用于在涡轮构件中制作由薄壁界定的孔的添加制造方法与流程

本发明涉及涡轮构件中的孔形成，且更具体地涉及使用添加制造工艺形成由薄壁界定的孔。

背景技术：

涡轮发动机中的翼型件通常包括用于经由具有非常薄的壁的飞行器构件排放空气的冷却孔。此飞行器构件可包括壁区段的一侧或两侧、凸缘，或需要通孔(诸如：膜孔、冲击孔、底板孔口等)的其它构件。此构件的一个实例为具有穿过其间形成的冷却孔的翼型件的后缘。

用于形成穿过飞行器构件的冷却孔的常规方法包括铸造和机加工。由这些方法中的任一者制备的构件具有关于它们可制造的壁形状的限制，诸如可制造的壁的转角的最小角和最小厚度(即，薄度)。

技术实现要素：

此需求通过一种对使用添加制造工艺形成界定冷却孔的非常薄的壁提供支持的方法来解决。

根据本发明的一个方面，提供了一种在涡轮构件中形成通路的方法。该方法包括使用添加制造过程来在涡轮构件的第一表面上形成第一支承结构；以及形成穿过第一支承结构和涡轮构件的通路。

根据本发明的另一个方面，提供了一种在涡轮构件中形成通路的方法。该方法包括：使用添加制造过程来在涡轮构件的第一表面上形成第一支承结构；以及在涡轮构件中的第一支承结构附近形成通路。

本发明的第一技术方案提供了一种在涡轮构件中形成通路的方法，包括：使用添加制造过程来在所述涡轮构件的第一表面上形成第一支承结构；以及形成穿过所述第一支承结构和所述涡轮构件的通路。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，还包括将粉末沉积在所述涡轮构件的所述第一表面上；以及以对应于所述第一支承结构的层的图案熔合所述粉末。

本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，还包括在循环中重复沉积和熔合的步骤来以逐层方式构建所述第一支承结构。

本发明的第四技术方案是在第二技术方案中，还包括除去所述第一支承结构的至少一部分。

本发明的第五技术方案是在第四技术方案中，还包括除去所述涡轮构件的所述第一表面的至少一部分。

本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，还包括在所述涡轮构件的第二表面上形成第二支承结构。

本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，还包括形成穿过所述第一支承结构和所述第二支承结构两者的通路。

本发明的第八技术方案是在第七技术方案中，还包括除去所述第一支承结构和所述第二支承结构的至少一部分。

本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，所述构件包括金属合金。

本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，所述粉末包括金属合金。

本发明的第十一技术方案提供了一种在涡轮构件中形成通路的方法，包括：使用添加制造过程来在所述涡轮构件的第一表面上形成第一支承结构；以及在所述涡轮构件中的所述第一支承结构附近形成通路。

本发明的第十二技术方案是在第十一技术方案中，还包括将粉末沉积在所述涡轮构件的所述第一表面上；以及以对应于所述第一支承结构的层的图案熔合所述粉末。

本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，还包括在循环中重复沉积和熔合的步骤来以逐层方式构建所述第一支承结构。

本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，还包括形成与所述第一支承结构间隔开的第二支承结构。

本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，还包括形成所述通路，使得其在所述第一支承结构与所述第二支承结构之间经过。

本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，还包括形成所述通路，使得其定位成相比于所述第一支承结构更接近所述第二支承结构。

