JP2019018248A - 付加製造方法 - Google Patents

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Abstract

【課題】試験手順中にインサートの設計を調節するのに要する時間を大幅に短縮する。【解決手段】方法は、（ａ）厚さを有する粉末材料の層を、作業台上に堆積させることと、（ｂ）前記層の一部分を、ツーリング工程中に使用され得る金型を定義するデータに基づいて、凝固することと、（ｃ）前記作業台を、前記厚さだけ降下させることと、（ｄ）ステップ（ａ）〜（ｃ）を、前記金型が完成するまで繰り返すことと、（ｇ）前記金型を、前記作業台から取り外すことと、を含む。【選択図】図１

Description

本発明は、ガスタービンエンジン部品に関し、より具体的には、ガスタービンエンジン部品のための製造工程に関する。
米国政府は、米国海軍省により授与された契約番号第Ｎ０００１９−０２−Ｃ−３００３号の条件により規定された正当な条件で、特許権者が他者に許諾することを要求する限定状況下で、本発明及び権利において一括払いライセンスを有する。
ガスタービンエンジンは、一連の圧縮機及びタービンを用いて空気をエンジンに通して、回転軸動力を生成する。各圧縮機及びタービンは、複数のブレード及び複数のベーンを有するが、この場合、回転ブレードは、回転速度を与えるか、または静止ベーンによりそれらに方向づけられた空気から回転速度を抽出する。各ブレード及びベーンは、ガスタービンエンジンを通る空気流を方向づけるように形作られたエアフォイルを有する。各ブレード及びベーンは、外側プラットフォームと内側プラットフォームとをさらに有し、これらのプラットフォームは、間にエアフォイルが延び得る構造物を形成するように他のプラットフォームに取り付けることができる。
各ブレード及びベーンは、エアフォイル、外側プラットフォーム、及び内側プラットフォーム内に複数のキャビティを有し得る。これらのキャビティは、エアフォイルを第１の端部から第２の端部に完全に貫通するか、またはこれらのキャビティは、外側プラットフォームまたは内側プラットフォームのいずれかの内部に定義された距離広がり得る。ガスタービンエンジンの動作中、ブレード及びベーンは超高温に曝される。この高温は、ブレード及びベーンを構築するために使用される合金の溶融温度を超え得る。超高温によるブレード及びベーンへの損傷を防止するために、ブレード及びベーンは、通常、圧縮機からサイホン式に移された比較的低温の空気を用いて冷却され得る。冷却空気は、エアフォイルのキャビティ内に流入してこれらを通過することにより、エアフォイルの内部を冷却する。冷却空気は、外側プラットフォーム及び内側プラットフォームのキャビティ内にも流入してそれらを通過することにより、外側プラットフォーム及び内側プラットフォームを冷却する。冷却空気は、衝突冷却を含む種々のプロセスにより、ブレード及びベーン上に、かつこれらを通して方向づけられ得る。
エアフォイルを完全に貫通するキャビティは、衝突冷却を容易にするように設計されたバッフルを収納することができ、これによりエアフォイルの冷却が増大する。外側プラットフォーム及び内側プラットフォーム内に定義された距離広がるキャビティは、同様に衝突冷却を容易にするように設計されたカバーを収納することができ、外側プラットフォーム及び内側プラットフォームの冷却を増大させる。バッフル及びカバーの設計及び製造は、時間のかかる工程である。バッフル及びカバーは、通常、シートメタルから製造され、ブレードまたはベーン上のキャビティ内にそれらが嵌まるように形作るためのツーリング工程を受ける。ツーリング工程は、通常、多数の複雑なステップを含む。ツーリング工程の複雑性により、新規のバッフル及びカバー設計を製造するには、通常、２年の準備時間を要する。
本発明に従って、方法は、（ａ）厚さを有する粉末材料の層を、作業台上に堆積させることと、（ｂ）層の一部分を、ガスタービンエンジン部品内のキャビティ内に嵌まるように形作られた本体を有するインサートを定義するデータに基づいて、凝固することと、（ｃ）作業台を、厚さだけ降下させることと、を含む。その後、ステップ（ａ）〜（ｃ）は、インサートが完成するまで繰り返され得る。その後、インサートは、作業台から取り外され得る。
方法は、（ａ）厚さを有する粉末材料の層を、作業台上に堆積させることと、（ｂ）層の一部分を、ツーリング工程中に使用され得る金型を定義するデータに基づいて、凝固することと、（ｃ）作業台を、厚さだけ降下させることと、を含む。その後、ステップ（ａ）〜（ｃ）は、金型が完成するまで繰り返され得る。その後、金型は、作業台から取り外され得る。
