高孔隙率材料及其制造方法 |
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| 申请号 | CN201710218047.9 | 申请日 | 2017-04-05 | 公开(公告)号 | CN107448241A | 公开(公告)日 | 2017-12-08 |
| 申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | H.C.罗伯茨; M.F.X.小吉利奥蒂; R.W.小阿尔布雷奇特; E.A.埃斯蒂尔; P.A.弗林; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及高孔隙率材料及其制造方法。具体而言，本发明涉及包括具有范围在1%到30%之间的第一孔隙率的第一区域的陶瓷或金属构件。该构件包括具有小于第一孔隙率的第二孔隙率的第二区域。该构件包括第一区域和第二区域之间的至少一个分级过渡。 | ||||||
| 权利要求 | 1. 一种陶瓷或金属构件(300)，包括： |
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| 说明书全文 | 高孔隙率材料及其制造方法技术领域[0001] 本公开大体上涉及具有变化的孔隙率的多孔金属构件，以及制造其的方法。本发明的多孔特性可包括尺寸、形状和密度上的变化。选择性孔隙率通过发散在喷气式飞行器发动机的冷却构件(例如，涡轮叶片)中提供有用特性。 背景技术[0002] 许多现代发动机和下一代涡轮发动机需要具有错综和复杂的几何形状的构件和部分，其需要新型的制造技术。用于制造发动机部分和构件的常规技术涉及熔模铸造或失蜡铸造的费力过程。熔模铸造的一个示例涉及制造用在燃气涡轮发动机中的典型转子叶片。涡轮叶片通常包括具有沿叶片的翼展延伸的径向通道的中空翼型件，其具有至少一个或多个入口以用于在发动机中的操作期间接收加压冷却空气。在叶片中的各种冷却通道中，蛇形通道在前缘和后缘之间布置在翼型件的中间。翼型件通常包括穿过叶片延伸的入口以用于接收加压冷却空气，其包括诸如短湍流器肋部或销的局部特征以用于增加翼型件的热的侧壁和内部冷却空气之间的热传递。 [0003] 这些涡轮构件的制造(通常从高强度超级合金金属材料)涉及多个步骤。第一，制造精密陶瓷芯以符合涡轮叶片内期望的错综冷却通道。还产生精密模具或铸模，其限定涡轮叶片(包括其翼型件、平台和整体结合的燕尾部)的精确3-D外表面。陶瓷芯在两个模具半部内组装，两个模具半部形成其间的空间或空隙，其限定叶片的所得的金属部分。蜡注入组装的模具中以填充空隙且包围密封在其中的陶瓷芯。两个模具半部分开且从模制的蜡移除。模制的蜡具有期望的叶片的精确构造且然后涂覆有陶瓷材料以形成包围的陶瓷壳体。然后，蜡熔化且从壳体移除，留下陶瓷壳体和内部陶瓷芯之间的相应的空隙或空间。熔化的超级合金金属然后被倒入壳体中以填充其中的空隙且再一次密封容纳在壳体中的陶瓷芯。 熔化的金属冷却且固化，且然后外壳体和内芯合适地移除，留下期望的金属涡轮叶片，在其中发现内部冷却通道。 [0004] 铸造涡轮叶片可然后经历额外的铸造后修补，诸如但不限于，穿过翼型件的侧壁钻取合适排的膜冷却孔，如提供用于内部引导的冷却空气(其然后在燃气涡轮发动机中的操作期间形成翼型件的外表面上的保护性冷却空气膜或表面层)的出口所期望的那样。冷却通道还可由放电加工(EDM)产生，其使用放电产生冷却通道。然而，钻孔和EDM两者均是受限的，且给定涡轮发动机的一直增加的复杂性和涡轮叶片的某些冷却线路的公认的效率，需要更加复杂和错综的冷却几何形状。虽然熔模铸造能够制造这些部分，但冷却通道的位置精度和错综几何形状使用这些常规制造过程制造起来变得更加复杂。例如，穿过翼型件的侧壁钻取冷却孔限制孔的直径至最小钻头的尺寸。