RU2719960C2 - Способ изготовления преформы для аэродинамического профиля, аэродинамического профиля и сектора сопла путем селективного плавления на порошковой постели - Google Patents

Способ изготовления преформы для аэродинамического профиля, аэродинамического профиля и сектора сопла путем селективного плавления на порошковой постели Download PDF

Info

Publication number
RU2719960C2
RU2719960C2 RU2018121719A RU2018121719A RU2719960C2 RU 2719960 C2 RU2719960 C2 RU 2719960C2 RU 2018121719 A RU2018121719 A RU 2018121719A RU 2018121719 A RU2018121719 A RU 2018121719A RU 2719960 C2 RU2719960 C2 RU 2719960C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aerodynamic profile
edge
flat segment
aerodynamic
preform
Prior art date
Application number
RU2018121719A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018121719A (ru
RU2018121719A3 (ru
Inventor
Себастьен ДРЕАНО
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=55752367&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2719960(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2018121719A publication Critical patent/RU2018121719A/ru
Publication of RU2018121719A3 publication Critical patent/RU2018121719A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2719960C2 publication Critical patent/RU2719960C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/009—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine components other than turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/28—Powder bed fusion, e.g. selective laser melting [SLM] or electron beam melting [EBM]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/40—Structures for supporting workpieces or articles during manufacture and removed afterwards
    • B22F10/47—Structures for supporting workpieces or articles during manufacture and removed afterwards characterised by structural features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/60—Treatment of workpieces or articles after build-up
    • B22F10/66—Treatment of workpieces or articles after build-up by mechanical means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B23K26/342—Build-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C64/00—Additive manufacturing, i.e. manufacturing of three-dimensional [3D] objects by additive deposition, additive agglomeration or additive layering, e.g. by 3D printing, stereolithography or selective laser sintering
    • B29C64/10—Processes of additive manufacturing
    • B29C64/141—Processes of additive manufacturing using only solid materials
    • B29C64/153—Processes of additive manufacturing using only solid materials using layers of powder being selectively joined, e.g. by selective laser sintering or melting
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C64/00—Additive manufacturing, i.e. manufacturing of three-dimensional [3D] objects by additive deposition, additive agglomeration or additive layering, e.g. by 3D printing, stereolithography or selective laser sintering
    • B29C64/40—Structures for supporting 3D objects during manufacture and intended to be sacrificed after completion thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
    • B22F3/24—After-treatment of workpieces or articles
    • B22F2003/247—Removing material: carving, cleaning, grinding, hobbing, honing, lapping, polishing, milling, shaving, skiving, turning the surface
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/22—Manufacture essentially without removing material by sintering
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к изготовлению преформы для аэродинамического профиля для турбинного двигателя путем селективного плавления. Преформа содержит аэродинамический профиль (2) и прикрепленную к нему по меньшей мере одну устраняемую опору (6). Аэродинамический профиль изготавливают слой за слоем от первого края (28), соответствующего передней кромке или задней кромке, до второго края, соответствующего задней кромке или передней кромке. Устраняемая опора крепится к рабочей платформе (5) и к участку поверхности (2a) аэродинамического профиля, расположенному в окрестности первого края и обращенному к упомянутой рабочей платформе. Поверхность (2a) аэродинамического профиля, обращенная к рабочей платформе, включает в себя плоский сегмент (30). Плоский сегмент располагается по участку упомянутой поверхности, находящемуся за пределами первого края (28). Опора крепится к плоскому сегменту или одновременно к плоскому сегменту (30) и к участку упомянутой поверхности (2a), расположенному за пределами первого края (28). Обеспечивается изготовление преформы путем селективного плавления без снижения аэродинамических характеристик после удаления устраняемой опоры. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области аддитивной технологии производства. Настоящее изобретение, в частности, относится к способу изготовления аэродинамических профилей турбинных двигателей путем селективного плавления на порошковой постели.
Предшествующий уровень техники