インサートは、付加製造工程により形成され、かつガスタービンエンジン部品内のキャビティ内に嵌まるように形作られた本体と、インサートの本体に設けられた穴と、部品の冷却を促進するように穴に隣接して設けられた局部的蓄積部と、を含む。本体は、実質的に平坦な基部と、基部から上方に延在する壁と、ガスタービンエンジン部品への取付けのためのフランジであって、壁から外方に延在する、フランジと、を含む。
インサートを有するガスタービンエンジン部品は、外側プラットフォームと内側プラットフォームとの間に延びるエアフォイルを有する本体と、外側プラットフォームまたは内側プラットフォームのうちの少なくとも一方上に開口部を有するキャビティと、付加製造工程により形成されたインサートであって、キャビティ内に設置され、部品の冷却を促進するために予め選択された領域に局部的蓄積部を備えるインサートと、を含む。
ベーンの斜視図である。 バッフル及びカバーを有するベーンの斜視図である。 図２の線３−３に沿って切り取られたベーンの側断面図である。 付加製造システムの断面斜視図である。
本発明は、概して、ガスタービンエンジン部品用インサートのための製造工程に関する。インサートは、ブレード及びベーン内のキャビティ内に設置されて、ブレード及びベーンを通る冷却空気流を方向づけて、ブレード及びベーンを冷却する。インサートは、通常、複雑なツーリング製造工程で製作される。ツーリングの開発は、極めて時間集約的である。本願は、付加製造工程を用いてブレード及びベーン用のインサートを製造することを開示する。付加製造工程を用いてインサートを製造することは、初期部品の製造に要する準備時間を、２年から数日に短縮し得る。そのことは、また、異なるインサート設計の試作品製作及び試験がより容易にされ得るため、インサートの設計に際してより大きな融通性を可能にする。
図１は、ベーン１０の斜視図である。ベーン１０は、エアフォイル１２、外側プラットフォーム１４、内側プラットフォーム１６、キャビティ３０、キャビティ３２、キャビティ３４、キャビティ３６、レッジ４０、及びボス４２を含む。外側プラットフォーム１４は、ガス流路面２０及び非ガス流路面２２を含む。内側プラットフォーム１６は、ガス流路面２４及び非ガス流路面２６を含む。
ベーン１０は、ガスタービンエンジン内のタービン部または圧縮機部内に設置され得る、ガスタービンエンジン部品である。ベーン１０を図１に示すが、ベーン１０は、代替的実施形態では、ブレードであり得る。ベーン１０は、図示の実施形態では、ガスタービンエンジンのタービン部内に設置されるが、代替的実施形態では、ベーン１０は、ガスタービンエンジンの圧縮機部内に設置され得る。ベーン１０は、外側プラットフォーム１４と内側プラットフォーム１６との間を延びるエアフォイル１２を含む。エアフォイル１２は、ガスタービンエンジンを通る空気流を方向づけるように形作られ、タービン部の流路内に設置される。
外側プラットフォーム１４は、ガス流路面２０及び非ガス流路面２２を含む。ガス流路面２０は、エアフォイル１２が延びる流路に面する。非ガス流路面２２は、流路の外に位置する。内側プラットフォーム１４は、ガス流路面２４及び非ガス流路面２６を含む。ガス流路面２４は、エアフォイル１２が延びる流路に面する。非ガス流路面２６は、流路の外に位置する。外側プラットフォーム１４及び内側プラットフォーム１６は、ガスタービンエンジン内の他のプラットフォームに取り付けられて、間にエアフォイル１２が支持される構造体を形成する。外側プラットフォーム１４及び内側プラットフォーム１６により形成された構造体は、境界を作成して流路を通る空気の流れを維持する。
キャビティ３０、３２、３４、及び３６は、外側プラットフォーム１４及び／または内側プラットフォーム１６のいずれかまたは両方に開口部を有する、ベーン１０内に位置する。キャビティ３０は、外側プラットフォーム１４上に開口部及び内側プラットフォーム１６上に開口部を有する、エアフォイル１２を貫通する。キャビティ３２は、外側プラットフォーム１４上に開口部及び内側プラットフォーム１６上に開口部を有する、エアフォイル１２を貫通する。キャビティ３４は、外側プラットフォーム１４内に定義された距離Ｄ１延び、外側プラットフォーム１４上に開口部を有する。キャビティ３６は、外側プラットフォーム１４内に定義された距離Ｄ２延びて、外側プラットフォーム１４上に開口部を有する。
キャビティ３０、３２、３４、及び３６は、ベーン１０を貫通し、エアフォイル１２、外側プラットフォーム１４、及び内側プラットフォーム１６内に及びそれらを通して冷却空気流を方向づける。冷却空気流は、キャビティ３０及び３２を通して方向づけられて、エアフォイル１２を内部から冷却する。冷却空気流は、キャビティ３４及び３６内に方向づけられて、外側プラットフォーム１４を冷却する。キャビティは、内側プラットフォーム１６にも配置されて、内側プラットフォーム１６を冷却することもできる。