另外，其也限制改变通道各处的直径和/或形状的能力。通道限制为线性形状。因此，难以构造具有小通道、高密度通道以及直径和形状上变化的通道的涡轮叶片。特别地，难以构造具有不受上述限制的高孔隙率的涡轮叶片。 发明内容[0005] 在实施例中，本发明涉及包括具有范围在1%到30%之间的第一孔隙率的第一区域的陶瓷或金属构件。该构件包括具有小于第一孔隙率的第二孔隙率的第二区域。该构件包括第一区域和第二区域之间的至少一个分级过渡。 [0006] 在本发明的一个方面，该构件形成涡轮叶片的一部分，例如在喷气式飞行器发动机内。 [0007] 在另一个方面，本发明涉及包括第一区域的涡轮叶片，第一区域具有范围在1%到30%之间的孔隙率。涡轮叶片包括不包含孔隙率或包含小于第一区域的孔隙率的第二区域。 [0008] 在另一个方面，本发明涉及制造多孔构件的方法。该方法包括在层-层基础上构造构件的步骤。此过程涉及(a)照射粉末床中的一层粉末以形成至少部分熔合的区域；(b)在粉末床上提供粉末的后续层；以及(c)重复步骤(a)和(b)直到完成该构件，其中该构件包括第一金属区域和第二金属区域，第一金属区域具有范围在1%到30%之间的孔隙率，第二金属区域不具有孔隙率或具有比第一金属区域的孔隙率小的孔隙率。 [0009] 技术方案1. 一种陶瓷或金属构件，包括：第一区域，其具有范围在1%到30%之间的第一孔隙率；和 第二区域，其具有小于所述第一孔隙率的第二孔隙率，其中所述构件包括所述第一区域和第二区域之间的至少一个分级过渡。 [0010] 技术方案2. 根据前述技术方案中任一项所述的构件，其中，所述第一区域和第二区域包括具有0.05mm到0.1mm之间的直径的孔。 [0011] 技术方案3. 根据前述技术方案中任一项所述的构件，其中，所述分级过渡包括阶梯式分级过渡。 [0012] 技术方案4. 根据技术方案1或技术方案2所述的构件，其中，所述过渡包括连续分级过渡。 [0013] 技术方案5. 一种涡轮叶片，包括：第一区域，其具有中空中心和范围在1%到30%之间的孔隙率；和 第二区域，其不包括孔隙率或包括小于所述第一区域的孔隙率。 [0014] 技术方案6. 根据前述技术方案中任一项所述的涡轮叶片，其中，所述第一区域是叶片部分且所述第二区域是所述涡轮叶片的根部部分。 [0015] 技术方案7. 根据前述技术方案中任一项所述的涡轮叶片，其中，所述第一区域和第二区域包括具有0.02mm到0.4mm之间的直径的孔。 [0016] 技术方案8. 一种制造多孔构件的方法，包括：在层-层基础上构造所述构件，包括以下步骤： (a)照射粉末床中的一层粉末以形成至少部分熔合的区域； (b)在所述粉末床上提供粉末的后续层；以及 (c)重复步骤(a)和(b)直到完成所述构件，其中所述构件包括第一金属区域和第二金属区域，所述第一金属区域具有范围在1%到30%之间的孔隙率，所述第二金属区域不具有孔隙率或具有比所述第一金属区域的孔隙率小的孔隙率。 [0017] 技术方案9. 根据技术方案8所述的方法，其中，所述多孔金属区域具有范围从5%到25%的孔隙率。 [0018] 技术方案10. 根据技术方案8所述的方法，其中，所述多孔金属区域具有范围从10%到20%的孔隙率。 [0019] 技术方案11. 根据前述技术方案中任一项所述的方法，其中，所述孔具有范围从0.02mm到0.4mm的最大直径。 [0020] 技术方案12. 根据技术方案8至技术方案10中任一项所述的方法，其中，所述孔具有范围从0.05mm到0.3mm的最大直径。 [0021] 技术方案13. 根据技术方案8至技术方案10中任一项所述的方法，其中，所述孔具有范围从0.05mm到0.1mm的最大直径。 [0022] 技术方案14. 一种涡轮叶片，包括：中空中心； 第一区域，其具有外表面和暴露于所述中空中心的内表面，所述第一区域还具有第一孔隙率；以及 第二区域，其具有小于所述第一孔隙率的第二孔隙率，其中空气从所述中空中心内流动穿过所述第一多孔区域以冷却所述外表面。 [0023] 技术方案15. 根据前述技术方案中任一项所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括前缘和与所述前缘相对的后缘。 [0024] 技术方案16. 根据技术方案15所述的涡轮叶片，其中，所述第一区域包括在所述前缘处的第一子区域和所述后缘处的第二子区域之间的至少一个分级过渡，其中所述第二子区域相比所述第一子区域具有不同的孔隙率。 [0025] 技术方案17. 根据前述技术方案中任一项所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧。 [0026] 技术方案18. 根据技术方案17所述的涡轮叶片，其中，所述第一区域包括所述压力侧处的第一子区域和所述吸力侧处的第二子区域，其中所述第一子区域相比所述第二子区域具有不同的孔隙率。 [0027] 技术方案19. 根据前述技术方案中任一项所述的涡轮叶片，其中，所述分级过渡包括阶梯式分级过渡。 [0030] 图2示出了涡轮叶片的示例性实施例。 [0031] 图3示出了包括孔隙率的区域的涡轮叶片的示例性实施例。 [0032] 图4示出了离散阶梯式分级过渡的示例性实施例。 [0033] 图5示出了连续分级过渡的示例性实施例。 具体实施方式[0034] 结合附图的下文阐述的详细描述意在为各种构造的描述，且不意在代表可在其中实践本文描述的概念的唯一构造。详细描述包括用于提供各种概念的透彻理解的目的的特定细节。然而，对于本领域技术人员将显而易见的是，这些概念可没有这些特定细节而实践。 [0035] 本发明的多孔构件可使用增材制造(AM)过程制造。相比于减材制造方法，AM过程大体上涉及累积一种或多种材料以产生净或近净形(NNS)物体。虽然"增材制造"是工业标准用语(ASTM F2792)，但AM包括在各种名称下已知的各种制造和原型技术，包括自由成形制造、3D打印、快速原型/加工等。AM技术能够从多种多样的材料制造复杂构件。大体上，独立物体可从计算机辅助设计(CAD)模型制造。特定类型的AM过程使用能量束，例如电子束或电磁辐射(诸如激光束)来烧结或熔化粉末材料，产生实心三维物体，其中粉末材料的颗粒结合在一起。不同的材料系统(例如工程塑料、热塑性弹性体、金属和陶瓷)被使用。激光烧结或熔化是用于功能性原型和工具的快速制造的著名的AM过程。应用包括复杂工件的直接制造、用于熔模铸造的模型、用于注射模制和模铸的金属铸模以及用于砂型铸造的铸模和芯。在设计周期期间增强概念的联系和测试的原型物体的制造是AM过程的其它常见用途。 [0036] 选择性激光烧结、直接激光烧结、选择性激光熔化和直接激光熔化是用于涉及通过使用激光束烧结或熔化细粉末来产生三维(3D)物体的常见工业用语。例如，美国专利第4863538号和美国专利第5460758号描述常规激光烧结技术。更加准确地，烧结需要在低于粉末材料的熔点的温度下熔合(凝聚)粉末的微粒，而熔化需要完全熔化粉末的微粒以形成实心均匀质量块。与激光烧结或激光熔化相关联的物理过程包括至粉末材料的热传递且然后烧结或熔化粉末材料。虽然激光烧结和熔化过程可应用于宽范围的粉末材料，但在产生途径的科学和技术方面，例如，在层制造过程期间，烧结或熔化率以及过程参数在微结构演变上的效果还没有被很好地理解。此制造方法由多种模式的热、质量和动量传递以及化学反应完成，其使该过程非常复杂。 [0037] 图1为示出用于直接金属激光烧结(DMLS)或直接金属激光熔化(DMLM)的示例性常规系统100的截面视图的示意图。设备100通过使用由源(诸如激光120)产生的能量束136烧结或熔化粉末材料(未示出)以层-层方式构造物体(例如，部分122)。