В настоящее время обычно с успехом прибегают к аддитивным технологиям для создания сложных трехмерных деталей простым и быстрым способом. Сфера авиации в особенности подходит для использования такого рода технологий.
При изготовлении деталей из металла или металлического сплава способ селективного плавления на порошковой постели позволяет получать сложные детали, которые трудно или невозможно изготовить, используя традиционные способы, такие как литье, штамповка или механическая обработка.
Такой способ обычно содержит этап, на котором слой порошка наносится на рабочую платформу, а за ним следует этап селективного плавления участка нанесенного слоя порошка с помощью нагревательного звена. Вышеупомянутые этапы последовательно повторяются, чтобы построить конечную деталь слой за слоем.
На Фигуре 1 показан сектор 1 сопла турбины для авиационного турбинного двигателя, содержащий множество стационарных аэродинамических профилей 2, продолжающихся между двумя концентрическими кольцами 3 и 4, расположенными на горизонтальной рабочей платформе 5. Когда сопло пребывает в данной конфигурации, аэродинамические профили 2 находятся в "подвешенном состоянии", т.е. они образуют консоль, выступая от колец 3 и 4.
Когда требуется изготовить такой сектор 1 сопла путем селективного плавления на порошковой постели, необходимо в процессе изготовления создать устраняемые или разрушаемые опоры 6 (см. Фигуру 1), которые удерживают аэродинамические профили в ходе их изготовления. В частности, в способах селективного плавления на порошковой постели принципиально важно, чтобы каждый расплавленный слой мог удерживаться материалом, который уже был ранее расплавлен. Такие опоры 6 неизбежно присутствуют на передней кромке или задней кромке аэродинамических профилей 2 (в зависимости от того, в каком порядке сектор сопла изготавливается), а также на участке поверхностей 2a аэродинамических профилей, обращенном к рабочей платформе 5 (см. Фигуру 5).
Однако наличие такой устраняемой опоры на передней кромке или задней кромке нежелательно. В частности, после того как сектор сопла изготовлен в оснастке, предназначенной для селективного плавления на порошковой постели, а затем отделен от рабочей платформы, устраняемую опору необходимо удалить. Для устранения остатков этих опор потребуется этап ручной шлифовки. В процессе ручного шлифования оператору требуется перемещать шлифовальный инструмент по краю, на котором находились опоры (соответствующему передней кромке или задней кромке аэродинамического профиля), и оказывать на него нажим. Ручная шлифовка, таким образом, может привести к дефектам формы и неровностям края, о котором идет речь, вследствие чрезмерного удаления материала. Такие дефекты могут снизить аэродинамические характеристики аэродинамических профилей в процессе последующего использования в турбинном двигателе.
Задача и сущность изобретения
Основная задача настоящего изобретения, таким образом, заключается в устранении указанных недостатков, и в разработке в способа изготовления преформы для аэродинамического профиля для турбинного двигателя путем селективного плавления на порошковой постели, при этом преформа содержит аэродинамический профиль и, по меньшей мере, одну устраняемую опору, прикрепленную к аэродинамическому профилю, при этом аэродинамический профиль изготавливается слой за слоем от первого края аэродинамического профиля, соответствующего передней кромке или задней кромке аэродинамического профиля, до второго края аэродинамического профиля, соответствующего задней кромке или передней кромке аэродинамического профиля, при этом способ содержит создание устраняемой опоры и аэродинамического профиля, при этом упомянутая устраняемая опора предназначена для прикрепления, во-первых, к рабочей платформе, а во-вторых, к участку поверхности, образующей сторону нагнетания или сторону всасывания аэродинамического профиля, расположенному в окрестности первого края аэродинамического профиля и обращенному к упомянутой рабочей платформе.
Согласно изобретению поверхность, образующая сторону нагнетания или сторону всасывания аэродинамического профиля и обращенная к рабочей платформе, включает в себя плоский сегмент, продолжающийся от упомянутой поверхности, при этом плоский сегмент располагается по участку упомянутой поверхности, находящемуся за пределами первого края аэродинамического профиля, при этом устраняемая опора крепится к плоскому сегменту или одновременно к плоскому сегменту и к участку упомянутой поверхности, расположенному за пределами первого края.
