、シェル鋳型が金属を鋳込むために上下反転されたときに、金属が羽根部分を通過してから翼根に達するように、その翼根４ａが上部に配置されうる。

ワックス動翼１ａは、軸１４ａの周り、さらには、その軸１４ａに沿って分配部分１２ａの端部１８ａから延びるワックス中心支持部材２４ａの周りに配置され、上向きに延びる。支持部材２４ａは優先的に、軸１４ａを有し羽根頭２ａの近傍まで延びる、ロッドの形をとる。

図２から分かるように、ワックス動翼１ａごとに、ワックス／セラミック固定補強材２５ａが、中心支持ロッド２４ａの上端と、羽根頭との間に想定されうる。同様に、異なる動翼１ａの隣接する羽根頭同士を、ワックス／セラミック固定補強材（図示せず）が相互連結しうる。

ワックス動翼１ａは、ワックスレプリカ１００の周壁を形成する。ワックス動翼１ａは、互いに円周方向に隔置され、軸１４ａを中心とする内部空間を画成する。したがってその中に、中心支持ロッド２４ａが位置する。

図３に概略的に示されているように、ワックスレプリカ１００の作成が完了すると、そこに、後にシェル鋳型に金属を流し込むためのカップを形成するよう意図された装置３２ａが組み付けられる。装置３２ａは、軸１４ａを中心とする円錐要素３４ａを含む。この円錐要素３４ａは、分配部分１２ａの下端に固定式に連結された細くなっている部分から、最下部にかけてフレア状に広がっている。円錐要素３４ａは好ましくは、中空に作成され、その下端が蓋３６ａによって閉じられている。蓋３６ａの外面４０ａは、装置３２ａの端面を形成する。あるいは、装置３２ａは、ワックスで中実に作成されて、後でワックス模型１００を取り除くときに取り除かれるよう意図されてもよい。

任意で、補強要素４２ａが、その後、装置３２ａとアーム２０ａの間に作成されうる。

ワックス模型１００と装置３２ａは、シェル鋳型が周囲に形成されるよう意図された組立体２００を、集合的に形成する。ただし、シェル鋳型を形成するステップの前に、図４に概略的に示されているように、高温のワックスコーティング層を付着させるステップが想定される。この付着ステップは「浸漬封止（ｄｉｐ ｓｅａｌ）」とも呼ばれる。この付着ステップは、その後形成されるシェル鋳型の優れた密着性を可能にするために、高温の液体ワックス４６のバット４４に組立体２００を部分的に浸漬コーティングする。尚、この浸漬コーティングは、ここでは、装置３２ａ全体、および任意でワックス模型１００の下側部分を、高温のワックス４６に浸漬するように行われる。さらに、この浸漬コーティングステップの後、高温のワックスコーティング層４６が、図５に概略的に示されているように、装置３２ａの蓋３６ａによって画成される端面４０ａの全体を覆う。高温のワックスコーティング層４６はまた、円錐要素３４ａの外面も覆う。

本発明の特徴の１つは、端面４０ａを覆う少なくとも層４６を、この層がまだ可鍛性を有するうちに、すなわち完全に冷却しきる前に構造化することからなる。

この目的のために、図５、５ａ、５ｂおよび６に示されている器具が想定される。この器具は、スタッドの形をした複数の圧痕付け要素５２を支承する支持部材５０で構成され、そのスタッドは半球状の外面頭部５４を備える。このスタッド５２の数、サイズおよび配置は、生じる必要性に応じて選択される。示唆的な例として、支持部材５０から突出するスタッド５２の数は３〜２０個でありうるが、その外径Ｄ１と蓋の外径Ｄ２の比は、優先的には２０より小さい。

コーティング層４６を構造化するステップを実行するために、図６に概略的に示されているように、組立体２００が、特定の場所５８上に静止したままの支持部材５０に対して動かされる。スタッド５２を支承する支持部材５０に対する組立体２００の動きは、好ましくは、端面４０ａが水平に延びている状態で、垂直下向きに行われる。圧力が印加された結果、層４６にスタッド５２が挿入され、その周りにワックスの排出物が作り出される。この排出物は、各スタッド５２を取り囲むビードの形をしており、凸部６０を生じさせる。スタッド５２を取り除いた後、そのスタッド５２の場所が、図７に示されている凹部６２になり、各凹部は凸部６０に取り囲まれる。