本发明的第十七技术方案是在第十六技术方案中，还包括除去所述第一支承结构和所述第一表面的至少一部分。

本发明的第十八技术方案是在第十七技术方案中，还包括除去所述第二支承结构的至少一部分。

本发明的第十九技术方案是在第十六技术方案中，还包括除去所述第二支承结构的至少一部分。

附图说明

本发明可连同附图参照以下描述来最佳地理解，在附图中：

图1为包括在飞行器发动机中的涡轮叶片的透视图，其中涡轮叶片的壁包括用于冷却壁的多个膜孔；

图2为在线2-2处截取的图1中所示的涡轮叶片的一部分的截面视图，示出了按照用于由添加制造来制造膜孔的方法形成的膜孔；

图3为沿图1中的线2-2截取的图1的涡轮叶片的制造过程的一个步骤期间生成的壁区段坯料的一部分的截面视图；

图4为图3中的壁区段的一部分的截面视图，示出了粘合剂施加到壁区段上；

图5为图4中的壁区段的一部分的截面视图，示出了粉末施加到壁区段上；

图6为图5中的壁区段的一部分的截面视图，示出了熔合的粉末；

图7为图6的壁区段的一部分的截面视图，示出了已经加至图6的壁区段的支承结构；

图8为图4中的壁区段的截面视图，示出了穿过其间形成的开孔；

图9为图8中的壁区段的截面视图，其中增强块已经被移除；

图10为沿图1中的线10-10截取的图1的涡轮叶片的制造过程的一个步骤期间生成的后缘区段坯料的一部分的截面视图；

图11为图10的后缘区段的一部分的截面视图，示出了已经加至图10的壁区段的支承结构；

图12为图11中的后缘区段的截面视图，示出了穿过其间形成的开孔；

图13为图12的后缘区段的一部分的截面视图；以及

图14为图12的后缘区段的一部分的截面视图，示出了按照本文所述的方法制造的后缘。

零件列表

10涡轮叶片

12燕尾部

14叶片柄

16平台

18翼型件

19根部

22尖端

24凹形压力侧壁

26凸形吸力侧壁

28前缘

31后缘

34尖端盖

36声响器尖端

38吸力侧尖端壁

39压力侧尖端壁

54内表面

56外表面

100膜冷却孔

104入口区段

108出口区段

120壁区段

122开孔

126第二端

131表面

132凹口

134塞

152材料

154内表面

156外表面

160出口块

162增强块

164增强块

200膜孔

204入口区段

208出口区段

212过渡区段

300膜孔

360出口块

364管

400膜孔

460出口块。

具体实施方式

参看附图，其中相同的参考标号表示各种视图各处的相同元件，图1示出了示例性涡轮叶片10。涡轮叶片10包括常规燕尾部12，其可具有任何适合的形式，包括柄脚，其接合转子盘(未示出)中的燕尾槽的互补的柄脚，以用于在叶片10在操作期间旋转时将叶片10固持到盘上。叶片柄14从燕尾部12沿径向向上延伸，且终止于平台16，平台16从柄14沿侧向向外突出，且包绕柄14。中空翼型件18从平台16沿径向向外延伸且延伸到热气流中。翼型件具有在平台16和翼型件18的接合处的根部19，以及在其径向外端处的尖端22。翼型件18具有在前缘28处和在后缘31处连结在一起的凹形压力侧壁24和凸形吸力侧壁26。

翼型件18可采用适用于从热气流获得能量且引起转子盘的旋转的任何构造。翼型件18结合多个后缘冷却孔。翼型件18的尖端22由尖端盖34封闭，尖端盖34可整体结合到翼型件18上，或单独地形成且附接到翼型件18上。直立的声响器尖端(squealertip)36从尖端盖34沿径向向外延伸，且设置成紧邻组装的发动机中的静止护罩(未示出)，以便最小化穿过尖端22的空气流损失。声响器尖端36包括与压力侧尖端壁39成间隔开的关系设置的吸力侧尖端壁38。尖端壁39和38整体结合到翼型件18上，且分别形成压力侧壁24和吸力侧壁26的延伸部。压力侧尖端壁38和吸力侧尖端壁39的外表面分别与压力侧壁24和吸力侧壁26的外表面形成连续的表面。多个膜冷却孔100经过翼型件18的外壁。膜冷却孔100与翼型件18的内部(未示出)连通，其可包括由内壁限定的冷却通路的复杂布置，诸如蛇线构造。应当认识到的是，翼型件18可由诸如具有良好高温抗蠕变性的镍基或钴基合金(通常称为"超级合金")的材料制成。

图2更详细示出了膜冷却孔100中的一个。膜孔100从压力侧壁24的内表面54延伸至压力侧壁24的外表面56。膜孔100包括入口区段104和出口区段108。

现在将描述制造诸如膜孔100的膜孔的方法。该方法将包括经由添加制造来添加一对增强块162和164(如图7中可见)的步骤。如将从过程的后续阶段的描述更清楚那样，增强块162和164的目的在于在机加工期间提供支承，使得可形成在入口104和出口108处的精确边缘。该方法还包括除去一个增强块162和164的至少一部分的步骤。

该过程以提供如图3中所示的壁区段120开始。壁区段120大体上代表任何形状(诸如平的、凸形的、凹形的和/或复杂弯曲的)的任何涡轮构件的壁区段。诸如上文所述的吸力侧壁26，且分别包括相对的内表面154和外表面156。应当理解的是，壁区段120的提供步骤包括但不限于制造壁区段120或获得预制的壁区段120。制造壁区段120的方法包括但不限于通常已知的那些，诸如铸造、机加工和它们的组合。