将由能量束熔化的粉末由储器126供应且使用在方向134上行进的再涂臂116在构造板114上均匀地散布，以将粉末维持在水平118处，且将在粉末水平118上方延伸的多余粉末材料移除至废物容器128。能量束136在电流计扫描振镜132的控制下烧结或熔化构造中的物体的截面层。构造板114降低且另一层粉末在构造板和构造中的物体上散布，随后由激光120进行粉末的连续熔化/烧结。重复该过程直到部分122从熔化/烧结的粉末材料完全构造。激光120可由包括处理器和存储器的计算机系统控制。计算机系统可对每一层确定扫描图案，且控制激光120根据扫描图案照射粉末材料。在部分122的制造完成之后，各种后处理程序可应用至部分122。后处理程序包括通过例如吹气或真空移除多余粉末。其它后处理程序包括应力释放过程。 [0038] 上述传统激光熔化/烧结技术关于产生具有变化成分的AM物体具有某些限制。例如，虽然其可能改变连续层中的粉末的成分，但特别在制造步骤之间的停工时间达到高成本的工业设置中，这可变得有问题。最近，已经开发了激光熔化/烧结的更加先进的方法，其允许既在构造的连续粉末层之间又在相同粉末层内沿侧向对构造的成分的精确控制。见2015年8月25日提交且名称为"Coater Apparatus and Method for Additive Manufacturing"的美国专利申请第14/834517号，其通过引用以其全部并入本文中。 [0039] 如前面论述的那样，AM技术可用于产生具有可完全根据尺寸、形状和孔隙率构造的通道的多孔表面的涡轮叶片。虽然本公开将聚焦在燃气涡轮叶片上，但本领域普通技术人员将了解的是，前面的描述不限于燃气涡轮叶片且可应用于由金属或合金制造且具有孔隙率的任何适合的构件。这些构件包括但不限于其它类型的涡轮叶片，诸如风力和水力涡轮、高级油和水过滤器以及高效微粒空气过滤器。 [0040] 上述DMLS系统可用于构造诸如关于图2和图3描述的涡轮叶片的部分122。DMLS系统可基于上述过程以层-层方式构造涡轮叶片的根部部分和叶片部分，其可包括：(a)照射粉末床中的一层粉末以形成至少部分熔合的区域，(b)在粉末床上提供粉末的后续层，以及(c)重复步骤(a)和(b)直到完成涡轮叶片。如前面论述的那样，构造的涡轮叶片可具有多孔金属区域。多孔金属区域可具有范围在1%到30%之间的孔隙率以及范围从0.025到0.8毫米(mm)或1到30密尔的孔直径。 [0041] 请求保护的专利还可用于在喷气式飞行器发动机的若干其它构件中提供多孔区域。例如，本发明的多孔区域可被包括为燃烧器的部分、发动机壳、燃烧器衬套或飞行器发动机的任何其它部分中的衬套。本发明的多孔区域提供发散冷却，与设在这些构件中的较大直径孔相关联的流出膜冷却相反。 [0042] 在本发明的一个实施例中，多孔构件设有不同孔隙率的两个区域(或非多孔区域和多孔区域)。一种可能的配置是第一区域和第二区域之间的孔隙率的水平分级使得孔隙率沿构件的长度逐渐降低。该构件还可具有过渡区域，其包括具有不同孔隙率的两个不同区域之间的分级。在本发明的另一个方面，多孔区域设在常规泻流冷却孔内，使得存在发散和泻流冷却的组合效果。 [0043] 图2示出了涡轮叶片200的示例性实施例。涡轮叶片200可为通常用在喷气式发动机中的燃气涡轮叶片。涡轮叶片200包括叶片部分205和根部部分210。叶片部分205包括前缘220和后缘215。如图所示，根部部分210是平坦的或没有燕尾部。本发明的益处之一在于，上文论述的AM技术可产生相比于由常规铸造操作制造的涡轮叶片根部较轻、结构可靠且机械平衡的根部。结果，根部部分210可通过扩散结合或线性摩擦结合附接至涡轮转子，形成整体结合的有叶片的转子。此外，涡轮转子(根部部分210和叶片部分205)可经由增材制造关于叶片部分205在连续过程中形成。此外，本领域普通技术人员将了解的是，根部部分210的形状是用于根部部分210的形状和结构的一个示例。