凹部６２の深さは、各凹部の底にワックスが存在するように、コーティング層４６の厚みよりも浅くなっている。このコーティング層４６の構造化が行われることによって、明確かつ低コストで、蓋３６ａの端面４０ａを覆う層４６と、後で形成されるようシェル鋳型との間の密着を補強することが可能になる。このコーティング層４６の構造化は、例えば図７に示されている型押し６４などを使用した、蓋３６ａの端面４０ａの任意に行われる初期の構造化に追加される。ただし、この型押し６４はコーティング層４６で覆われ、このことが、その型押しの隆起表面を均してその密着力を下げる傾向を有することを明記しておく。コーティング層４６の付着後に生成される本発明による構造により、その後形成されるシェル鋳型へのこの層の密着力を効果的に補強することが可能になる。

この場合において、図８および９に関連して、セラミックのシェル鋳型を形成するステップが次に、組立体２００を連続槽６８に浸漬コーティングすることによって実行される。連続槽６８の１つが図８に概略的に示されている。このステップはそれ自体周知であり、その実行中に、形成されているシェル鋳型３００が、コーティング層４６の凹部６２内とビード６０の周囲とに付着することを除いて、これ以上説明しない。これらの層は、シェル鋳型のアンカーポイントとして働き、したがってシェル鋳型と蓋３６ａとの密着性を促進する。

シェル鋳型３００の形成中、それを乾燥させるために少なくとも１回の乾燥作業が行われる。図１０に概略的に示されているこの作業は、乾燥トンネル７０とも呼ばれる乾燥場所の内部で、１つまたは複数のシェル鋳型３００を、床７２の上方に吊り下げた状態で搬送することからなる。この移動の間、蓋の端面４０ａは水平で、下向きになっているが、シェル鋳型塊の分離するリスクは、端面４０ａを覆うコーティング層４６に対して前もって行われた構造化６０、６２によって、かなり低減されている。

乾燥後、得られたシェル鋳型３００が図１１に概略的に示されている。このシェル鋳型３００もやはり、全体的にクラスタ形状を有し、ワックスレプリカ１００および説明した装置３２ａと同様の各要素を明らかに含む。次に、この各シェル鋳型要素について説明するが、シェル鋳型は、後で金属が充填される位置に対して上下反転の位置で示されている。

シェル鋳型３００は、まずカップ３２ｂで構成され、次に金属分配器（metal dispenser）１２ｂで構成される。金属分配器１２ｂは、シェル鋳型３００の中心軸と一致する中心軸１４ｂを有する、中空の回転体、円筒または円錐の形状をとる。この軸１４ｂは垂直に延びており、したがって高さの方向を示しているとみなされる。

分配器１２ｂは上端が、直径がより大きくなった中空の端部１８ｂで終端している。中空の端部１８ｂから、複数の金属鋳込みアーム２０ｂが径方向に延びる。アーム２０ｂはここでは、数が３本であり、軸１４ｂの周りに１２０°に分散配置されている。各アーム２０ｂは、分配器１２ｂの大きくなった端部に連結された第１の端部２１ｂを含み、直線状またはわずかに湾曲した形で第２の端部２２ｂまで延びる。

したがって、各アーム２０ｂは、ワックス２０ａを取り除いた後、中空になり、金属供給ダクトを形成することが想定される。ここではやはり、分配部分１２ｂと各アーム２０ｂの第２の端部２２ｂとの間に、固定補強材２３ｂが想定されうる。

各第２の端部２２ｂから、羽根付きシェル鋳型要素１ｂが位置決めされている。これらの要素１ｂは、ワックスレプリカ１ａを取り除いた後に、それぞれ動翼１のうちの１つに対応する型を内部に形成することから、羽根付きと呼ばれる。

したがって、シェル鋳型動翼とも呼ばれる羽根付き要素１ｂは、隣接する各羽根の型を画成する羽根部分２ｂを含み、この部分２ｂは、翼根を形成する一方の端部４ｂから延び、プラットフォーム８ｂを含む。図１１には、シェル鋳型動翼１ｂの概略のみが示されている。