Способ по изобретению отличается тем, что в процессе изготовления преформы для аэродинамического профиля этот способ включает изготовление плоского сегмента на первом крае аэродинамического профиля (при этом первый край может соответствовать передней кромке или задней кромке в зависимости от ориентации аэродинамического профиля в оснастке для селективного плавления на порошковой постели). Наличие этого плоского сегмента предпочтительно позволяет участку аэродинамического профиля, к которому крепится устраняемая опора, располагаться на расстоянии от обсуждаемого первого края. Другими словами, устраняемая опора отведена от первого края аэродинамического профиля. Когда устраняемая опора впоследствии удаляется, чтобы получить аэродинамический профиль, остаток опоры располагается на плоском сегменте и возможно на участке поверхности аэродинамического профиля, обращенной к рабочей платформе, но не непосредственно на первом крае. Таким образом, при шлифовке аэродинамического профиля с целью удаления остатков оператору более не требуется прижимать инструмент к первому краю аэродинамического профиля, а требуется прижатие к плоскому сегменту и к поверхности аэродинамического профиля, в окрестности которой плоский сегмент находится. Такая конфигурация, следовательно, способствует ограничению появления дефектов, вызванных удалением опор, путем обеспечения того, что шлифовка аэродинамического профиля осуществляется равномерно и контролируемым образом. Помимо этого, время, необходимое для корректировки или шлифовки аэродинамического профиля, сокращается при использовании такой технологии благодаря тому, что выполнение этого этапа становится более планомерным. Разумеется, для корректировки формы аэродинамического профиля после удаления опор могут использоваться технологии, отличные от шлифовки.
Предпочтительно плоский сегмент содержит первую поверхность, расположенную параллельно рабочей платформе и по касательной к первому краю аэродинамического профиля. Например, первая поверхность может образовывать угол относительно рабочей платформы, меньший или равный 5°. Поскольку деталь формируется слой за слоем, каждый слой параллелен рабочей платформе, а это означает, что первый слой, образующий аэродинамический профиль, представляет собой площадку, например прямоугольную площадку. Предпочтительно первый слой представляет собой площадку, а не линию, чтобы лучше поддерживать аэродинамический профиль, в частности на его первом крае.
Также предпочтительно плоский сегмент дополнительно содержит вторую поверхность, перпендикулярную первой поверхности. Например, вторая поверхность может образовывать угол относительно первой поверхности, лежащий в диапазоне 85° - 95°. При таком построении точка плоского сегмента, находящаяся на пересечении первой и второй поверхностей упомянутого плоского сегмента, может находиться на расстоянии от поверхности аэродинамического профиля, обращенной к рабочей платформе, меньшем или равном 0,5 миллиметров (мм), например меньшем или равном 0,3 мм. В более общем случае плоский сегмент может быть встроен в аэродинамический профиль так, что он не превышает допустимый уровень дефектов формы для аэродинамического профиля (например, согласно техническим требованиям), или, другими словами, так, что он удовлетворяет требованиям, предъявляемым к форме аэродинамического профиля. Таким образом, когда плоский сегмент имеет указанную конструкцию, его размеры меньше размеров допустимого дефекта формы для аэродинамического профиля, так что его последующее удаление, например путем механической обработки, может стать необязательным.
Устраняемая опора может представлять собой ячеистую опору.
В изобретении также предложен способ изготовления аэродинамического профиля турбинного двигателя, при этом способ содержит следующие этапы:
- изготовление преформы для аэродинамического профиля вышеописанным способом; а также
- удаление устраняемой опоры и плоского сегмента из преформы для аэродинамического профиля.
Предпочтительно удаление устраняемой опоры и плоского сегмента содержит шлифовку аэродинамического профиля.
В изобретении также предложен способ изготовления сектора сопла турбинного двигателя путем селективного плавления на порошковой постели, при этом сектор сопла содержит множество стационарных аэродинамических профилей, поддерживаемых двумя кольцевыми секторами, при этом стационарные аэродинамические профили производятся способом изготовления аэродинамических профилей согласно вышеприведенному описанию.
Наконец, в изобретении предложена преформа для аэродинамического профиля турбинного двигателя, содержащая аэродинамический профиль и, по меньшей мере, одну устраняемую опору, прикрепленную к аэродинамическому профилю, при этом одна из поверхностей аэродинамического профиля, образующая сторону нагнетания или сторону всасывания, включает в себя плоский сегмент, продолжающийся от упомянутой поверхности, при этом плоский сегмент располагается по участку упомянутой поверхности, находящемуся за пределами первого края аэродинамического профиля, соответствующего передней кромке или задней кромке аэродинамического профиля, при этом устраняемая опора крепится к плоскому сегменту или одновременно к плоскому сегменту и к участку упомянутой поверхности, расположенному за пределами первого края.
Предпочтительно плоский сегмент имеет первую поверхность, расположенную по касательной к первому краю аэродинамического профиля, и вторую поверхность по существу перпендикулярную первой поверхности.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут очевидны из нижеследующего описания, приведенного со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает вид в изометрии сектора сопла, пригодного для изготовления способом по изобретению;