在不脱离本发明的范围的情况下，可使用构造成形成整体结合的转子叶片的任何合适的形状和结构。 [0044] 叶片部分205的芯可为适于通过根部部分210的一部分提供冷却空气至叶片部分205的内部冷却通道以助于冷却。内部冷却通道还提供较轻的涡轮叶片、降低制造成本且减小设计的复杂性。例如，冷却通道可为叶片部分205和/或根部部分210的至少一部分内的中空中心。如将关于以下附图更加详细地论述的那样，本涡轮叶片200设计排除了对于通常需要用以冷却涡轮叶片的复杂蛇形结构的需要。中空中心可提供增加的冷却和较好的热发散。此外，AM过程允许整个涡轮叶片205和/或涡轮叶片附接至其的盘构造成单件，其可提供更加耐热的构件。 [0045] 涡轮叶片200可包括至少一种超级合金。超级合金可包括镍基合金，包括但不限于inconel 718、inconel 625、René N5、René N6、René 95、Waspaloy以及适合于产生涡轮叶片200的任何其它超级合金。镍合金可为优选的，因为它们在时间和温度上更加抗裂。另外，根部部分210相比叶片部分205可包括不同的超级合金。因此，可能的是，构造AM操作以在产生涡轮叶片200的各种部分时改变材料，如上文关于图1论述的那样。 [0046] 图3示出了涡轮叶片300。涡轮叶片300类似于关于图2描述的涡轮叶片200。涡轮叶片200的上述描述也适用于涡轮叶片300。涡轮叶片300包括叶片部分305和根部部分310。叶片部分305包括前缘320和后缘315。叶片部分305还包括翼型件压力侧330、翼型件吸力侧335和分级过渡区域325。翼型件吸力侧在叶片部分305的后部上，且在此图中不可见。 [0047] 如图所示，叶片部分305可具有暴露于上文论述的内部冷却通道的内表面。叶片部分205的内表面可为中空的。叶片部分305还可具有与内表面相对的外表面。在涡轮叶片的一些方面，叶片部分305的内表面和叶片部分305的外表面不通过任何类型的冷却通道连接。叶片部分305可具有从内表面至外表面的多孔金属区域。多孔金属区域可具有范围从1%到30%的第一孔隙率。优选地，多孔金属区域使用上述DMLS技术制备。DMLS能够形成随机多孔材料同时仍维持叶片部分305的结构完整性。例如，叶片部分305可具有1%到30%之间、5%到25%之间、10%到20%之间或大约15%的孔隙率。在涡轮叶片300的一些方面，多孔金属区域可覆盖涡轮叶片305的整体。 [0048] 根部部分310可具有第二孔隙率。第一孔隙率和第二孔隙率取决于涡轮叶片300的设计和构造可为相同或不同的。例如，根部部分310的孔隙率可小于叶片部分305的孔隙率。另外，根部部分310可为实心的，不具有孔隙率。 [0049] 叶片部分305的孔隙率可构造成最大化冷却效率同时维持叶片的结构完整性。例如，叶片部分305可包括尺寸上小于可由常规铸造技术形成的那些的孔。例如，孔可具有小于0.8mm的直径。上文论述的常规铸造方法将孔的尺寸限制成大于0.125mm。因此，AM制造过程相比于常规铸造方法能够产生带有较小孔的涡轮叶片300。较小孔的优点在于，可实现较高孔隙率，同时仍维持涡轮叶片300的结构完整性，且可实现更加有效的发散冷却。通过能够产生高孔隙率的涡轮叶片，叶片的质量也减小，也使冷却较简单且更加有效。在实践中，孔尺寸的下界由AM过程的分辨率支配。较小孔尺寸因此范围在从0.025至0.8mm的直径中。本发明的孔隙率因此范围从0.025到0.8mm、更加优选地从0.05到0.100mm。 [0050] 另外，用于产生涡轮叶片30的AM技术提供产生变化的尺寸和形状的孔的机制。例如，涡轮叶片305可包括具有变化直径(诸如锥形形状)的至少一个孔。此外，叶片部分305可包括具有非线性形状(诸如弯曲形状或具有多个弯曲部的形状)的至少一个孔。