JP6841929B2 - タービン翼及びその先端部品の製造方法 - Google Patents

Description

本開示は一般に、中空金属物体の製造方法又は修理方法に関する。より具体的には、中空の金属物体が付加製造（ＡＭ）技術、又はＡＭ技術とインベストメント鋳造技術との混合で作製される。製造方法で利用されるＡＭ技術は、直接金属レーザ溶解（ＤＭＬＭ）やその他の任意のレーザ粉末床溶融付加製造に限るものではない。製造される中空金属物体は、航空機エンジン又はその他の発電機タービンの部品、例えばブレード又はステータベインなどとして特に有用である。

超合金材料は、その溶接凝固割れ及び歪み時効割れの生じやすさにより、溶接が最も難しい材料の１つである。本明細書で使用する「超合金」という用語は、高温での機械的強度及びクリープ強度に優れた、耐食、対酸化性の高い合金を意味する。超合金は典型的には高濃度のニッケル又はコバルトを含む。超合金の例としては、ハステロイ、インコネル合金（例えばＩＮ７３８、ＩＮ７９２、ＩＮ９３９）、レネ合金（Ｒｅｎｅ Ｎ５、Ｒｅｎｅ８０、Ｒｅｎｅ１４２、Ｒｅｎｅ１９５など）、ヘインズ合金、Ｍａｒ Ｍ、ＣＭ２４７、ＣＭ２４７ＬＣ、Ｃ２６３、７１８、Ｘ−７５０、ＥＣＹ７６８、２８２、Ｘ４５、ＰＷＡ１４８３及びＣＭＳＸ（例えばＣＭＳＸ−４）単結晶合金、などの商標及びブランド名で市販される合金がある。

ガスタービン翼は、回転ブレード及び静止ベーンのいずれも、超合金材料を一時的なセラミックコアの周りに鋳込み、その後コアを除去してブレード内の冷却チャンバ及び冷却チャネルを形成することにより製造されることが多い。通常、高強度の超合金材料で作られるこれらのタービンブレードの製造には、タービンブレード内部に望まれる、入り組んだ冷却通路と同じ形状の精密なセラミックコアがまず製造される。また、翼、プラットフォーム及び一体型ダブテールを含む、タービンブレードの精密な３Ｄ外面を画定する、精密なダイ又は鋳型も形成される。そのような鋳型構造１０の概略図を図１に示す。セラミックコア１１が２つのダイ半体の内部に組み立てられ、これが結果として得られるブレードの金属部分の間に空間又は空隙を形成する。組み立てられたダイの中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つのダイ半体が分離されて、鋳込まれたワックスから外される。鋳込まれたワックスは所望のブレードの精密な構造を有し、セラミック材料で被覆されて周囲を囲むセラミックシェル１２が形成される。次いで、ワックスが溶解されてシェル１２から取り除かれ、セラミックシェル１２と、内部セラミックコア１１、先端プレナム１４の間に対応する空隙又は空間１３が残る。次に、溶解超合金金属がシェル内に注入されて、そこの空隙を充填し、再びシェル１２内のセラミックコア１１及び先端プレナム１４を封入する。溶解金属が冷却されて凝固し、次いで外側シェル１２と内側コア１１、先端プレナム１４が適切に取り外されて、内部冷却通路のある、所望の金属タービンブレードが残る。浸出プロセスによりセラミックコア材料を除去する通路を提供するために、ボールシュート１５及び先端ピン１６が設けられる。これは浸出後にタービンブレード内にボールシュート及び先端孔を形成し、後でろう付けで封止しなければならない。

米国特許出願公開第２０１０／０２００１８９号（Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙに譲渡）明細書は、図２Ａ、図２Ｂに示すような、翼１８の外端を閉鎖する方法を開示する。図２Ａに示すように、第１のステップで翼１８の断面形状を正確に画定する先端プレート５０が、翼１８の外端に、外壁１９に接して（セラミック鋳造鋳型なしで）配置される。先端プレート５０は、レーザ溶接で外壁１９に接着される。次にレーザエネルギーが端部又は周辺縁部から先端プレート５０に向けられて（図２Ａの矢印「Ｗ」参照）、貫通溶接をして先端プレート５０の外周を外壁１９に溶融する。次いで、図２Ｂに示すように、自由形状レーザ造形プロセスによって、先端プレート５０上に一つ又は複数のパスで溶解合金粉末が堆積されて、先端壁３４が形成される。

別の態様において、米国特許出願公開第２０１０／０２００１８９号明細書が、代替方法によって形成される翼１８”を示す。図３Ａは、鋳造したままの状態（セラミック鋳造鋳型なし）の、外壁１９”を有する翼１８”を示す。翼１８”の内部は、適切な金属合金粉末６８で充填され、それが擦り取られて面一にされるか、あるいは他の方法で外壁１９”の外端と同じ高さに揃えられる。粉末６８は、図３Ａの矢印「Ｌ」で模式的に示す、レーザエネルギーをそこに向けることによって、焼結されて外壁１９”に接着される。図３Ｂは、粉末６８が焼結されて完成した先端キャップ３６”となり、余剰の粉末６８が除去された後の翼１８”を示す。先端キャップ３６”が形成されると、図３Ｃに示すように自由形状レーザ造形プロセスを用いて先端壁３４”が先端キャップ３６”の上に形成される。

米国特許出願公開第２０１５／００３４２６６（Ａ１）号（シーメンスエネルギー社に譲渡）明細書にはタービンブレードの製造方法が記載されており、そこでもブレードの空洞が後でブレード先端を形成するために支持材料で充填される。図４に示すように、方法８０は、超合金タービンブレードが最初に、先端壁はあるがブレード先端キャップなしで鋳造されるステップ８２を含む。ステップ８４において、支持要素がブレードの空洞に配置される。ステップ８６において、金属粉末から成る付加的なフィラー材料が開口を横切って支持要素上に支持される。次にステップ８８において、エネルギービームが付加フィラー材料を横切って移動し、材料を溶解する。それによりブレード先端を横断する超合金キャップを形成し、既存のブレード先端壁に溶融する。方法８０はさらに、キャップの周囲に、径方向に延在するスキーラ隆起を付加溶接により構築するステップ９０を含む。

米国特許出願公開第２０１０／０２００１８９号明細書 米国特許出願公開第２０１５／００３４２６６（Ａ１）号明細書

上記のことに鑑み、また当今のブレード及びベーンは、特に交換が非常に高価な先端において寿命が限られる傾向があるという事実から、新製品の鋳造翼及びフィールド戻りの修理翼に対する先端又は他の部品の新規の製造方法に対する必要性がある。時間があまりかからず、かつ費用対効果のより高い方法が提供されることが望ましい。例えば、翼の製造設備において既に存在する材料を利用する方法、及び／又はそのような材料に対して新しい二次用途を見つける方法を提供することは特に有益であり、それによって新規材料を取得して無駄にすることが回避される。

第１の態様において、本発明は金属物体を製造する方法に関する。この方法は、（ａ）セラミック鋳造鋳型に液体金属を注入し、液体金属の凝固により鋳造部品を形成し、（ｂ）セラミック鋳造鋳型と鋳造部品の一部を除去して、鋳造部品の表面部分とセラミック鋳造鋳型の表面部分を生成し、（ｃ）その表面部分の上に金属粉末の層を堆積し、（ｄ）金属粉末の少なくとも一部を照射して溶融層を形成し、（ｅ）金属物体が形成されるまでステップ（ｃ）〜ステップ（ｄ）を反復する、ことを含む。好ましくは表面部分は平坦表面である。