Фиг.2 - блок-схему алгоритма, на которой представлены основные этапы способа по изобретению для изготовления аэродинамического профиля;
Фиг.3 - схему сечения оснастки для селективного плавления на порошковой постели, в которой изготавливается сектор сопла;
Фиг.4 - подробный вид по Фигуре 3 на первом крае аэродинамического профиля вместе с его устраняемой опорой;
Фиг.5 - вид, схожий с видом по Фигуре 3, на котором показан способ предшествующего уровня техники.
Подробное описание изобретения
На Фигуре 1 показан сектор 1 сопла или набор направляющих лопаток турбины для авиационного турбинного двигателя, как говорилось выше. Такой сектор 1 сопла может изготавливаться способом по изобретению путем селективного плавления на порошковой постели. Один этап способа изготовления включает в себя изготовление аэродинамических профилей 2 сектора 1 сопла (т.е. его лопаток). Следует принять во внимание, что изобретение в равной степени применимо к аэродинамическим профилям для турбинных двигателей как наземного, так и авиационного назначения.
Способ по изобретению для изготовления аэродинамического профиля 2 ниже описан со ссылкой на блок-схему алгоритма по Фигуре 2 и оснастку для селективного плавления, показанную на Фигурах 3 и 4. Такой способ содержит первоначально изготовление преформы для аэродинамического профиля (этап E1), а затем удаление (этап 2) устраняемой опоры 6 из преформы, чтобы получить аэродинамический профиль. Опора 6, таким образом, названа "устраняемой", поскольку она выполнена с возможностью удаления из аэродинамического профиля 2, после того как он изготовлен способом по изобретению.
На Фигуре 3 показана оснастка 10 для селективного плавления на порошковой постели, пригодная для использования при изготовлении сектора 1 сопла, имеющего множество стационарных аэродинамических профилей 2. В целях упрощения оснастка 10 показана в сечении в процессе изготовления сектора 1 сопла, содержащего только два аэродинамических профиля 2.
Известным образом оснастка 10 имеет источник 12 порошка и зону 14 изготовления, в которой сектор 1 сопла изготавливается. Источник 12 порошка содержит металлический порошок 16 или порошок из металлического сплава, который должен использоваться для изготовления сектора 1 сопла, в то время как зона 14 пригодна для содержания сектора 1 сопла, после того как он изготовлен, вместе с порошком 18, который не расплавился.
В нижней части источника 12 порошка имеется платформа 20, пригодная для вертикального перемещения с целью доставки порошка к скребку или валику 22, который затем может проталкивать порошок в зону 14 изготовления, чтобы образовать слой порошка. В нижней части зоны 14 изготовления имеется рабочая платформа 5, пригодная для поступательного вертикального перемещения по мере изготовления сектора 1 сопла. Скребок или валик 22, образующий средство распределения порошка, служит для нанесения слоя порошка на рабочую платформу 5.
Наконец, оснастка 10 включает в себя нагревательное звено 23, имеющее генераторный блок 24 для генерации лазерного луча или электронного луча, а также управляющий блок 25 для управления траекторией прохождения сгенерированного луча, чтобы селективно плавить слой порошка, нанесенный на зону 14 изготовления.
Для каждого аэродинамического профиля 2 предусматривается изготовление устраняемой опоры 6, которая крепится, во-первых, к рабочей платформе 5, а во-вторых, к аэродинамическому профилю 2, тем самым позволяя аэродинамическому профилю 2 удерживаться на всем протяжении изготовления. Таким образом, изготавливается преформа для аэродинамического профиля, которая содержит аэродинамический профиль 2 и его устраняемую опору 6.
На Фигуре 4 показан увеличенный схематичный вид преформы для аэродинамического профиля в зоне 14 изготовления в окрестности устраняемой опоры 6. В данном примере преформа для аэродинамического профиля изготавливается в направлении, указанном стрелкой 26. Изготовление преформы для аэродинамического профиля начинается с опоры 6, а затем изготавливается аэродинамический профиль 2, начиная с его первого края 28 (соответствующего задней кромке аэродинамического профиля в данном примере) и продолжаясь к его второму краю (соответствующего в данном примере передней кромке аэродинамического профиля, которая не показана). Как можно видеть на этих фигурах, первый край 28 обращен к рабочей платформе 5, в то время как второй край расположен вдали от рабочей платформы 5. Кроме того, первый край 28 и второй край, в общем, параллельны верхней поверхности рабочей платформы.