レッジ４０は、外側プラットフォーム１４の外フレームを画定し、レッジ４０の内側にはキャビティ３０、３２、３４が位置する。ボス４２が、レッジ４０の内側でキャビティ３０、３２、３４、及び３６の間を延びる。レッジ４０及びボス４２は、キャビティ３０、３２、３４、及び３６に対して構造体を提供し、キャビティ３０、３２、３４、及び３６の形状を画定する上での助けになる。レッジ及びボスは、内側プラットフォーム１６にも配置され得る。
キャビティ３０、３２、３４、及び３６は、エアフォイル１２、外側プラットフォーム１４、及び内側プラットフォーム１６を冷却するように、ベーン１０内に位置する。ベーン１０は極めて高い温度に曝されるが、この温度は、ベーン１０が製作される材料の溶融温度を超え得る。ベーン１０が高温から損傷されるのを防止するために、冷却空気流が、キャビティ３０、３２、３４、及び３６を通してベーン１０内部に導入される。冷却空気流は、ベーン１０の表面を通過することにより、ベーン１０を冷却する。キャビティ３０、３２、３４、及び３６を通過する冷却空気流の冷却効果を最大化するのが望ましい。このことは、図２に関して参照及び検討するように、複数のバッフル及びカバーをキャビティ３０、３２、３４、及び３６内に挿入することにより、達成され得る。
図２は、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を有するベーン１０の斜視図である。ベーン１０は、エアフォイル１２、外側プラットフォーム１４、内側プラットフォーム１６、キャビティ３２、レッジ４０、ボス４２、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を含む。外側プラットフォーム１４は、ガス流路面２０及び非ガス流路面２２を含む。内側プラットフォーム１６は、ガス流路面２４及び非ガス流路面２６を含む。
ベーン１０は、外側プラットフォーム１４と内側プラットフォーム１６との間に延びるエアフォイル１２を含む。外側プラットフォーム１４及び内側プラットフォーム１６は、他のプラットフォームに取り付けられて、それらの間にエアフォイル１２を支持する構造体を形成し得る。外側プラットフォーム１４は、ガス流路面２０及び非ガス流路面２２を有する。内側プラットフォーム１６は、ガス流路面２４及び非ガス流路面２６を有する。ガス流路面２０、ガス流路面２４、及びエアフォイル１２は、全て、ガスタービンエンジン内の流路内に位置する。非ガス流路面２２及び非ガス流路面２６は、流路の外部に延びる。
キャビティ３０、３２、３４、及び３６は、図１に見られるように、ベーン１０内に位置する。図２に見られるように、バッフル５０はキャビティ３０内に位置し、カバー５４はキャビティ３４内に位置し、カバー５６はキャビティ３６内に位置する。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６は、全て、インサートであり、これらは衝突冷却を容易にするようにベーン１０内に設置され得る。図示の実施形態では、キャビティ３２が開放のままであるが、代替的実施形態では、バッフルをキャビティ３２内に設置し得る。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６は、全て、フランジを有し、それらがレッジ４０及びボス４２上に載っている。レッジ４０は、外側プラットフォーム１４の外フレームを画定し、レッジ４０内側にはキャビティ３０、３２、３４、及び３６が位置する。ボス４２は、レッジ４０の内部のキャビティ３０、３２、３４、及び３６の間を延びる。レッジ４０及びボス４２は、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を支持し、それらをキャビティ３０、３４、及び３６内にそれぞれ保持する。
バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６は、図示の実施形態では、ニッケル合金で形成されるが、代替的実施形態では、高温に耐え得る任意の好適な材料を使用し得る。図示の実施形態では、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６は、全て、穴を有し、ベーン１０（エアフォイル１２、外側プラットフォーム１４、及び内側プラットフォーム１６を含む）の衝突冷却を容易にする。バッフル５０は、冷却空気流が、穴を通りエアフォイル１２の内部壁上に流れることを可能にする。カバー５４及びカバー５６は、冷却空気流が、穴を通り外側プラットフォーム１４の表面上に流れることを可能にする。カバーを、内側プラットフォーム１６内のキャビティ内に設置して、内側プラットフォーム１６の表面を冷却することもできる。穴は、バッフル５０の壁ならびにカバー５４及びカバー５６の基部に位置する。
バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６は、図示の実施形態では、全て、付加製造工程で構築される。図４に関して後述するように、付加製造工程は、１回に物体の一層を凝固してそれ自体上に構築することにより、部品を層で構築する。付加製造工程を用いてバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造することは、これらの部品を製造するために要する時間を短縮するので、好都合である。通常、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６は、完成に最長で２年かかり得る複雑なツーリング工程で製造される。このことは、部品が試験されるまたは市販される２年前には設計が完了される必要があるので、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の設計の柔軟性を制限する。このことは、キャビティ３０、３２、３４、及び３６の構造体が、ベーン１０の試験または販売の２年前には完了されて、バッフル５０がキャビティ３０内に嵌まり、カバー５４がキャビティ３４内に嵌まり、カバー５６がキャビティ３６内に嵌まることを確実なものにする必要があるため、ベーン１０の内部構造体の設計についても制限し得る。バッフル５０、カバー５４、カバー５６、及びベーン１０の内部の設計の制限は、ベーン１０の機能を制限し得る。
バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を付加製造工程で製造することは、これらの部品を生産するために要する時間を２年から数日に短縮する。このことは、異なる設計について試作品製作及び機能性の試験を迅速に実施することを可能にするので、バッフル５０、カバー５４、カバー５６、及びベーン１０の内部の設計の融通性を大幅に向上する。そのことは、また、ツーリング工程等の、通常の製造工程でこれらの部品を受領するのに通常要する準備時間を、大幅に短縮する。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の商業的実施形態をツーリング工程で製造する場合であっても、試験部品を付加製造工程で製造することは、それらの部品を製造するのに必要な工程を設定及び設計するための時間を加工製造業者に付与するため、好都合である。
付加製造工程を用いてバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造することは、予め選択された領域に局部的蓄積部を製造可能にすることにより、より効果的な冷却をも可能にし得る。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６をツーリング工程で製造するとき、それらは、シートメタルから製造される。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６に位置する穴は、通常、工程の終了近くにシートメタルに加工される。付加製造工程を用いてバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造するとき、部品は付加的に製造されているので、穴をバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６に形成し得る。このことにより、穴に隣接する領域に局部的蓄積部を有するバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の設計が可能になる。局部的蓄積部は、例えば、穴に隣接して穴を囲む領域内のバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の壁に、増大厚を含ませ得る。これらの穴に隣接して穴を囲む領域内での厚みの増大は、エアフォイル１２の衝突冷却をより精密に制御し得るため、好都合である。これらの穴も、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の壁及び基部内に、部品を付加的に製造した後、加工され得る。この場合、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の壁及び基部を、穴を加工する領域内で厚肉に製造し得る。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６をツーリング工程で製造するとき、穴に隣接して穴を囲む領域内での厚さの増大は、部品が平坦なシートメタルから製造されるので、たとえ全く可能であっても、複雑な工程を要する。