いくつかの実施形態において、セラミック鋳造鋳型は、セラミックシェルとセラミックコアを備え、シェルとコアの間に少なくとも１つの内部空洞が含まれる。したがって、本方法の一実施形態は、ステップ（ｂ）の前にセラミックシェルを除去することを更に含む。

特定の実施形態において、本方法は、セラミック汚染を防止するための表面処理を更に含む。好ましくは、表面は、真空吸引、アルカリ性媒体、保護層、又はそれらの組み合わせによって処理される。

特定の実施形態において、本方法のステップ（ｃ）〜ステップ（ｅ）は誘導加熱、輻射加熱、又はその両者の組み合わせの下で実行される。

好ましくは、金属物体はブレード又はベーンであり、鋳造部品は翼である。

第２の態様において、本発明はタービンブレード又はベーンを製造する方法に関する。

第３の態様において、本発明は、鋳造金属製のタービンブレード又はベーンのワークピースに関する。これは、セラミックコアを有する金属ブレード又はベーン部分と、金属部分とセラミック部分を含む、ワークピースの実質的に平坦な上面とを備える。

一実施形態において、セラミックコアが金属ブレード又はベーンの内部空洞を充填する。

一実施形態において、ブレード又はベーンはさらにセラミックシェルで囲まれる。

一実施形態において、鋳造金属タービンブレードは、セラミック汚染を防止するための保護層を更に含む。

従来のインベストメント鋳造プロセスで作製されたボールシュートを有するコア−シェル鋳型の従来方式の例を示す概略図である。 従来のブレード先端製造方法を示す概略図であって、鋳造したままの翼（セラミック鋳造鋳型は除去されている）に先端プレートを付加し、先端プレートの上に先端壁が構築される。 従来のブレード先端製造方法を示す概略図であって、鋳造したままの翼（セラミック鋳造鋳型は除去されている）に先端プレートを付加し、先端プレートの上に先端壁が構築される。 別の従来のブレード先端製造方法を示す概略図であって、鋳造したままの翼（セラミック鋳造鋳型は除去されている）の中空内部が、外壁の外端の高さまで金属合金粉末で充填され、焼結されて先端キャップを形成した後にその先端キャップ上に先端壁が造形される。 別の従来のブレード先端製造方法を示す概略図であって、鋳造したままの翼（セラミック鋳造鋳型は除去されている）の中空内部が、外壁の外端の高さまで金属合金粉末で充填され、焼結されて先端キャップを形成した後にその先端キャップ上に先端壁が造形される。 別の従来のブレード先端製造方法を示す概略図であって、鋳造したままの翼（セラミック鋳造鋳型は除去されている）の中空内部が、外壁の外端の高さまで金属合金粉末で充填され、焼結されて先端キャップを形成した後にその先端キャップ上に先端壁が造形される。 ブレード先端の更に別の従来方法を示すフローチャートであって、鋳造したままの翼（セラミック鋳造鋳型なし）の中空内部に支持要素、次いで付加フィラー材料がブレード先端全体に充填される。エネルギービームが付加フィラー材料に横断的に加えられ、材料を溶解してブレード先端を横断する超合金キャップを形成し、既存のブレード先端壁に溶融される。 本発明の一実施形態による、外部シェルと内部コアを有し、シェルとコアの間に１つ以上の内部空洞を有するセラミック鋳造鋳型の図である。 翼を鋳造するために液体金属で充填された、図５Ａのセラミック鋳造鋳型の内部空洞を示す図である。 研磨して水平又は平坦な面を形成された、図５Ｂの液体金属で充填されたセラミック鋳造鋳型の一部を示す図である。 本発明の一実施形態によるブレード先端を製造するＤＭＬＭプロセスを示す図であり、この装置には外部熱制御機構が装備されている。 図５ＤのＤＭＬＭプロセスの拡大図であり、金属−セラミック中間体が部品移動機構によって支持され、さらにシールによって固定され、外部加熱機構が中間体の近くにある。 本発明の一実施形態によるブレード先端を製造するＤＭＬＭプロセスを示す図であり、ＤＭＬＭシステムにはセラミックスラリーを堆積するための直接インク書込み（ＤＩＷ）システムが装備されている。 本発明の一実施形態による、外部シェルと内部コアを有し、シェルとコアの間に１つ以上の内部空洞を有する、セラミック鋳造鋳型を示す図であり、コアには埋め込み型の監視構造がある。 監視構造が露出されるまで研磨された、図６Ａのセラミック鋳造鋳型（液体金属で充填）の図である。 円周方向に配向した複数のタービュレータを有する、タービンブレード（ブレード後部側がこちらを向いている）の断面図である。 軸方向に配向した複数のタービュレータを有する、タービンブレード（ブレード後部側がこちらを向いている）の断面図である。 先端プレナムコア及び先端ピンを有する、従来技術によるセラミック鋳造鋳型の図である。 本発明の一実施形態による、開放先端鋳造を有するセラミック鋳造鋳型の図である。 損傷した先端を有する、フィールド戻りのタービンブレードを示す図である。 図９Ａの、フィールド戻りの中空タービンブレードにセラミックスラリーを注入することによる、内部セラミックコア及びオプションでの外部シェルの修復を示す図である。 本発明の一実施形態による、フィールド戻りのタービンブレードの修理方法を示す図である。

添付の図面に関連して以下に述べる詳細な説明は、様々な構成の説明を意図するものであり、本明細書に記載の概念が実行され得る唯一の構成を表すことを意図するものではない。詳細な説明には、様々な概念の完全な理解を提供する目的ための特定の詳細が含まれる。ただし、これらの概念はこれらの特定の詳細なしで実行可能であることが当業者には理解されるであろう。例えば、本発明は金属物体の特定の部品を付加製造するための好適な方法を提供し、かつ好ましくはこれらの部品及び物体はジェット航空機エンジンの製造に使用される。具体的には、タービンブレード及びステータベーンなどの、単結晶のニッケル基超合金又は元素チタンの中空金属物体の製品が、本発明によって有利に製造可能である。ただし、タービンの他の金属部品も、本明細書に記載の技術及び方法を用いて製造可能である。同様に、他の好適な、非タービン部品も本明細書に記載の技術及び方法を用いて製造可能である。

背景で確立されているように、ブレード又はステータベーンの先端部分は、翼及び他の部分（例えば翼根部及びベーンのトラニオン）の鋳造の後に、直接金属レーザ溶解（ＤＭＬＭ）、又は米国特許第９，０６４，６７１号（Ａｒｃａｍ ＡＢに譲渡され、その全体を参照により本明細書に援用）の明細書に記載の電子ビーム溶解（ＥＢＭ）プロセスなどのＥＢＭプロセスによって製造できることが知られている。

典型的なＤＭＬＭプロセスの説明は、独国特許第１９６４９８６５号明細書に与えられている。その全体を参照により本明細書に援用する。ＤＭＬＭプロセスが、造形プラットフォームあるいは所望の部分形状の作製を支持する表面を必要とするために、従来方法では、翼の中空の内部を閉じるためばかりでなく、ＤＭＬＭプロセスのための表面として使用する（すなわち翼の断面形状を正確に画定する）特注の先端プレート又は先端キャップの構築を必要とすることが多かった。

