[发明专利]使用具有参照特征的陶瓷芯体制造涡轮翼型件及其末梢构件的方法

说明书

描述了制造或修理涡轮叶片或导叶的方法。典型地通过在陶瓷模具中铸造来制造这些涡轮构件的翼型件部分，并且由铸造的翼型件和至少陶瓷芯体构成的表面用作用于随后的对末梢部分进行增材制造的工艺的构建表面。通过移除翼型件和芯体的顶部部分或通过在翼型件和芯体的顶部上放置超薄垫片来形成构建表面。随后移除由垫片突出的悬突部。这些方法不限于涡轮发动机应用，而是可应用于可受益于铸造和增材制造工艺的任何金属物体。本公开还涉及通过这些方法制备的成品和中间产品。

技术领域

本公开大体上涉及一种制造或修理中空金属物体的方法。更具体地，使用增材制造(AM)技术或AM技术与熔模铸造技术的混合体来制备中空金属物体。在制造方法中利用的AM技术不限于直接金属激光熔化(DMLM)或任何其它激光粉末床熔合增材制造。所产生的中空金属物体尤其可用作飞行器发动机或其它发电涡轮的构件，例如叶片或定子导叶。

背景技术

超级合金材料由于其对焊接凝固破裂和应变时效破裂的敏感性而成为最难焊接的材料之一。如本文中使用的用语“超级合金”意指在高温下具有优异的机械强度和抗蠕变性的高度抗腐蚀且抗氧化的合金。超级合金典型地包括高的镍或钴含量。超级合金的示例包括在以下商标和品牌名称下出售的合金：Hastelloy、Inconel合金(例如，IN 738、IN792、IN 939)、Rene合金(例如，Rene N5、Rene 80、Rene 142、Rene 195)、Haynes合金、MarM、CM 247、CM 247 LC、C263、718、X-750、ECY 768、282、X45、PWA 1483和CMSX(例如CMSX-4)单晶合金。

通常通过在短效陶瓷芯体周围铸造超级合金材料然后将陶瓷芯体移除以在叶片中形成冷却室和通道来制造燃气涡轮翼型件(旋转叶片和固定导叶两者)。典型地由高强度的超级合金金属材料制造这些涡轮叶片涉及最初制造精密陶瓷芯体以适形于涡轮叶片内部所期望的复杂冷却通路。还形成精密模子或模具，其限定涡轮叶片的精确3-D外部表面，包括其翼型件、平台和一体的燕尾榫。图1中显示了这样的模具结构10的示意图。陶瓷芯体11被组装在两个模子半部的内部，两个模子半部在其之间形成空间或空隙，该空间或空隙限定叶片的得到的金属部分。将蜡注入到组装的模子中，以填充空隙并包围封装在其中的陶瓷芯体。将两个模子半部分开并将其从模制蜡移除。模制蜡具有期望的叶片的精确构造，并然后利用陶瓷材料来涂覆以形成包围的陶瓷壳12。然后，蜡熔化并将其从壳12移除，从而在陶瓷壳12与内部陶瓷芯体11和末梢气室(plenum)14之间留下对应的空隙或空间13。然后，将熔化的超级合金金属浇注到壳中以填充其中的空隙，并再次封装容纳在壳12中的陶瓷芯体11和末梢气室14。熔化的金属冷却并凝固，且然后适当地移除外部壳12以及内部芯体11和末梢气室14，从而留下在其中找到内部冷却通路的期望的金属涡轮叶片。为了提供用于经由浸出工艺而移除陶瓷芯体材料的路径，提供了球形斜槽15和末梢销16，其在浸出时在涡轮叶片内形成随后必须通过铜焊来封闭的球形斜槽和末梢孔。

美国专利申请公布No. 2010/0200189(转让给通用电气公司)公开了一种如下的方法：如图2A和图2B中所显示的，可通过该方法来封闭翼型件18的外端。在第一步骤中，如图2A中所显示的，精确地限定翼型件18的横截面形状的末梢板50放置在翼型件18的外端上(没有陶瓷铸造模具)，与外壁19接触。末梢板50通过激光焊接而结合到外壁19。然后将激光能量从端部或外围边缘对准末梢板50(参见图2A中的箭头“W”)，以便产生贯穿焊缝并使末梢板50的外围熔合至外壁19。接下来，如图2B中所显示的，通过自由成型激光制造工艺来形成末梢壁34，在该工艺中，熔化的合金粉末通过一次或多次经过而沉积在末梢板50上。