Согласно изобретению плоский сегмент 30 образован на аэродинамическом профиле 2, а если говорить точнее, на поверхности 2a аэродинамического профиля и на первом крае 28 аэродинамического профиля. Этот плоский сегмент 30 продолжается от окрестностей первого края 28 в сторону от первого края 28 рядом с поверхностью 2a аэродинамического профиля, обращенной к платформе 5 (в данном примере эта поверхность представляет собой сторону всасывания аэродинамического профиля). В представленном примере плоский сегмент 30 имеет первую поверхность 30a, расположенную по существу параллельно рабочей платформа 5 и по касательной к первому краю 28 аэродинамического профиля, а также вторую поверхность 30b, по существу перпендикулярную первой поверхности 30a. В данной конфигурации точка 30c, расположенная на пересечении этих двух поверхностей, находится на расстоянии d от поверхности 2a аэродинамического профиля. Данное расстояние d предпочтительно меньше или равно 0,5 мм, или в действительности меньше или равно 0,3 мм, чтобы соответствовать допустимому уровню дефектов формы для аэродинамического профиля 2. Вообще расстояние d может выбираться так, чтобы быть меньше или равным допустимому уровню дефектов формы для аэродинамического профиля 2, при этом дефект формы обычно задается техническими требованиями.
В данном примере устраняемая опора 6 содержит множество гребней 6a (или столбиков) для поддерживания аэродинамического профиля 2. Эти гребни 6a закреплены на участке аэродинамического профиля 2, который продолжается от плоского сегмента 30 к поверхности 2a аэродинамического профиля в направлении от первой поверхности 28. Гребни 6a могут крепиться к плоскому сегменту и могут быть отведены от первого края 28 аэродинамического профиля, т.е. гребни 6a не размещены строго на первом крае аэродинамического профиля, а разнесены от него. В одном варианте осуществления, который не показан, гребни 6a могут крепиться на участке, продолжающемся от середины поверхности 30a плоского сегмента 30 до поверхности 2a аэродинамического профиля.
Следует принять во внимание, что в конце этапа E1 опора 6, плоский сегмент 30 и аэродинамический профиль 2 образуют единое целое (именуемое в настоящем описании "преформой" для аэродинамического профиля).
Устраняемая опора 6 предпочтительно представляет собой опору ячеистого типа. Вообще устраняемой опоре 6 не требуется быть сплошной, например она может быть полой. Это позволяет избежать чрезмерного расходования материала в ходе применения способа изготовления, поскольку опора 6 прекращает свое существование после удаления из преформы для аэродинамического профиля.
Пунктирная линия 32 на Фигуре 4 представляет первый слой, образующий аэродинамический профиль, при этом можно видеть, что расплавленный участок этого первого слоя, с которого начинается изготовление аэродинамического профиля 2, образует плоскость благодаря наличию плоского сегмента 30. Получение первого слоя аэродинамического профиля, образованного плоскостью, является предпочтительным решением. В частности, при использовании аддитивной технологии, чтобы минимизировать дефекты изготовления, следует максимально избегать начала изготовления детали плавлением единственной линии. Кроме того, благодаря началу изготовления аэродинамического профиля 2 с плоскости он лучше удерживается опорой 6.
После того как преформа для аэродинамического профиля изготовлена (либо изготовлено множество преформ для сопла или набора направляющих лопаток), устраняемая опора 6 может быть удалена путем срезания по гребням 6a (этап E2). Остатки гребней 6a опоры 6, которые остаются вместе с плоским сегментом 30, затем устраняются, например, с помощью шлифовального инструмента типа шлифовальной машины. Наличие плоского сегмента 30 позволяет избежать прижатия шлифовального инструмента к первому краю 28 в ходе проведения этого этапа. В частности, вместо этого имеется возможность расположить шлифовальный инструмент вплотную к плоскому сегменту 30 и на поверхности 2a, чтобы избежать повреждения первого края 28. Кроме того, установлено, что легче прижимать шлифовальный инструмент к поверхности 2a, а не к первому краю 28. Наличие плоского сегмента, таким образом, позволяет получать аэродинамические профили, имеющие первые края 28, которые обладают правильной формой и в которых отсутствуют дефекты, превышающие дефекты, являющиеся допустимыми согласно техническим требованиям.
Следует принять во внимание, что использование множества опор 6 для поддерживания аэродинамического профиля 2 не выходит за пределы объема изобретение.
В качестве сравнения на Фигуре 5 показано возможное расположение устраняемой опоры 6 на предшествующем уровне техники. В этой конфигурации, по меньшей мере, один гребень 6a опоры 6 расположен на первом крае 28, чтобы иметь возможность поддерживать аэродинамический профиль надлежащим образом в процессе его изготовления. В дополнение первый слой, формирующий аэродинамический профиль 2 (представлен пунктирной линией 32), образован линией, что нежелательно по приведенным выше причинам. После срезания опоры 6, по меньшей мере, некоторые остатки гребней 6a неизбежно будут располагаться на первом крае 28. Наличие этих остатков усложняет проведение этапов корректировки и шлифовки аэродинамического профиля и может привести к образованию дефектов на крае и нарушениям в наборе аэродинамических профилей 2 после их изготовления.