従来のインベストメント鋳造に使用されるセラミック鋳造鋳型は、注入した液体金属が冷えて凝固した直後に除去される、一時的材料としてみなされることが多かった。本発明者らは、内部セラミックコア及び任意での外部シェルは、後続の、ブレード又はベーンの先端又は他の任意の部品のＤＭＬＭ形成のための支持構造として、簡潔かつ好都合に使用可能であることを見いだした。本明細書で使用する「一時的」という用語は、金属を溶解して冷却したのちに、例えば、機械的プロセス、流体洗浄、化学的浸出、及び／又は一時的材料をその場所から除去可能な他の任意の既知のプロセスによって、除去可能であることを意味する。特定の実施形態では、損傷又は摩耗した先端を有する、フィールド戻り翼を用いて作業する場合、翼の中空内部又は内部空洞にセラミックスラリーを注入してセラミックコアを再形成することが可能である。組み合わされたコアと翼は、次にＤＭＬＭによる交換用の先端を形成する支持表面となる。

後続する付加製造作業に対する支持構造としてのセラミックコアの使用は、コスト及び時間的に効果的なばかりでなく、実行性も高い。これは、セラミックが化学的に不活性であり、高強度、高破壊強度、高弾性率硬度、高融点、低熱膨張、高耐摩耗性などであることによる。そのような物理化学的な特性により、セラミックは付加製造プロセスの条件（すなわち高温かつ高圧）に耐える理想的材料となる。さらに、製造プロセス（すなわち鋳造及びプリンティング）の完了後に、例えば機械的力、又は化学的浸出（例えばアルカリ浴で）、又は好ましくはその両方の組み合わせで、セラミックコアを取り除くことが困難ではない。本発明のセラミックの鋳造鋳型、コア、シェル及びスラリーは、好ましくは光重合セラミック、より好ましくは硬化した光重合セラミックで構成される。

図５Ａ〜図５Ｄは、本発明による、新しく鋳造されるタービンブレードの製造方法を示す。最初に、図５Ａに示すように、外部シェル５０２と内部コア５０４を有するセラミック鋳造鋳型５００が提供される。空洞５０６は、鋳造してセラミック鋳造鋳型５００を取り外すとタービンブレードの形状を画定するようになっている。鋳造プロセスの間、図５Ｂに示すように、液体金属５０８が空洞５０６に注入され、冷却及び凝固させて、少なくとも１つの翼の部品５１０であるタービンブレードを形成する。いくつかの実施形態において、タービンブレードの根部又はステータベーンの内側及び外側トラニオンもまた、鋳造時に形成される（図示せず）。次に図５Ｃに示すように、翼５１０−セラミック鋳造鋳型５００の組み合わせの一部が、例えば研磨、機械加工、切断又は他の既知の技術によって除去される。図５Ｃは、翼５１０−セラミック鋳造鋳型５００の組み合わせの最上部の除去にグラインダブレード又はグラインダディスクが使用される実施形態を示す。結果として、水平又は平坦な面５１２が現れ、金属−セラミックの中間体５１６が作製される。平坦面５１２は、次の図５Ｄに示すタービンブレードの先端部品を製造するＤＭＬＭプロセスにおいて、原料の金属粉末を堆積するための連続した密閉支持構造として機能する。

本発明によるブレード又はステータベーンの先端は、スキーラ先端と称されることもある外周先端壁と、翼の内部を封鎖する先端キャップを含む。ただし、いくつかの実施形態において、先端キャップが省略されて翼が開放された空洞のままのこともある。

ＤＭＬＭプロセスの最初の段階において、セラミック−金属造形面５１２に堆積された原料の金属粉末は、そこに指向するレーザエネルギーによって一緒に溶解されて、翼５１０の外壁に接着される。正確なプロセスパラメータは特定の用途に合わせるために変化し得る。一実施形態において、短パルスの赤外レーザビームが、平均出力１〜１００Ｗ、パルス周波数１Ｈｚ〜２００ｋＨｚで使用される。レーザビームがスキャナと共に使用される場合には、並進速度又は走査速度は、約５ｍｍ／ｓ（０．１９７ｉｎ．／ｓ）〜約５００ｍｍ／ｓ（１９．７ｉｎ．／ｓ）である。

これに代わり、また好ましくは、先端の第１の付加層が、米国特許第８，９２５，７９２号（Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙに譲渡）明細書、これは参照によりその全体を本明細書に援用する、に開示の超合金の接着方法を用いて翼５１０に接合される。この方法は、一般的に、γ′ソルバス（ｓｏｌｖｕｓ）ｇ′１を有する第１の超合金の副成分と、γ′ソルバスｇ′２を有する第２の超合金の副成分とを、第１の超合金の副成分と第２の超合金の副成分との間に配置された少なくとも１．５重量％のボロンを含むフィラー材料で整合させるステップと、フィラー材料の固相線より上で、フィラー材料の液相線より下の温度の温度Ｔ１で第１の熱処理を行うステップと、次にＴ１より高い温度であり、かつｇ′１とｇ′２の低い方の温度以上の温度である温度Ｔ２で第２の熱処理を行うステップと、を含む。

ＤＭＬＭプロセスのパラメータを適切に制御することで、所望する場合には、このプロセスにより、翼５１０と同じ微細構造を付加製造された（例えば一方向凝固されるか単結晶の）先端壁に作製可能である。例えば、約３００Ｗ〜約１０００Ｗ出力の連続波ビームを、約０．２５ｃｍ／ｓ（０．１ｉｎ．／ｓ）〜約０．７６ｃｍ／ｓ（０．３ｉｎ．／ｓ）、好ましくは約０．４４ｃｍ／ｓ（０．１７５ｉｎ．／ｓ）〜約０．５１ｃｍ／ｓ（０．２００ｉｎ．／ｓ）の移動速度で使用することができる。約１００〜２００パスで、適切な高さでニアネットシェイプの先端壁が得られる。ここで各層は、２０〜１００μｍ、好ましくは２０〜５０μｍ、より好ましくは３０〜５０μｍである。一実施形態において、各付加層は３０μｍである。本明細書で使用の、「ニアネット」と言う用語は、最終部品に到達するためにはかなりの追加の加工プロセスを必要とする構造のことを指す。ＤＭＬＭプロセスが完了すると、先端壁は既知のプロセスである機械加工、研磨、被覆などによってさらなる形成が行われ得る。

付加製造時に使用される原料の金属粉末用の好適な材料及び鋳造時の液体金属の代表的例としては、良好な耐酸化性を有するように設計された合金であって、ガスタービンエンジンの高温での動作において許容される強度を有する既知の「超合金」が含まれる。例えば、ハステロイ、インコネル合金（例えばＩＮ７３８、ＩＮ７９２、ＩＮ９３９）、レネ合金（Ｒｅｎｅ Ｎ４、Ｒｅｎｅ Ｎ５、Ｒｅｎｅ８０、Ｒｅｎｅ１４２、Ｒｅｎｅ１９５など）、ヘインズ合金、Ｍａｒ Ｍ、ＣＭ２４７、ＣＭ２４７ＬＣ、Ｃ２６３、７１８、Ｘ−７５０、ＥＣＹ７６８、２８２、Ｘ４５、ＰＷＡ１４８３及びＣＭＳＸ（例えばＣＭＳＸ−４）単結晶合金、などである。本発明の翼及びブレード先端は、１つ以上の選択された結晶微細構造、例えば一方向凝固（「ＤＳ」）又は単結晶（「ＳＸ」）などで形成することができる。特定の実施形態では、本発明のブレード及びベーンは、複数の制御された金属結晶粒配向、例えば、出願人の同時継続出願第１５／４０５，６５６号明細書に開示された微細構造などで形成することができる。上記の出願の開示は、その全体が参照により本明細書に援用される。特別な実施形態では、本発明の翼は単結晶構造で形成されるが、ブレード先端は非単結晶構造で形成される。