穿过壁区段120的线a-a大体上指出了内表面154与外表面156之间的期望的通路122。

形成支承结构的步骤可通过以下描述理解。形成支承结构的步骤然后可视情况在壁区段120的任何表面上重复。粘合剂125施加到外表面156上的线a-a的端点附近的预定区域。在所示实施例中，粘合剂补块126形成为使得其重叠外表面156上的线a-a的端点。

如本文中所使用的，用语"粘合"是指促使层以足够的联结强度粘合到表面上以便在随后的粉末熔合过程期间保持在适当位置的任何方法。"粘合"表示粉末具有超过仅在其重量下简单抵靠就位(这将是常规粉末床机器的情况)的联结或连接。例如，表面可涂布有粘合剂产品，其可由诸如浸入或喷洒的方法来施加。适合的低成本粘合剂的一个非限制性实例为从3m公司(st.paul,mn55144us)获得的repositionable75sprayadhesive。作为备选，粉末可由其它方法(诸如静电吸引)粘合到零件表面上，或通过磁化粉末(如果零件是铁磁性的)来粘合。如本文中所使用的，用语"层"是指质量的递增添加，且不需要层为平坦的，或覆盖特定区域或具有特定厚度。

如图5中所示，粉末p(例如，金属、陶瓷和/或有机粉末)层沉积在粘合剂补块126上，补块126定位在外表面156上。作为非限制性实例，粉末层的厚度可为大约10微米(0.0004英寸)。

粉末p可通过使粉末滴落或喷洒到外表面156上或通过将壁区段120浸入粉末中来施加。粉末施加可选地按需要后接刷洗、刮削、吹气或摇动，以除去多余粉末，例如，以获得均匀的层。将注意的是，粉末施加过程不需要常规粉末床或平面工作表面，且零件可由任何期望的手段来支承，诸如简单的工作台、夹具或固定装置。应当认识到的是，粉末p可直接地施加到外表面156上，且粘合剂125的施加和补块126的形成是可选的。

如图6中可见，一旦粉末p沉积到壁区段120的外表面156的至少一部分上，则定向能量源b(诸如，激光或电子束)被用于熔化正被建造的结构的层。定向能量源发射束，且束操纵设备用于以适合图案在露出的粉末表面上操纵束。粉末的露出层由束加热至允许其熔化、流动和固结的温度，且熔合或粘合到与其接触的基底上。以此方式，构成粉末p的金属颗粒现在作为壁区段120的一部分存在。该步骤可称为熔合粉末。未熔合的粉末可在施加粘合剂、施加粉末和熔合粉末的下一循环之前在此阶段除去。然而，在所示实施例中，在各个步骤中并未除去的未熔合的粉末仍在适当的位置上。在此方面，未熔合的粉末可操作成支承下一层的粉末。

沉积粉末且然后定向能量熔化粉末的该循环重复，直到第一增强块162如图7中所示那样完成。根据所示实施例，形成增强块的步骤重复，使得第二增强块164形成在内表面154上，使得第二增强块164重叠定位在内表面154处的线a-a的一端。应当认识到的是，尽管第一增强块162和第二增强块164示为具有大体上矩形截面，但它们可基本为提供适合的增强和支承的任何形状。在第一增强块162和第二增强块164形成，使得它们重叠线a-a的相应端之后，开孔122形成，使得其延伸穿过第一增强块162、沿线a-a穿过壁区段120，且穿过第二增强块164。

如图8中所见，开孔122具有第一端124和第二端126。开孔122在其穿过第一增强块162和第二增强块164来进入和离开壁区段120时还具有大体上直的侧面。在此方面，增强块162和164操作成稳固和支承壁区段120，使得在开孔122经过壁区段120时，非常精确的角可由开孔122与相应的壁表面154和156限定。应当认识到的是，根据所述方法的其它方面，开孔122可遵循以下非直的通路，且可具有除圆形之外的截面形状。

在开孔122如图8中所示形成之后，第一增强块162和第二增强块164可使用常规机加工方法来除去。现在参看图9，在第一增强块162和第二增强块164从壁区段120除去之后，膜孔200仍存在。膜孔200包括入口区段204和出口区段208。本文所述的方法的特征在于入口区段204和出口区段208的边缘被清楚地限定。此外，当前方法允许制造锐角，诸如示为在出口208旁边的角□。按照所述方法，增强块构造成允许通过诸如钻孔的方法形成孔，或利用激光形成孔，使得角□小于20°。

作为备选，精整和清洁步骤可执行为使得内表面154和外表面156在期望的精整之后，诸如粉末和粘合颗粒的碎屑被除去。应当认识到的是，根据一些实施例，在第一增强块和/或第二增强块164的形成中加入的一些新材料可留下作为精整的构件的一部分。