Claims (13)

1. Способ изготовления преформы для аэродинамического профиля для турбинного двигателя путем селективного плавления на порошковой постели, содержащей аэродинамический профиль (2) и по меньшей мере одну устраняемую опору (6), прикрепленную к аэродинамическому профилю, при этом аэродинамический профиль изготавливается слой за слоем от первого края (28) аэродинамического профиля, соответствующего передней кромке или задней кромке аэродинамического профиля, до второго края аэродинамического профиля, соответствующего задней кромке или передней кромке аэродинамического профиля, причем создают устраняемую опору и аэродинамический профиль, при этом упомянутая устраняемая опора предназначена для прикрепления, во-первых, к рабочей платформе (5), а во-вторых, к участку поверхности (2a), образующей сторону нагнетания или сторону всасывания аэродинамического профиля, расположенному в окрестности первого края аэродинамического профиля и обращенному к упомянутой рабочей платформе,
отличающийся тем, что поверхность (2a), образующая сторону нагнетания или сторону всасывания аэродинамического профиля и обращенная к рабочей платформе, включает в себя плоский сегмент (30), продолжающийся от упомянутой поверхности, при этом плоский сегмент располагается по участку упомянутой поверхности, находящемуся за пределами первого края (28) аэродинамического профиля, причем устраняемая опора (6) крепится к плоскому сегменту или одновременно к плоскому сегменту (30) и к участку упомянутой поверхности (2a), расположенному за пределами первого края (28).
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что плоский сегмент (30) содержит первую поверхность (30a), расположенную параллельно рабочей платформе и по касательной к первому краю (28) аэродинамического профиля.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что плоский сегмент (30) дополнительно содержит вторую поверхность (30b), перпендикулярную первой поверхности (30a).
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что точка (30c) плоского сегмента на пересечении первой и второй поверхностей (30a, 30b) упомянутого плоского сегмента расположена на расстоянии (d) от поверхности (2a) аэродинамического профиля, обращенной к рабочей поверхности (5), меньшем или равном 0,5 мм.
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что устраняемая опора (6) представляет собой ячеистую опору.
6. Способ изготовления аэродинамического профиля турбинного двигателя (2), отличающийся тем, что он содержит следующие этапы:
- изготавливают преформу для аэродинамического профиля (этап E1) способом по п.1; и
- удаляют (этап E2) устраняемую опору (6) и плоский сегмент (30) из преформы для аэродинамического профиля.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что удаление устраняемой опоры (6) и плоского сегмента (30) сопровождают шлифовкой аэродинамического профиля (2).
8. Способ изготовления сектора сопла турбинного двигателя (1) путем селективного плавления на порошковой постели, в котором сектор сопла содержит множество стационарных аэродинамических профилей (2), поддерживаемых двумя кольцевыми секторами (3, 4), отличающийся тем, что стационарные аэродинамические профили изготавливают способом по п.6.
9. Преформа для аэродинамического профиля турбинного двигателя, содержащая аэродинамический профиль (2) и по меньшей мере одну устраняемую опору (6), прикрепленную к аэродинамическому профилю, отличающаяся тем, что одна из поверхностей (2a) аэродинамического профиля, образующая сторону нагнетания или сторону всасывания, включает в себя плоский сегмент (30), продолжающийся от упомянутой поверхности, при этом плоский сегмент располагается по участку упомянутой поверхности, находящемуся за пределами первого края (28) аэродинамического профиля, соответствующего передней кромке или задней кромке аэродинамического профиля, причем устраняемая опора (6) крепится к плоскому сегменту (30) или одновременно к плоскому сегменту и к участку упомянутой поверхности (2a), расположенному за пределами первого края (28).
10. Преформа по п.9, отличающаяся тем, что плоский сегмент (30) имеет первую поверхность (30a), расположенную по касательной к первому краю (28) аэродинамического профиля (2), и вторую поверхность (30b), по существу перпендикулярную первой поверхности (30a).
RU2018121719A 2015-11-17 2016-11-10 Способ изготовления преформы для аэродинамического профиля, аэродинамического профиля и сектора сопла путем селективного плавления на порошковой постели RU2719960C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1561021A FR3043577B1 (fr) 2015-11-17 2015-11-17 Procede de fabrication d'une preforme d'aube, d'une aube et d'un secteur de distributeur par fusion selective sur lit de poudre
FR1561021 2015-11-17
PCT/FR2016/052928 WO2017085383A1 (fr) 2015-11-17 2016-11-10 Procede de fabrication d'une preforme d'aube, d'une aube et d'un secteur de distributeur par fusion selective sur lit de poudre