図５ＤはＤＭＬＭプロセスの一実施形態であって、造形筐体５５１には付加製造されるブレード先端の少なくとも一部の誘導加熱が含まれる。付加製造装置５５０には、装置５５０の構成要素を少なくとも部分的に取り囲む、造形筐体５５１が含まれる。例えば、少なくとも粉末床（図示せず）が造形筐体５５１内に設けられて、粉末床での金属粉末Ｐの溶融が規定された環境で生じる。いくつかの実施形態において、造形筐体５５１は実質的に酸素フリーの環境を規定する。いくつかの実施形態において、造形筐体５５１は不活性雰囲気（例えばアルゴン雰囲気）を規定する。更なる実施形態では、造形筐体５５１は還元性雰囲気を規定して、酸化を最小化する。また更なる実施形態では、造形筐体５５１は真空を規定する。

図５Ｄに示すように、造形筐体５５１は第１の気密ゾーン５５２を含み、そこでは粉末床において金属粉末Ｐの溶融が生じる。造形筐体５５１には、第２のゾーン５５３も含まれてもよい。これは気密であっても気密でなくてもよく、一例では第１のゾーン５５２と連通する環境である。装置５５０には、粉末供給機構５５４、粉末移動機構５５５、造形プラットフォーム５５６、作業面５６２、造形プレート５５７、シール５５８、外部熱制御機構５５９及び部品移動機構５６０も含まれる。製造時には、粉末供給機構５５４の昇降機５６１が処方された量の金属粉末「Ｐ」を造形プラットフォーム５５６の高さより上に持ち上げる。処方された量の金属粉末は次に、粉末移動機構５５５により、薄く広げられて作業面５６２と造形面５１２上の薄い均一な層となり、粉末床５６５を形成する。作業面５６２からあふれたものは、余剰粉末容器５６３によって収集されて、任意で再使用の前に粗粒を篩い分ける処理が行われる。

造形プレート５５７には、造形プレート５５７から延在する開口５６４が含まれる。開口５６４は、粉末床５６５と連通して、粉末床５６５の一部を形成してもよい。金属粉末「Ｐ」は、粉末移動機構５５５により造形プレート５５７の開口５６４を横断して押し出され、金属粉末「Ｐ」が開口５６４を通って粉末床５６５内へ落下することができる。こうして粉末移動機構５５５は造形プレート５５７の開口５６４を介して粉末床５６５内へ金属粉末「Ｐ」を堆積させるように動作可能である。

好ましくは、造形プレート５５７は実質的に非導電性材料（例えばセラミック、ガラス又はその他の非金属）で作られ、外部熱制御機構５５９（これは中間体５１６に所定の温度プロファイルを形成するように動作可能）が造形プレート５５７を、翼５１０に付加されるブレード先端層の形成に利用される金属粉末「Ｐ」の焼結温度にまで加熱することを防止するように動作可能である。こうして、外部熱制御機構５５９は、先端層を形成する金属粉末「Ｐ」の溶融又は焼結に干渉することなしに、翼５１０と製造される先端の所定の温度プロファイルを、形成可能である。好ましくは、外部熱制御機構５５９は誘導加熱式である。ただし、輻射加熱又はレーザベースの加熱もまた（例えば加熱ランプ又は補助レーザと共に）使用可能である。

図５Ｄ、５Ｅに示す実施例の外部熱制御機構５５９は、造形プレート５５７の底面５６６近くに配置されている。いくつかの実施形態において、図５Ｄに示すように外部熱制御機構５５９は造形プレート５５７の底面５６６から離間していてもよい。代替実施形態において、外部熱制御機構５５９は造形プレート５５７の底面５６６に接していてもよい。更に別の代替実施形態では、外部熱機構５５９は造形プレート５５７内の凹部又は空洞に配置されてもよい。図示していない別の実施例では、外部熱制御機構５５９は、造形プレート５５７に対して固定した位置関係に配置される。更に別の実施例では、外部熱制御機構５５９は、造形面５１２上の新しい層の形成部に可能な限り近く配置されて、その温度プロファイル（本明細書で更に説明するように）を制御してもよい。例えば、外部熱制御機構５５９は造形プレート５５７の底面５６６の可能な限り近くに配置されてもよい。別の実施形態では、外部熱制御機構５５９は造形プレート５５７の底面５６６の近くに配置されて、磁束を造形面５１２に集中させてその上で形成される層の温度プロファイルを制御するように構成された軟磁性材料を含んでもよい。図５Ｄ、５Ｅに示すように、外部熱制御機構５５９は、造形プレート５５７の開口５６４に整列した内部空間又は空洞を形成してもよい。中間体５１６は、外部熱制御機構５５９の内部空間又は空洞を貫通して、造形プレート５５７の開口５６４内へ延在してもよい。違う表現をすれば、外部熱制御機構５５９の一部が中間体５１６の周りに、少なくとも部分的に延在してもよい。部品移動機構５６０はしたがって、外部熱制御機構５５９（及び造形プレート５５７）に対して中間体５１６を移動させるように動作可能である。

外部熱制御機構５５９は、造形面５１２の所定の温度プロファイルを形成するように動作可能であってよい。例えば、一例における外部熱制御機構５５９は、中間体５１６が造形プレート５５７の開口５６４内に配置されたとき、中間体５１６を実質的に取り囲む、少なくとも１つの誘導コイルを含む。翼５１０は導電性であり、製造される先端もそうである。外部熱制御機構５５９の少なくとも１つの誘導コイルは、電流がコイルに流れ、磁場を生成するので、中間体５１６及び先端の温度の制御が可能である。さらに、外部熱制御機構５５９が造形プレート５５７の底面５６６の近くに配置されるので、外部熱制御機構５５９が造形面５１２の温度を制御して、金属粉末「Ｐ」により形成されるブレード先端の層が割れないようにする。こうして外部熱制御機構５５９は造形面５１２の所定の温度プロファイルを形成してブレード先端の割れを防止することができる。

一実施例では、少なくとも１つの新規に付加的に形成される層に関する所定の温度プロファイルが、その１つの層の焼結又は溶融温度から、その凝固温度（例えば、金属合金粉末「Ｐ」の組成に依存するが、約１３００℃）まで生成され、少なくとも凝固したときに、その少なくとも１つの層に割れがない様にする。例えば、焼結又は溶融温度からその凝固温度までの所定の冷却プロファイルなどのような、凝固層に割れを発生させないような、新規に生成される層の所定の温度プロファイルは、経験で決められるか、実験的に決められるか、あるいはそれらの組み合わせで決められる。いくつかの実施形態において、所定の温度プロファイルは、少なくとも凝固したときにその少なくとも１つの層に割れを発生しないような、焼結又は溶融温度からその凝固温度までの、少なくとも１つの新規に付加形成される層のある範囲の所定の冷却プロファイルであってよい。少なくとも凝固したときに、少なくとも１つの層での割れ防止に効果的な、少なくとも１つの新規でかつ付加的に形成された層から作成される特定の温度プロファイルは、数多くの因子に（少なくとも部分的に）影響されるか、又はそれに依存し得る。それらは、金属粉末「Ｐ」の組成、その少なくとも１つの層の厚さ、その少なくとも１つの層の形状／構成、その少なくとも１つの層の初期温度（すなわち溶融温度）、その少なくとも１つの層の凝固温度、その少なくとも１つの層と先行及び／又は後続の層又は形成部分との間の温度勾配、その少なくとも１つの層の凝固後の所望の微細構造、付加製造された先端の最終の動作パラメータ、その少なくとも１つの層の所望形成速度（すなわち部品移動機構５６０による部品の移動）、などである。一実施例において、装置５５０は、溶融から凝固までの冷却プロファイルなどの所定の温度プロファイルを形成して、少なくとも１つの外部熱制御機構５５９及び（外部熱制御機構５５９に対して中間体５１６を移動させる）部品移動機構５６０を用いて、翼５１０の端部（例えば、少なくとも１つの新規に形成される層）に適用する。