したがって、羽根付き要素１ｂは、軸１４ｂの周り、さらには、その軸１４ｂに沿って分配器１２ｂの端部１８ｂから延びる中心支持部材２４ｂの周りに配置され、上向きに延びる。支持部材２４ｂは優先的に、軸１４ｂを有し羽根付き要素１ｂの端部６ｂの近傍まで延びる、中空円筒の形をとる。

さらに、羽根付き要素１ｂごとに、固定補強材２５ｂが、中心支持ロッド２４ｂの上端と、羽根頭との間に想定されうる。同様に、異なるシェル鋳型動翼１ｂの隣接する羽根頭同士を、ワックス／セラミック固定補強材（図示せず）が相互連結しうる。最後に、補強要素４２ｂが、カップ３２ｂと鋳込みアーム２０ｂの間に配置されている。

シェル鋳型３００が得られ、そこに含まれているワックスレプリカ１００を除去し、当初カップを閉じていた蓋を取り除いた後、そのシェル鋳型を、鋳込み中における中の金属の流動性を促進するために、専用炉内で例えば１１５０℃などの高温で予熱する。

シェル鋳型の予熱出口で、シェル鋳型が、図１１に示されている位置に対して上下反転した状態、すなわちカップ３２ｂが上向きに開き、前と同様に軸１４ｂが垂直を向いた状態で、溶解炉からの金属が、図示されているカップ３２ｂを介して、各型に鋳込まれる。

したがって、溶湯は、カップ３２ｂ、分配器１２ｂ、鋳込みアーム２０ｂ、および羽根付きシェル鋳型要素１ｂを連続して通って、重力のみで流れる。尚、鋳込み前に、中心支持部材２４ｂは好ましくは密封された端部を有する。これは、金属がそこに充填されないように、そして、鋳込まれる金属が、羽根付き要素１ｂに入る前に必ず、アーム２０ｂを通過するようにするためである。補強材２３ｂ、２５ｂ、４２ｂは優先的に、セラミック製の中実体であり、したがってシェル鋳型３００への鋳込み中、溶湯はそれらの補強材を通過しない。

金属を冷却した後、シェル鋳型は壊され、動翼１が、必要な任意の機械加工／仕上げ／検査作業を行うために、クラスタから分離される。

明らかに、上述した発明に対して様々な変更が当業者により行われうるが、その説明は非限定的な例にすぎない。

１ 高圧タービン動翼
１ａ 動翼１のワックスレプリカ
１ｂ シェル鋳型動翼、羽根付き要素
２ 動翼１の羽根
２ａ 動翼レプリカ１ａの羽根、羽根頭
２ｂ シェル鋳型動翼１ｂの羽根部分
４ 動翼１の端部
４ａ 動翼レプリカ１ａの端部
４ｂ シェル鋳型動翼１ｂの端部
６ｂ シェル鋳型動翼１ｂの端部
８ 動翼１のプラットフォーム
８ａ 動翼レプリカ１ａのプラットフォーム
８ｂ シェル鋳型動翼１ｂのプラットフォーム
１２ａ ワックス模型１００の分配部分
１２ｂ シェル鋳型３００の金属分配器
１４ａ 中心軸
１４ｂ 中心軸
１６ 工具
１８ａ 分配部分１２ａの端部
１８ｂ 分配器１２ｂの中空端部
２０ａ ワックス模型１００のアーム
２０ｂ シェル鋳型３００の金属鋳込みアーム
２１ａ アーム２０ａの第１の端部
２１ｂ アーム２０ｂの第１の端部
２２ａ アーム２０ａの第２の端部
２２ｂ アーム２０ｂの第２の端部
２３ａ 固定補強材
２３ｂ 固定補強材
２４ａ 中心支持部材、中心支持ロッド
２４ｂ 中心支持部材、中心支持ロッド
２５ａ 固定補強材
２５ｂ 固定補強材
３２ａ 装置
３２ｂ カップ
３４ａ 円錐要素
３６ａ 装置３２ａの蓋
４０ａ 蓋３６ａの端面
４２ａ 補強要素
４２ｂ 補強要素
４４ 液体ワックス４６のバット
４６ 液体ワックス、ワックスコーティング層
５０ 支持部材
５２ 圧痕付け要素、スタッド
５４ 圧痕付け要素５２の外面頭部
５８ 特定の場所
６０ 凸部、ビード
６２ 凹部
６４ 型押し
６８ 連続槽
７０ 乾燥トンネル
７２ 乾燥トンネル７０の床
１００ ワックス模型、ワックスレプリカ
２００ 組立体
３００ シェル鋳型