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018121719A RU2018121719A (ru) 2019-12-18
RU2018121719A3 RU2018121719A3 (ru) 2020-02-17
RU2719960C2 true RU2719960C2 (ru) 2020-04-23

Family

ID=55752367

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018121719A RU2719960C2 (ru) 2015-11-17 2016-11-10 Способ изготовления преформы для аэродинамического профиля, аэродинамического профиля и сектора сопла путем селективного плавления на порошковой постели

Country Status (9)

Country Link
US (2) US10843270B2 (ru)
EP (1) EP3377254B1 (ru)
JP (1) JP6786615B2 (ru)
CN (1) CN108349006B (ru)
BR (1) BR112018009819B1 (ru)
CA (1) CA3003368C (ru)
FR (1) FR3043577B1 (ru)
RU (1) RU2719960C2 (ru)
WO (1) WO2017085383A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2778985C1 (ru) * 2021-07-29 2022-08-29 Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Способ изготовления аэродинамического профиля с внутренней ячеистой структурой, аэродинамический профиль с внутренней ячеистой структурой и ячеистая структура аэродинамического профиля

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6702901B2 (ja) * 2016-04-13 2020-06-03 三菱重工業株式会社 積層造形用サポート部材、積層造形による立体物の製造方法及び製造装置、造形モデル生成装置、制御装置、並びに造形物の造形方法
FR3066419B1 (fr) 2017-05-19 2021-04-30 Safran Aircraft Engines Procede de realisation par fabrication additive d'une aube de turbomachine d'aeronef
GB201718144D0 (en) * 2017-11-02 2017-12-20 Rolls Royce Plc Manufacturing method
US10359764B1 (en) * 2017-12-29 2019-07-23 Palo Alto Research Center Incorporated System and method for planning support removal in hybrid manufacturing with the aid of a digital computer
JP6718477B2 (ja) * 2018-03-08 2020-07-08 三菱重工業株式会社 積層造形方法
EP3569817B1 (en) * 2018-05-14 2020-10-14 ArianeGroup GmbH Guide vane arrangement for use in a turbine
US11117329B2 (en) * 2018-06-26 2021-09-14 General Electric Company Additively manufactured build assemblies having reduced distortion and residual stress
US11130174B2 (en) * 2018-08-03 2021-09-28 General Electric Company Support structure and methods for additively manufacturing impellers
CN111794806B (zh) * 2019-04-09 2023-03-24 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机、静子导流组件及其设计方法
FR3097457B1 (fr) * 2019-06-19 2021-07-09 Safran Aircraft Engines Procédé d’ébavurage amélioré de pièce aéronautique
EP3791976A1 (en) * 2019-09-10 2021-03-17 Siemens Aktiengesellschaft Support structure
FR3111839B1 (fr) * 2020-06-25 2022-09-02 Safran Helicopter Engines Plateau modulaire circulaire pour la fabrication additive sur lit de poudre d’une pièce à axe de révolution
FR3114037B1 (fr) * 2020-09-16 2024-01-19 Safran Aircraft Engines Fabrication additive sur ebauche de piece de turbomachine comportant une zone rugueuse
US11434772B2 (en) * 2020-09-29 2022-09-06 General Electric Company Turbine nozzle and method of manufacture
FR3118894A1 (fr) * 2021-01-15 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d’une aube de turbomachine par fabrication additive, le bord de fuite de l’aube présentant un méplat
CN113500424B (zh) * 2021-07-26 2022-06-14 无锡市润和机械有限公司 一种航空发动机大口径超薄壁件数控立车加工方法
US11939878B1 (en) * 2022-12-15 2024-03-26 Ge Infrastructure Technology Llc Turbomachine component having self-breaking supports
US11920794B1 (en) 2022-12-15 2024-03-05 Ge Infrastructure Technology Llc Combustor having thermally compliant bundled tube fuel nozzle

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2288073C2 (ru) * 2002-07-23 2006-11-27 Юниверсити Оф Саутерн Калифорния Способ и установка для изготовления объемных металлических изделий
US20140271221A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Usage of a witness mark to distinguish support structure from part
WO2015088852A1 (en) * 2013-12-13 2015-06-18 United Technologies Corporation Additive manufacturing shroud support structure