所定の温度プロファイルは通常周囲温度よりも高く、かつ堆積された材料を溶解するのに必要な温度より低い。すなわち、２００〜１２００℃、好ましくは５００〜１２００℃、より好ましくは１０００〜１２００℃である。一実施形態において、外部熱制御機構はＤＭＬＭ時に温度を約１０００℃に保持する。そのような温度に加熱することで、ブレード先端に形成される結晶粒の成長を促進し、それによって複数の極薄付加層（厚さ約２０〜１００μｍ）が形成され、それが機能分解能の向上したブレード先端をもたらす。さらに、そのような温度に加熱することで、より低い温度で生じる堆積物の割れを防ぐ。

図５Ｄに示すように、装置５５０でのブレード先端の製造方法には、部品移動機構５６０などにより、ブレード先端を造形プレート５５７に対して移動することが含まれ、中間体５１６の造形面５１２が開口５６４内に（可能性として造形プレート５５７の上面５６８の下に）位置し、かつシール５５８と係合するようにする。造形プレート５５７の開口５６４、シール５５８及び造形面５１２が協働して、金属粉末「Ｐ」を保持する粉末床５６５を形成することができる。そのような状態の間、粉末供給機構５５４が、これも図５Ｄに示すように、金属粉末「Ｐ」を露出させることができる。金属粉末「Ｐ」が露出されると、粉末移動機構５５５が、露出した金属粉末「Ｐ」を開口５６４を介してシール５５８及び造形面５１２の上に堆積させることにより、粉末床５６５を充填する。粉末床５６５はそれによって造形面５１２を覆って、又はその上に金属粉末「Ｐ」の層を形成する。上記のように、一実施例において、部品「Ｃ」の端部６４を覆っているかその上にある金属粉末「Ｐ」の層の厚さは、３０〜５０μｍの範囲内である。

金属粉末「Ｐ」が粉末床５６５内に堆積され、それによって図５Ｄに示すように金属粉末「Ｐ」の層が造形面５１２を覆うか、又はその上に形成されれば、指向性のあるエネルギー源５６９とビーム指向機構５７０が、エネルギービームを堆積された金属粉末「Ｐ」の層にパターン状に指向させて、金属粉末「Ｐ」を新規の断面層として造形面５１２へ溶融させる。新規の断面層が造形面５１２上へ形成された後、外部熱制御機構５５９を用いて、少なくとも新規に形成される断面層の割れを防止する温度プロファイルを形成する。また、新規の断面層が造形面５１２上へ形成された後、かつ可能性として少なくとも新規に形成された断面層の温度プロファイルの形成中又はその途中で、ブレード先端（図５Ｄには示さず）が、造形面５５７及び外部熱制御機構５５９に対して部品移動機構５６０によって移動させられてもよい。ブレード先端が粉末床５６５のより低い位置に移動され、新規に形成される層を有する造形面５１２が開口５６４内（可能性として上面５６８の下）に配置されてシール５５８と係合するようにされる。造形面５１２は、次にその上に別の層を形成するために、粉末床５６５への金属粉末「Ｐ」の堆積と溶融ができる状態となる。こうして、ブレード先端の移動、金属粉末「Ｐ」の堆積、金属−セラミック中間体５１６の造形面５１２への金属粉末「Ｐ」の溶融、及び温度プロファイルの形成が、１サイクルを構成して、これを複数回実行して、断面層ごとに金属ブレード先端が製造又は形成される。

ＤＭＬＭプロセス中に、ビーム指向機構５７０が、指向性のあるエネルギー源５６９から放出された非集束のレーザビーム又は電子ビームの焦点を造形面５１２を横断して移動または走査する。ＤＭＬＭプロセスにおいて、ビーム指向機構５７０が一般に固定位置にあり、その中に含まれる光学系（例えば、テレセントリックレンズ、ミラー、ビームスプリッタ）又は電子系（例えば偏向コイル、集束コイル）が、レーザビームの様々な特性を制御及び調節可能とするために可動であってよい。ただしいくつかの実施形態において、ビーム指向機構５７０そのものがそのような調節のために移動してもよい。レーザが走査される速度は、重要な、制御可能なプロセスパラメータであって、特定のスポットにレーザ出力を照射する長さに影響する。典型的なレーザ走査速度は毎秒数十ｍｍから数百ｍｍの程度である。

特定の実施形態において、指向性のあるエネルギー源５６９は、ダイオードファイバレーザアレイ（例えばダイオードレーザバー又はスタック）であり、それぞれがビーム状の放射を放出する、複数のダイオードレーザ又はエミッタを含む。円筒レンズをダイオードレーザと複数の光ファイバの間に配置することができる。円筒レンズは、レーザのダイオード接合に垂直な方向の高角度発散を補償する。通常、速軸のビーム発散を遅軸よりも小さくし、それによって、結合光学系を使用しないアセンブリ（すなわち各ファイバが結合すべきレーザに対して単純に近接して配置されているだけのアセンブリ）に比べて全体システムのアセンブリ公差を緩和する。ただし、結合光学系を使用しないダイオードファイバレーザアレイも本技術において使用可能であることを理解されたい。特定の実施形態において、複数の光ファイバはそれぞれの終端に更にレンズを含んでもよい。それによって光ファイバからの平行レーザビーム又は発散レーザビームが提供されるようになっている。これらのレンズがない場合でも、光ファイバ１０９の終端は平行又は発散レーザビームを提供するように適合され得ることも理解されたい。

誘導加熱の代替として、本発明のＤＭＬＭプロセスは、輻射加熱を装備してもよい。そこでは、米国特許出願第２０１３／０１０１７４６号（現在の譲渡人はＡｅｒｏｊｅｔ Ｒｏｃｋｅｔｄｙｎｅ、Ｉｎｃ．）明細書に開示の付加製造プロセスのように、付加製造されているブレード先端の少なくとも一部と、造形チャンバを画定する保持壁とが所望の温度に加熱される。上記の特許出願明細書は参照によりその全体を本明細書に援用する。複数の加熱要素が保持壁に取り付けられか、その上に支持されていてもよい。好ましくは、非集束放射ビームの近傍の、少なくとも付加製造されるブレード先端と保持壁が輻射加熱される。より好ましくは、ブレード先端と造形チャンバ内の作業空間全体が輻射加熱を受ける。加熱要素が、作業空間全体を所望の温度に維持する輻射加熱を生成する。所望温度は、一般に周囲温度より高く、かつ堆積された材料を溶解するのに必要な温度よりも低い。