Claims (10)

1. 航空機タービンエンジンの複数の羽根付き要素（１）をロストワックス鋳造で作成するためのシェル鋳型（３００）の製造方法において、
   クラスタ状の前記シェル鋳型が、複数の羽根付きシェル鋳型要素（１ｂ）を備え、前記複数の羽根付きシェル鋳型要素（１ｂ）のそれぞれが単一の前記羽根付きタービンエンジン要素（１）を得るように構成されており、
   前記製造方法は、
   ａ）前記シェル鋳型をその周囲に形成するための組立体（２００）を作成するステップにおいて、前記組立体が、ワックス模型（１００）と、端面（４０ａ）を有しその後に金属を流し込むためのカップ（３２ｂ）を形成するための装置（３２ａ）とを含むステップと、
   ｂ）前記組立体（２００）の少なくとも一部分の周囲に高温のワックスコーティング層（４６）を付着させるステップにおいて、金属を流し込むためのカップをその後形成するための前記装置の前記端面（４０ａ）の少なくとも一部分を前記コーティング層（４６）が覆うように付着させるステップと、
   ｃ）前記組立体（２００）の周囲に前記シェル鋳型（３００）を形成するステップとを含む方法であって、
   前記ステップｂ）と前記ステップｃ）の間に、前記端面（４０ａ）を覆う前記コーティング層（４６）を構造化するステップをさらに含み、前記構造化ステップが、前記コーティング層（４６）と形成されるシェル鋳型との間の密着性を補強し、まだ可鍛性を有する前記コーティング層に凹部（６２）および凸部（６０）を作成することを含む、製造方法。
2. 前記コーティング層（４６）を構造化する前記ステップが、まだ可鍛性を有する前記コーティング層に複数の圧痕付け要素（５２）を挿入して前記圧痕付け要素の周りに前記凸部（６０）を形成させ、次に前記圧痕付け要素を取り除き、それぞれが前記凸部（６０）のうちの１つによって取り囲まれた前記凹部（６２）を露わにする、請求項１に記載の方法。
3. 前記圧痕付け要素がスタッド（５２）であり、前記スタッド（５２）が全体的に球形のキャップ形を有する外面頭部（５４）を備えることを特徴とする、請求項２に記載の方法。
4. 前記各スタッド（５２）の最大外径（Ｄ１）に対する前記装置（３２ａ）の前記端面（４０ａ）の外径（Ｄ２）の比Ｄ２／Ｄ１が２０未満である、請求項３に記載の方法。
5. 前記スタッド（５２）の数が３〜２０個であることを特徴とする、請求項３または４に記載の方法。
6. 前記コーティング層（４６）を構造化する前記ステップが、まだ可鍛性を有する前記コーティング層（４６）に対して、前記複数の圧痕付け要素（５２）を支承する支持部材（５０）から圧力を印加することによって実行される、請求項２〜５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記圧力の印加が、静止した状態にある前記支持部材（５０）に対して、前記組立体（２００）を動かすことによって行われる、請求項６に記載の方法。
8. 前記組立体（２００）の周囲に前記シェル鋳型（３００）を形成する前記ステップが少なくとも１つの乾燥作業を含み、前記乾燥作業が少なくとも部分的に、前記端面（４０ａ）が下を向いた状態で、および、前記組立体を取り囲んだ前記シェル鋳型が乾燥場所（７０）の内部を移動している状態で行われる、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. 前記シェル鋳型（３００）を形成する前記ステップが、浸漬コーティングによって実行される、請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。
10. 航空機タービンエンジンの複数の羽根付き要素（１）をロストワックス鋳造で製造する方法であって、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法を使用したシェル鋳型（３００）の作成を含み、その後前記シェル鋳型に金属が鋳込まれることを特徴とする製造方法。

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