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3357888B2 (ja) * 1995-06-23 2002-12-16 帝人製機株式会社 光造形におけるサポート自動生成方法
JPH0985837A (ja) * 1995-09-26 1997-03-31 Matsushita Electric Works Ltd 三次元形状造形物の製造方法
US8051565B2 (en) 2006-12-30 2011-11-08 General Electric Company Method for increasing fatigue notch capability of airfoils
EP2481555B1 (en) 2007-09-17 2021-08-25 3D Systems, Inc. Region-based supports for parts produced by solid freeform fabrication
FR2927270B1 (fr) * 2008-02-08 2010-10-22 Snecma Procede de fabrication d'aubes a solidification dirigee
GB2458745B (en) 2008-02-13 2013-03-20 Materials Solutions A method of forming an article
US9175568B2 (en) 2010-06-22 2015-11-03 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing turbine components
FR2962061B1 (fr) 2010-07-01 2013-02-22 Snecma Procede de fabrication d'une piece metallique par fusion selective d'une poudre
EP2415552A1 (en) 2010-08-05 2012-02-08 Siemens Aktiengesellschaft A method for manufacturing a component by selective laser melting
DE102011080187A1 (de) 2011-08-01 2013-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Erzeugen einer Schaufel für eine Strömungskraftmaschine und Schaufel für eine Strömungskraftmaschine
FR2981867B1 (fr) 2011-10-26 2016-02-12 Snecma Procede de fabrication d'une piece metallique pour turboreacteur d'aeronefs
FR2993801B1 (fr) 2012-07-30 2014-08-22 Phenix Systems Procede de realisation d'un objet tridimensionnel
US9429023B2 (en) 2013-01-14 2016-08-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components and methods for their manufacture using additive manufacturing techniques
FR3002167B1 (fr) * 2013-02-15 2016-12-23 Michelin & Cie Piece obtenue par fusion selective d'une poudre comprenant un element principal et des elements secondaires rigides
US10329918B2 (en) 2013-10-18 2019-06-25 United Technologies Corporation Multiple piece engine component
JP5911905B2 (ja) * 2014-03-31 2016-04-27 株式会社東芝 積層造形物の製造方法
CN103920877B (zh) * 2014-04-12 2016-01-13 北京工业大学 一种slm制造金属零件易去除支撑结构设计方法
US9527243B2 (en) * 2014-04-30 2016-12-27 Massivit 3D Printing Technologies Ltd Large shells manufacturing apparatus
CN104368814B (zh) * 2014-11-11 2016-08-17 西安交通大学 一种激光金属直接成形高熵合金涡轮发动机热端部件的方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2288073C2 (ru) * 2002-07-23 2006-11-27 Юниверсити Оф Саутерн Калифорния Способ и установка для изготовления объемных металлических изделий
US20140271221A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Usage of a witness mark to distinguish support structure from part
WO2015088852A1 (en) * 2013-12-13 2015-06-18 United Technologies Corporation Additive manufacturing shroud support structure

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2778985C1 (ru) * 2021-07-29 2022-08-29 Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Способ изготовления аэродинамического профиля с внутренней ячеистой структурой, аэродинамический профиль с внутренней ячеистой структурой и ячеистая структура аэродинамического профиля

Also Published As

Publication number Publication date
FR3043577B1 (fr) 2022-06-17
JP2019502056A (ja) 2019-01-24
CN108349006A (zh) 2018-07-31
EP3377254B1 (fr) 2021-07-21
RU2018121719A (ru) 2019-12-18
RU2018121719A3 (ru) 2020-02-17
BR112018009819A2 (pt) 2018-11-13
CA3003368C (fr) 2023-08-29
BR112018009819A8 (pt) 2019-02-26
JP6786615B2 (ja) 2020-11-18
US10843270B2 (en) 2020-11-24
US20210039170A1 (en) 2021-02-11
US20180326495A1 (en) 2018-11-15
CN108349006B (zh) 2021-01-26
BR112018009819B1 (pt) 2022-01-25
EP3377254A1 (fr) 2018-09-26
FR3043577A1 (fr) 2017-05-19
WO2017085383A1 (fr) 2017-05-26
US11511342B2 (en) 2022-11-29
CA3003368A1 (fr) 2017-05-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2719960C2 (ru) Способ изготовления преформы для аэродинамического профиля, аэродинамического профиля и сектора сопла путем селективного плавления на порошковой постели
US9597730B2 (en) Build plate and apparatus for additive manufacturing
CN102971099B (zh) 通过选择性地熔融粉末制造金属部件的方法
EP2815873B1 (en) Additive layer manufacturing method
EP1466695B1 (de) Verfahren zum Wiederaufbauen flächig ausgebildeter beschädigter Bauteile
WO2022179205A1 (zh) 超薄结构增材制造修复的方法
US20150030787A1 (en) Laser depositioning device and method for producing a component by direct laser depositioning
JP7387870B2 (ja) 板状または管状のワークピースをビーム加工するための方法
JP2017128770A (ja) 金属部材の製造方法
GB2515287A (en) An Additive Layer Manufacturing Method
JP6487530B2 (ja) ガスタービンエンジン部品を造るための方法
JP7080903B2 (ja) 積層造形を用いた航空機用ターボ機械ベーンの製造方法
CN112334903B (zh) 通过增材制造来制造工件的改进方法
CN112517909B (zh) 用于薄壁结构激光成形修复的仿形加厚板制造方法
CN218503350U (zh) 一种3d打印系统