上に述べたＤＭＬＭ装置及び方法は、ブレード先端の全体又は一部を構築するのに、可能性として他の方法との組み合わせで使用されてもよい。例えば、上記の装置５５０と方法によりブレード先端の全てを構築するために、最初に種部品を利用してその上に第１の層を形成してもよい。他の実施形態では、上記の装置５５０と方法によりブレード先端の一部を構築するために、既存の部分的に形成された先端の上に層が形成されてもよい。

特定の一実施形態によれば本発明によるＤＭＬＭ装置又はシステムは（誘導／輻射加熱の有無に拘わらず）、別の付加製造システム及び技術、すなわち「ロボキャスティング」としても知られる、セラミックスラリーのコンピュータ制御堆積のための、直接インク書込み法（ＤＩＷ）と組み合わせることも可能である。図５Ｆに示すように、ＤＩＷロボット又はシステム５７１（模式的に表示）は、「インク」、この場合はセラミックスラリー、の細線をノズル又はシリンジ５７２から押し出すか絞り出して、セラミック部品を層ごとに形成する（押し出されたセラミックスラリーは最終的に乾燥して固化する）。ＤＩＷプロセスは、例えばセラミックコア及び／又はセラミックシェルの修復、又は機械工程の後の造形表面の微調に利用可能である。ただし、本発明はＤＩＷに限定されるものではなく、任意の適切なコンピュータ制御セラミック付加製造技術をＤＭＬＭとの組み合わせで使用可能であることに留意されたい。

図５Ａ〜５Ｄにおいては、鋳造プロセス後、及び後続のブレード先端の付加製造時にも、セラミック外側シェル５０２が翼５１０に取り付けられたままである。シェルは、これとは別に、鋳造が完了した後、先端の製造の前に取り除かれてもよい（コアは保持される）。ただし、シェルを保持したままにすることには、造形面５１２を生成するために翼５１０−セラミック鋳造鋳型５００の一部を除去するステップで視覚的コントラストを改善するというような付加的な利点もある。視覚的コントラストは、ブレード先端の自動認識及び位置決めを向上させる。ロボットは（わずかに異なる）ブレード先端のそれぞれを見つけ、それに応じてＤＭＬＭプログラムを調整する。保持されたシェルは、加熱されるＤＭＬＭプロセスの間、母材の翼５１０の均一加熱又は断熱を提供可能であり、それが結晶粒成長を促進する。

本明細書に記載の任意の付加製造プロセスの前に、セラミック−金属造形面にセラミック汚染に対する処理を行うことができる。例えば、真空吸引、アルカリ性媒体を用いた化学処理、造形面を覆う保護層、又はこれらの２つ以上の組み合わせなどであり、これにより鋳造された母材の翼への付加金属の清浄な結合を促進する。

本発明のセラミックコアは、特別の設計構造、例えば１つ以上の監視構造を組み込んでもよい。いくつかの実施形態において、監視構造はセラミックコア内に埋め込まれて、監視構造がコア表面から突き出ずに、監視構造の一面のみが見えるようになっている。言い換えると、監視構造はコア面と同一面である。あるいは、監視構造はコア面から突出するノッチを形成する。特定の実施形態では、監視構造はセラミック以外の材料でできている。他の実施形態では、監視構造もまたコア同様にセラミックでできていて、例えば出願人の同時継続出願第１５／３７７，６７３号、第１５／３７７，７９６号、第１５／３７７，７２８号、第１５／３７７，７５９号、第１５／３７７，７８７号、第１５／３７７，７４６号、第１５／３７７，７６６号、第１５／３７７，７８３号の各明細書に開示された１つ以上の技術を用いて、コアと一緒に作製される。これらの各出願の開示は参照によりその全体が本明細書に援用される。これに代わり、ノッチの監視構造とセラミック鋳造鋳型が選択性レーザ作動（ＳＬＡ）の技術を用いて製造される。例えば、ノッチが、後でワックスコアの形成に使用されるＳＬＡ金属鋳型に形成されてもよい。

図６Ａはセラミック鋳造鋳型６００であり、外側シェル６０２と、１つ以上の内部空洞６０６を画定する内部コア６０４とを含む。内部コア６０４は更に監視構造６１４を含む。内部空洞６０６が液体金属６０８で充填されて翼６１０を形成すると、翼６１０−セラミック鋳造鋳型６００の一部が、監視構造６１４が露出するまで除去される（図６Ｂ参照）。あるいは、翼６１０−セラミック鋳造鋳型６００の一部は、監視構造６１４が露出してなくなるまで除去される。さらなる代替として、翼６１０−セラミック鋳造鋳型６００の一部が速い速度で除去されて監視構造６１４が露出されると、除去プロセスを遅くして、監視構造６１４が翼６１０−セラミック鋳造鋳型６００を後どれだけ除去する必要があるかを判定する助けとする。そのようにして、セラミックコアに１つ以上の監視構造を有することで、第１の付加平面の再現性のある位置を可能とする。

別の実施形態では、本発明のセラミックコアには、コアを除去すると、先端キャップの下側に形成された複数のタービュレータに対応する構造が含まれる。これらの鋳造されたままのタービュレータは、翼の加熱された側壁と内部冷却空気との間の熱伝達を促進及び／又は増加させる。図７Ａと図７Ｂは、部分的なタービンブレード７００の、ブレード後部側がこちらを向いた断面図であり、翼７０２、翼の外壁７０６、流出端７１０、先端７０４及び先端壁７０８を示す。翼７０２と先端７０４は先端キャップ７１２で分離されており、先端キャップには、周方向（図７Ａ）又は軸方向（図７Ｂ）を向いた複数のタービュレータ７１４がある。

代替実施形態では、上で述べた一連の熱伝達用のタービュレータを有する先端キャップは、鋳造よりもむしろ付加製造される。

さらに他の構造又は輪郭が本発明のセラミックコア設計に組み込まれてもよい。これには、必ずしもこれに限らないが鋳型のコアとシェルの間に一体化されたセラミック細線が含まれて、これを利用してこれらの鋳型で作製される鋳造部品に孔、すなわち流出冷却孔を形成することができる。コア蛇行部のための浸出通路の配置と提供の両方を行うために、コアとシェルの間に十分なセラミック細線を使用することで、ろう付けボールの流下樋（ｃｈｕｔｅ）をなくすことも可能である。先端プレナムコアとシェルとの間のセラミック細線はまた、浮遊している先端プレナムを支持するために提供され、伝統的な先端ピンと、それを後からろう付け封止する必要性を排除する。

図８Ａに示すコア８００Ａのような従来型のセラミックコアには、先端ピン８０４を有する先端プレナム８０２が含まれ、先端ピンは浸出されると鋳造翼８１０Ａ内に先端孔を形成し、これは後でろう付け封止されなければならない。本発明では、図８Ｂのコア８００Ｂのような、開放先端鋳型（すなわち先端プレナム及び先端ピンなし）を有するセラミックコアを提供することができる。開放先端の設計では、翼壁（例えば厚さ）の制御が改善され、セラミックコアの浸出が迅速かつ容易となり、ろう付けの必要がなくなる。図８Ｂに示すように、溶解金属がセラミックコア８００Ｂに注入され、冷却されて凝固して鋳造翼８１０Ｂが形成された後に、セラミックコア８００Ｂの頂部部分が除去されて、後続のブレード先端のＤＭＬＭ製造のための平坦面を形成することが可能である。

