由至少一种元素金属粉末制造零件的方法
【专利说明】
[0001] 交叉引用
[0002] 本申请要求于2013年10月22日提交的未决美国临时专利申请第61/894, 205号 的权益。
技术领域
[0003] 本发明涉及由至少一种元素金属粉末制造零件的方法。
【背景技术】
[0004] 已知从元素金属粉末制造的零件。然而，该零件的制造昂贵并且耗时。
【发明内容】
[0005] 因此，从至少一种元素金属粉末制造零件、旨在解决上述所指出的关注问题的方 法具有实用性。
[0006] 本公开的一种实施例涉及一种从至少一种元素金属粉末制造零件的方法，且该零 件具有近净成形形状（near-netshape)、零件体积、以及零件密度。该方法包括提供具有烧 结密度的烧结预成型件并且使一部分从烧结预成型件分离。该部分具有超过该零件体积的 部分体积和不同于该零件的近净成形形状的部分形状。该方法还包括在热循环压力下在热 循环时间段内使该部分热循环（thermalcycling)，同时使该部分超塑变形，从而形成具有 近净成形形状和零件密度的零件。
【附图说明】
[0007] -般而言，现将参考未按一定比例绘制的附图来描述本公开的实施例，其中，贯穿 几幅示图，类似参考标号指示相同或者相似的零件，其中：
[0008] 图1是飞机生广和保养方法的流程图；
[0009] 图2是飞机的框图；
[0010] 图3是根据本公开的一方面从至少一种元素金属粉末制造零件的方法的流程图；
[0011] 图4是根据本公开的一方面的用于从至少一种元素金属粉末制造近净成形零件 的装置的一种实施例的截面图；
[0012] 图5是根据本公开的一方面的用于从至少一种元素金属粉末制造近净成形零件 的系统的一种实施例的框图；
[0013] 图6是根据本公开的一方面的近净成形零件的一种实施例的立体图；
[0014] 图7A是根据本公开的一方面的烧结预成型件的一种实施例的立视图；以及
[0015] 图7B是图7A中所示的烧结预成型件的一部分从自身分离的烧结预成型件的立视 图。
[0016]在上述提及的框图中，连接各种元件和/或部件的实线可表示机械耦接 (coupling)、电稱接、液力稱接、光学稱接、电磁稱接、以及其他稱接和/或其组合。如在此 使用的，"耦接"指直接以及间接相关联。例如，元件A可与元件B直接相关联、或者例如经 由零件元件C与元件B间接相关联。还可存在不同于框图中所描述的耦接。连接各种元件 和/或部件的虚线（如有）表示类似于由实线所表示的各种元件和/或部件的功能和目的 的耦接；然而，有虚线表示的耦接是选择性地设置的，或者由虚线表示的耦接涉及本公开可 替代性的或者可选的各个方面。同样，以虚线表示的任何元件和/或部件指示本公开的可 替代的或者可选的各个方面。以虚线表示周围环境要素（如有）。
[0017] 在上述提及的流程图中，框图可表示其各种操作和/或各个部分。而且，连接各个 框图的并不意味着其各种操作或者各个部分之间的任何具体顺序或者从属关系。
【具体实施方式】
[0018] 在下列描述中，为了彻底理解所提出的构思，规定了无数种具体细节。在没有某些 或者全部具体细节的情况下，也可实现所提出的构思。在其他情况下，为了不使所描述的构 思变得不必要的模糊，未对非常熟知的工艺进行描述。尽管将结合具体实施例对一些构思 进行描述，然而，应当理解的是，这些实施例不旨在受限制。
[0019] 在图1中所示的保养方法100和图2中所示的飞机102的飞机制造的上下文中描 述了本公开的实施例。在预生产过程中，示出性的方法100可包括飞机102的规格和设计 104以及材料采购106。在生产过程中，进行飞机的部件和子组件制造108以及系统集成 110。之后，飞机102可经过认证和交付112以投入运行114。在为客户提供服务过程中，安 排飞机102进行例行维护和保养116 (其还可包括改造、重新配置、翻新等）。
[0020] 通过系统集成商、第三方、和/或运营商（例如，客户）可执行或者完成示出性方 法100的各个工艺。为便于描述，系统集成商可包括，但不限于任意数目的飞机制造商和主 系统分包商；第三方可包括，但不限于任意数目的承包商、分包商以及供应商；并且运营商 可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务组织等。
[0021] 如图2所示，通过示出性方法100所生产的飞机102可包括具有多个高级系统120 和内部122的机身118。高级系统120的实施例包括推进系统124、电气系统126、液压系统 128、以及环境系统130中的一种或者多种。可包括任意数目的其他系统。尽管示出了航天 实施例，然而，可将本公开的原理应用于诸如汽车行业等其他行业。
[0022] 在制造和保养方法100的任意一个或者多个阶段可采用本公开中所示或者所描 述的装置和方法。例如，在飞机102投入运行时，可以类似于生产部件或者子组件的方式装 配或者制造对应于部件和子组件制造108的部件或者子组件。此外，例如，通过充分加快飞 机102的组装或者降低飞机102的成本，在生产状态108和110过程中可利用装置、方法、 或者其组合的一个或者多个方面。同样，例如但不限于在飞机102投入运行时，例如，维护 和保养116,可利用一种或者多种装置或者其实现方法、或者其组合。
[0023] 参考图2和图4,例如，与飞机102相关的零件（诸如，零件14)可利用不同的设备 由各种材料制成。在一种实施例中，零件14可至少部分地由钛制成。在另一实施例中，零 件14可由钛、铝以及钒的组合制成，更具体地，Ti-6A1-4V。
[0024] 参考图3,本公开的一种实施例涉及一种从至少一种元素金属粉末制造零件14的 方法（见图4)。零件14具有近净成形形状、零件体积、以及零件密度。继续参考图3并且 还参考图7A和图7B，该方法包括提供具有烧结密度的烧结预成型件134(图3中的框300) 并且使部分134A从烧结预成型件134分离（图3中的框400)。部分134A具有超过零件体 积的部分体积和不同于零件14的近净成形形状的部分形状。该方法还包括在热循环压力 下在热循环时间段内使部分134A热循环，同时使部分134A超塑变形，从而形成具有近净成 形形状和零件密度的零件14(图3中的框500)。
[0025] 就本公开的可包括任一前述和/或下列实施例和方面的主题的至少一部分的一 方面而言，通过在恒定温度下使冷压预成型件烧结一定的烧结时间段形成烧结预成型件 134 (见图7A)。就本公开的可包括任一前述和/或下列实施例和方面的主题的至少一部分 一方面而言，恒定温度为从约1900华氏度至约2500华氏度。就本公开的可包括任一前述 和/或下列实施例和方面的主题的至少一部分的一方面而言，烧结时间段为从约2个小时 至约20个小时。
[0026] 就本公开的可包括任一前述和/或下列实施例和方面的主题的至少一部分的一 方面而言，冷压预成型件具有冷压（cold-compacted)密度，并且通过在冷压温度和冷压压 力下对至少一种元素金属粉末进行冷压一定的冷压时间段而形成。可以各种方式并且使用 不同设备实现冷压。例如，冷压可包括冷等静（isostatic)压。就本公开的可包括任一前 述和/或下列实施例和方面的主题的至少一部分的一方面而言，冷压密度为与零件14相关 的理论上的完全密度的约50%至约85%。如在此使用的，如果零件中没有任