当涡轮叶片在操作中时，空气可进入叶片部分305的内部通道且通过在叶片部分305的内表面和外表面之间形成的多孔结构逸出。可产生围绕叶片部分305的冷却膜以通过热发散冷却涡轮叶片。产生各种不同孔尺寸和形状在调节流过叶片部分305的空气的方式上提供较大粒度。叶片部分305(和根部部分310)的孔隙率可在AM过程期间通过调节激光功率、粉末材料的密度或供给率、主动和传导冷却水平和/或材料的氧化水平而调节。粉末材料可为金属和/或聚合物粉末。孔隙率可限制成使得其落在预置公差内而非特别限定的孔隙率。 [0051] 在涡轮叶片300的一些实施例中，可期望的是改变叶片部分305的不同部分中的孔隙率。例如，前缘320的一部分相比后缘315可在操作期间达到较高的温度。因此，较高孔隙率可在前缘320的外表面的一部分中产生，且较低孔隙率可在后缘315的外表面的至少一部分中产生。另外，前缘320和后缘315两者处的孔中的一些可分别在尺寸和形状上改变以在控制穿过涡轮叶片305的空气流中提供较大粒度。此外，本涡轮叶片设计排除了对于通常需要用以冷却涡轮叶片的复杂蛇形结构的需要，因为技术利用此粒度提供在叶片部分305的不同区域中设置变化的孔隙率的能力以精确地控制从内部冷却通道穿过多孔表面的空气流。因此涡轮叶片305的外表面可在不折衷性能的情况下有效地冷却。 [0052] 在另一个示例中，增材制造技术允许形成带有分级孔隙率的构件(诸如涡轮叶片)。分级构件可为金属的或具有陶瓷构件。构件可包括两个区域之间的分级过渡325，在那里孔隙率改变。例如，叶片部分305可包括前缘320和后缘315之间的分级过渡325，在那里孔隙率开始变化。在另一个示例中，涡轮叶片300可包括叶片部分305和根部部分310之间的分级过渡325。在还有另一个示例中，涡轮叶片300可包括吸力侧335和压力侧330之间的分级过渡。因此，孔隙率梯度可在轴向和/或径向方向上行进。此外，分级过渡并非离散的。例如，在不脱离本设计的范围的情况下，可使用涡轮叶片300的各个区域之间分级过渡的任何组合。各个区域可具有不同孔隙率。因此，涡轮叶片300可具有多种孔隙率且/或在前缘320和后缘315之间、吸力侧335和压力侧300之间和/或根部部分310和叶片部分305之间的分级过渡。 [0053] 用语"分级过渡"包括如图4中所示的离散阶梯式分级过渡。离散阶梯式分级过渡由单层内或连续层之间的粉末床中的粉末成分中的阶梯式变化产生。阶梯式过渡可通过材料的随后扩散来平滑。然而，对于任何两种给定的材料，离散阶梯式分级过渡相比仅通过扩散可能的情况在材料之间提供更渐进的过渡。 [0054] 用语"分级过渡"包括如图5中所示的连续分级过渡。连续分级过渡由单层内或连续层之间的粉末床中的粉末成分中的连续变化产生。在连续层的情况下，连续过渡指的是，其中阶梯式材料变化如此渐进使得不可能在材料中探测到阶梯式分级。例如，在材料随后扩散至过渡在材料之间表现得连续的点的情况下。如同离散阶梯式分级过渡，对于任何两种给定的材料，连续分级过渡相比于仅通过扩散可能的情况在材料之间提供更渐进的过渡。 [0055] 如上文所论述，根部部分310也可包括孔隙率。根部部分310的孔可在尺寸和形状上变化，类似于叶片部分305的通道如何在尺寸和形状上改变。形成在根部部分310中的通道减小涡轮叶片300的重量。然而，通过具有形成变化的形状和尺寸的孔的能力，涡轮叶片300的结构完整性不受影响。 [0056] 此书面描述使用示例来公开本发明，包括优选实施例，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。来自描述的各种实施例的方面以及每个这些方面的其它已知的等同物可由本领域普通技术人员混合和匹配以构造根据此申请的原理的额外实施例和技术。 |
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