本発明のブレード先端には、付加製造プロセス中に形成される１つ以上の孔が組み込まれてもよい。セラミックコアはこれらの孔を通して浸出することができる。

図９は、本発明による、損傷した先端を有するフィールド戻りのタービンブレードの修理方法を示す。外壁９０２と内部空隙９０４を有するフィールド戻りの翼９００が図９Ａに与えられている。セラミックスラリーが空隙９０４に注入され、それが次に硬化して内部セラミックコア９０６を再形成する。特定の実施形態では、ブレード９００全体を包囲する外部セラミックシェル９０８もまた再形成されてもよい。修理の後続するステップは、新規の鋳造タービンブレードの製造方法で説明したものと同様であり、翼とコアの上部を除去して造形面を露出させ、交換用ブレード先端を付加製造する。

さらに別の態様では、本発明は、フィールド戻りの先端が損傷したタービンブレードの、交換先端を付加製造するためのセラミック−金属造形面を利用しない、代替的な修理方法を提供する。図１０を参照すると、ステップＳ１００２において、極薄シム１０１２が損傷したブレード先端又は翼１０１０の頂部に配置され、これが、ステップＳ１００４での後続する新規または交換用のブレード先端の（本明細書で開示した任意の誘導加熱又は輻射加熱を用いた）付加製造を支持する、水平又は平坦な面１０１２を提供する。いくつかの実施形態において、ブレード先端の付加製造の前にセラミックコア及び／又はセラミックシェル（図１０には示さず）があってもよい。

極薄シム１０１２は、好ましくはブレード先端の付加製造に使用される金属粉末と同一の材料でできている。重要なことは、極薄シム１０１２は、例えば２５〜９００μｍ（０．０２５〜０．９ｍｍ）、好ましくは２００〜７５０μｍ（０．０２〜０．７５ｍｍ）、そしてより好ましくは２５０〜５００μｍ（０．２５〜０．５ｍｍ）の、僅か１０００μｍ未満の厚さであるために、先に参照した米国特許出願公開第２０１０／０２００１８９号明細書に開示した、薄いプレート５０及びシム５０’に比べて、より簡単かつより容易に翼１０１０の外壁に結合することができる。結合は、本明細書で述べたものと同一のプロセスを用いて行うことができる。また重要なことに、極薄シム１０１２はその外形形状の制限がなく、好ましくは翼１０１０の外壁を完全に覆って、ブレード先端の付加製造のための、１つ以上のオーバハング１０１６を有する連続かつ密閉された支持面を形成する。オーバハング１０１６は、その後でステップＳ１００６において、例えば機械加工、研磨又は他の任意の等価な技術によって除去される。

一態様において、本発明は、他の製造方法、装置及びセラミックコア−シェル鋳型の特徴を組み込むか又は組み合わせた、本発明の製造方法に関する。以下の特許出願は、これらの方法及び鋳型の様々な態様の開示を含む。

米国特許出願第１５／４０６，４６７号、発明の名称“Ａｄｄｉｔｉｖｅ Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ Ｕｓｉｎｇ ａ Ｍｏｂｉｌｅ Ｂｕｉｌｄ Ｖｏｌｕｍｅ”、代理人整理番号０３７２１６．０００５９、出願日２０１７年１月１３日。

米国特許出願第１５／４０６，４５４号、発明の名称“Ａｄｄｉｔｉｖｅ Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ Ｕｓｉｎｇ ａ Ｍｏｂｉｌｅ Ｓｃａｎ Ａｒｅａ”、代理人整理番号０３７２１６．０００６０、出願日２０１７年１月１３日。

米国特許出願第１５／４０６，４４４号、発明の名称“Ａｄｄｉｔｉｖｅ Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ Ｕｓｉｎｇ ａ Ｄｙｎａｍｉｃａｌｌｙ Ｇｒｏｗｎ Ｂｕｉｌｄ Ｅｎｖｅｌｏｐｅ”、代理人整理番号０３７２１６．０００６１、出願日２０１７年１月１３日。

米国特許出願第１５／４０６，４６１号、発明の名称“Ａｄｄｉｔｉｖｅ Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ Ｕｓｉｎｇ ａ Ｓｅｌｅｃｔｉｖｅ Ｒｅｃｏａｔｅｒ”、代理人整理番号０３７２１６．０００６２、出願日２０１７年１月１３日。

米国特許出願第１５／４０６，４７１号、発明の名称“Ｌａｒｇｅ Ｓｃａｌｅ Ａｄｄｉｔｉｖｅ Ｍａｃｈｉｎｅ”、代理人整理番号０３７２１６．０００７１、出願日２０１７年１月１３日。

米国特許出願第１５／４３９，５９２号、名称“ＭＥＴＨＯＤ ＯＦ ＲＥＰＡＩＲＩＮＧ ＴＵＲＢＩＮＥ ＣＯＭＰＯＮＥＮＴ”、代理人整理番号０３７２１６．０００９４／３１５７８０Ａ、出願日２０１７年２月２２日。

米国特許出願第１５／４３９，５２９号、名称“ＭＥＴＨＯＤ ＯＦ ＭＡＮＵＦＡＣＴＵＲＩＮＧ ＴＵＲＢＩＮＥ ＡＩＲＦＯＩＬ ＷＩＴＨ ＯＰＥＮ ＴＩＰ ＣＡＳＴＩＮＧ ＡＮＤ ＴＩＰ ＣＯＭＰＯＮＥＮＴ ＴＨＥＲＥＯＦ”、代理人整理番号０３７２１６．０００９１／３１５７８０Ｂ、出願日２０１７年２月２２日。

米国特許出願第１５／４３９，５４８号、名称“ＭＥＴＨＯＤ ＯＦ ＭＡＮＵＦＡＣＴＵＲＩＮＧ ＴＵＲＢＩＮＥ ＢＬＡＤＥ ＴＩＰ”、代理人整理番号０３７２１６．０００９２／３１５７８０Ｃ、出願日２０１７年２月２２日。

米国特許出願第１５／４３９，４５１号、名称“ＭＥＴＨＯＤ ＯＦ ＭＡＮＵＦＡＣＴＵＲＩＮＧ ＴＵＲＢＩＮＥ ＡＩＲＦＯＩＬ ＡＮＤ ＴＩＰ ＣＯＭＰＯＮＥＮＴ ＴＨＥＲＥＯＦ ＵＳＩＮＧ ＣＥＲＡＭＩＣ ＣＯＲＥ ＷＩＴＨ ＷＩＴＮＥＳＳ ＦＥＡＴＵＲＥ”、代理人整理番号０３７２１６．０００９０／３１５７８０Ｄ、出願日２０１７年２月２２日。

米国特許出願第１５／４３９，６４３号、名称“ＭＥＴＨＯＤ ＯＦ ＲＥＰＡＩＲＩＮＧ ＴＵＲＢＩＮＥ ＣＯＭＰＯＮＥＮＴ ＵＳＩＮＧ ＵＬＴＲＡ−ＴＨＩＮ ＳＨＩＭ”、代理人整理番号０３７２１６．００１０１／３１５７８０Ｅ、出願日２０１７年２月２２日。

これらの各出願の開示は、本明細書に開示のコア−シェル鋳型と共に使用可能な、コア−シェル鋳型及び作製方法の更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援用される。