现在参看用于使用添加制造的增强块制造飞行器构件的上述方法的另一个实例，图10-14示出了形成穿过后缘426的冷却孔400的不同阶段。相信如下文所述那样制造的冷却孔400可具有在尖端428处比可通过常规方法形成的更薄的壁厚度。

该过程以提供如图10中所示的后缘区段320来开始。壁区段320大体上代表任何压缩机或涡轮翼型件的后缘区段，诸如上文所述的后缘31，且包括相对的压力侧表面354和吸力侧表面356，以及尖端328。应当理解的是，提供后缘区段320的步骤包括但不限于制造后缘区段320或获得预制的后缘区段320。制造后缘区段320的方法包括但不限于通常已知的那些，诸如铸造、机加工和它们的组合。

形成尖端328附近的第一增强块362使得尖端328针对加工穿过其间的开孔增强的步骤可通过以下描述来理解。形成第一增强块362的步骤然后可视情况在任何表面上重复。根据所示实施例，第一增强块362定位在尖端328附近，且大体上与也定位在尖端328附近的第二增强块364相对。第一增强块362和第二增强块364的形成可从上文所述的第一增强块162的形成的描述中理解到。

在第一增强块362和第二增强块364形成之后，开孔322形成，使得其从第一增强块362和第二增强块364之间的尖端328至内部区段319延伸穿过后缘区段320。开孔322可在图12中看到。如图11中可见，开孔322具有第一端324和第二端326。

在开孔322如图8中所示形成之后，第一增强块362和第二增强块364可使用常规机加工方法来除去。应当认识到的是，第一增强块362和第二增强块364的除去可为部分的或完全的，且可包括后缘320的相邻表面的除去。

如图12中所示，开孔322偏移，使得第一端324相比于吸力侧表面356更接近压力侧表面354。因此，厚度t1限定在开孔322与第一端324附近的吸力侧表面356之间。如图13中所示，除去第一增强块362。由于第二增强块364定位成增强尖端328，故可从吸力侧表面356除去附加材料。以此方式，厚度t2限定在开孔322与表面356之间。厚度t2为较薄的厚度t1。厚度t2可选择成使得其基本类似于由开孔322和压力侧表面354限定的厚度。然后除去增强块364。

如图14中所示，所得的冷却孔400延伸穿过后缘426至尖端428，在该处，冷却孔400由非常薄的壁限定。相信在后缘冷却孔处由上述方法实现的壁厚可比利用常规制造方法可能的那些更薄。应当认识到的是，大体上，由上述方法实现的壁形状可按期望确定大小，使得它们为对称的、非对称的、各种形状，或具有它们可由常规方法制造的一定厚度或构造。

所述的过程仅为添加制造过程的一个实例。"添加制造"是本文中用于描述工艺的用语，该工艺涉及逐层构建或添加制造(与关于常规加工过程的材料除去相反)。此过程还可称为"快速制造过程"。添加制造工艺包括但不限于：直接金属激光熔化(dmlm)、激光近净成形制造(lnsm)、电子束烧结、选择性激光烧结(sls)、3d打印(诸如通过喷墨和激光喷射)、立体光刻(sla)、电子束熔化(ebm)、激光工程近净成形(lens)，以及直接金属沉积(dmd)。

本文所述的过程具有优于现有技术的若干优点。添加制造过程关于可制造的冷却孔和膜孔的薄壁和锐角的形状、总体构造和精度方面更加灵活得多。此外，相信添加制造过程允许膜孔的形成期间的较低热生成，且因此结晶结构和出口块形状和构造较少变形。

上述方法提供了用于产生具有以下至少一者的冷却孔的手段：清楚限定的边缘、锐角、薄壁和它们的组合。相信这些能力将允许制作复杂的冷却构件的灵活性和成本降低两者。这继而又具有提高涡轮构件的冷却效率和降低发动机比燃料消耗("sfc")的潜在可能。

前文已经描述了用于在飞行器构件中精确地限定的冷却孔的添加制造的设备及方法。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或工艺的所有步骤可以以除此类特征和/或步骤中的至少一些互斥的组合外的任何组合来组合。

本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的各个特征可由用于相同、等同或类似目的的备选特征替换，除非明确另外指出。因此，除非明确另外指出，否则公开的各个特征仅为普通的一系列等同或类似特征的一个实例。

本发明不限于前述(多个)实施例的细节。本发明延伸至本说明书(包括任何所附潜在新颖点、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的一个、或任何新颖的组合，或延伸至如此公开的任何方法或工艺的任何新颖的一个或任何新颖的组合。