ここに記載の説明は、好適な実施形態を含む本発明を開示するための、また当業者に、任意のデバイスまたはシステムの作製と使用、および組み込まれた任意の方法の遂行を含む、本発明の実行を可能とさせるための実施例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が思いつく他の実施例も含み得る。そのような他の実施例は、もしそれらが特許請求の範囲の文言と違わない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言とは実質的に差異のない、等価な構造的要素を含む場合には、特許請求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、並びにそのような各態様に対する他の公知の均等物は、当業者によって融合、整合されて、本出願の原理に従う追加的実施形態及び技術を構築することが可能である。

本発明のさらなる態様は下記の記載によって示される。

金属物体の製造方法であって、
（ａ）セラミック鋳造鋳型に液体金属を注入し、前記液体金属の凝固により鋳造部品を形成し、
（ｂ）前記セラミック鋳造鋳型と前記鋳造部品の一部を除去して、前記鋳造部品の表面部分と前記セラミック鋳造鋳型の表面部分を生成し、
（ｃ）前記表面部分の上に金属粉末の層を堆積し、
（ｄ）前記金属粉末の少なくとも一部を照射して溶融層を形成し、
（ｅ）前記金属物体が形成されるまでステップ（ｃ）〜ステップ（ｄ）を反復する、
ことを含む、方法。

前記表面部分は平坦表面である。

前記セラミック鋳造鋳型は、セラミックシェルとセラミックコアを備え、前記シェルと前記コアの間に少なくとも１つの内部空洞が含まれる。

ステップ（ｂ）の前に前記セラミックシェルを除去することをさらに含む。

セラミック汚染を防止するために前記表面部分を処理することを更に含む。

前記表面部分は、真空吸引、アルカリ性媒体による化学処理、保護層、又はそれらの組み合わせによって処理される。

ステップ（ｃ）〜ステップ（ｅ）は誘導加熱、輻射加熱、又はその両者の組み合わせの下で実行される。

前記金属物体はブレード又はベーンであり、前記鋳造部品は翼である。

タービンブレード又はベーンの製造方法であって、
（ａ）セラミック鋳造鋳型に液体金属を注入し、凝固により鋳造部品を形成し、
（ｂ）前記セラミック鋳造鋳型と前記鋳造部品の一部を除去して、前記鋳造部品の表面部分と前記セラミック鋳型の表面部分を生成し、
（ｃ）前記表面部分の上に金属粉末の層を堆積し、
（ｄ）前記金属粉末の少なくとも一部を照射して溶融層を形成し、
（ｅ）前記ブレード又はベーンが形成されるまでステップ（ｃ）〜（ｄ）を反復する、
ことを含む、方法。

前記表面部分は平坦表面である。

前記セラミック鋳造鋳型は、外部シェルと内部コアを備え、前記シェルと前記コアの間に少なくとも１つの内部空洞が含まれる。

ステップ（ｂ）の前に前記セラミックシェルを除去することを更に含む。

セラミック汚染を防止するために前記表面部分を処理することを更に含む。

前記表面部分は、真空吸引、アルカリ性媒体、保護層、又はそれらの組み合わせによって処理される。

ステップ（ｃ）〜ステップ（ｅ）は誘導加熱、輻射加熱、又はその両者の組み合わせの下で実行される。

前記鋳造部品は翼である。

セラミックコアを有する金属ブレード又はベーン部分と、
金属部分とセラミック部分を含む、前記ワークピースの実質的に平坦な上面と、
を備える、鋳造金属製のタービンブレード又はベーンのワークピース。

前記セラミックコアが前記金属ブレード又はベーンの内部空洞を充填する。

前記金属ベーンブレード又はベーンは更にセラミックシェルで囲まれる。

セラミック汚染を防止するための保護層を更に備える。

Claims (11)

1. 金属物体の製造方法であって、
   （ａ）セラミック鋳造鋳型（５００）に液体金属（５０８）を注入し、前記液体金属（５０８）の凝固により鋳造部品（５１０）を形成し、
   （ｂ）前記セラミック鋳造鋳型（５００）と前記鋳造部品（５１０）の一部を機械加工により除去して、前記鋳造部品（５１０）の表面部分（５１２）と前記セラミック鋳造鋳型（５００）の表面部分（５１２）であって、水平又は平坦な面であり、原料の金属粉末を堆積するための連続した密閉支持構造として機能する表面部分（５１２）を生成し、
   （ｃ）前記表面部分（５１２）の上に前記金属粉末（Ｐ）の層を堆積し、
   （ｄ）前記金属粉末の少なくとも一部を照射して溶融層を形成し、
   （ｅ）前記金属物体が形成されるまでステップ（ｃ）〜ステップ（ｄ）を反復する、
   ことを含む、方法。
2. セラミック汚染を防止するために、アルカリ性媒体を用いた化学処理、造形面を覆う保護層、又はこれらの組み合わせによって前記表面部分（５１２）を処理することを更に含む、請求項１に記載の方法。
3. ステップ（ｃ）〜ステップ（ｅ）は誘導加熱、輻射加熱、又はその両者の組み合わせの下で実行される、請求項１又は請求項２に記載の方法。
4. 前記金属物体はブレード又はベーンであり、前記鋳造部品（５１０）は翼である、請求項１〜請求項３のいずれか一項に記載の方法。
5. タービンブレード又はベーンの製造方法であって、
   （ａ）セラミック鋳造鋳型（５００）に液体金属（５０８）を注入し、凝固によりタービンブレード又はベーンを形成するための鋳造部品（５１０）を形成し、
   （ｂ）前記セラミック鋳造鋳型（５００）と前記鋳造部品（５１０）の一部を機械加工により除去して、前記鋳造部品（５１０）の表面部分（５１２）と前記セラミック鋳造鋳型（５００）の表面部分（５１２）であって、水平又は平坦な面であり、原料の金属粉末を堆積するための連続した密閉支持構造として機能する表面部分（５１２）を生成し、
   （ｃ）前記表面部分（５１２）の上に前記金属粉末（Ｐ）の層を堆積し、
   （ｄ）前記金属粉末の少なくとも一部を照射して溶融層を形成し、
   （ｅ）前記タービンブレード又はベーンが形成されるまでステップ（ｃ）〜ステップ（ｄ）を反復する、
   ことを含む、方法。
6. セラミック汚染を防止するために、アルカリ性媒体を用いた化学処理、造形面を覆う保護層、又はこれらの組み合わせによって前記表面部分（５１２）を処理することを更に含む、請求項５に記載の方法。
7. ステップ（ｃ）〜ステップ（ｅ）は誘導加熱、輻射加熱、又はその両者の組み合わせの下で実行される、請求項５又は請求項６に記載の方法。
8. 前記鋳造部品（５１０）は翼である、請求項５〜請求項７のいずれか一項に記載の方法。
9. セラミックコア（５０４）を有する金属ブレード又はベーン部分（５１０）と、
   金属部分とセラミック部分を含む、ワークピース（５１６）の水平又は平坦な上面（５１２）と、
   セラミック汚染を防止するための、前記上面（５１２）を覆う保護層と、
   を備える、鋳造金属製のタービンブレード又はベーンのワークピース。
10. 前記セラミックコア（５０４）が前記金属ブレード又はベーンの内部空洞を充填する、請求項９に記載の鋳造金属製のタービンブレード又はベーンのワークピース。
11. 前記金属ブレード又はベーンは更にセラミックシェル（５０２）で囲まれる、請求項９又は請求項１０に記載の鋳造金属製のタービンブレード又はベーンのワークピース。