さらに、付加製造工程を用いてバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造するとき、局部的な突出部及びディボットを、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の設計に組み込み得る。局部的な突出部及びディボットは、冷却空気流をバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を横切って通過するように方向づけることにより、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の冷却効果を増大させ得る。付加製造工程を用いてバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造することは、局部的な突出部及びディボットをバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６内に加工する必要がもはやないため、局部的な突出部及びディボットの設計に際してより大きい設計融通性を可能にする。
付加製造工程を用いてバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造することの別の利点は、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６用の金型を製造するために同一の工程を使用し得ることである。金型は、通常、平坦なシートメタルの片から本体を切り離した後に、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の本体を形作るためのツーリング工程中に、使用される。加えて、金型は、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６に、スタンドオフ及びディボット等の、詳細な特徴を与えるために使用され得る。付加製造工程を用いてツーリング工程中に使用するための金型を作成することは、ユーザがバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を製造するために使用し得る金型を迅速に製造することを可能にするので、好都合である。このことは、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の機能性について試作品製作及び試験をするのに必要な時間を著しく短縮でき、バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の設計に際してより大きな融通性を可能にする。さらに、付加製造工程を用いて金型を製造することは、金型それら自体の設計に際してより大きな融通性を可能にするので、好都合である。バッフル５０、カバー５４、及びカバー５６を付加製造工程で製造する場合であっても、金型成形工程で部品に変更を加えて、異なる設計について試験をし得る。付加製造工程を用いて金型を製造することは、試験手順中にバッフル５０、カバー５４、及びカバー５６の設計を調節するのに要する時間を大幅に短縮する。
図３は、図２の線３−３に沿って取ったベーン１０の側断面図である。ベーン１０は、エアフォイル１２、外側プラットフォーム１４、内側プラットフォーム１６、キャビティ３０、キャビティ３４、キャビティ３８、バッフル５０Ａ及び５０Ｂ、カバー５４、カバー５８、レッジ４０、ならびにボス４２を含む。バッフル５０Ａは、基部６０Ａ、壁６２Ａ、及びフランジ６４Ａを含む。バッフル５０Ｂは、基部６０Ｂ、壁６２Ｂ、及びフランジ６４Ｂを含む。カバー５４は、基部７０、壁７２、及びフランジ７４を含む。カバー５８は、基部８０、壁８２、及びフランジ８４を含む。図３中には、隙間６６Ａ、６６Ｂ、７６、及び８６も示されている。
ベーン１０は、外側プラットフォーム１４と内側プラットフォーム１６との間に延びるエアフォイル１２を含む。外側プラットフォーム１４及び内側プラットフォーム１６は、他のプラットフォームに取り付けられて、それらの間にエアフォイル１２を支持する構造体を形成し得る。レッジ４０は、外側プラットフォーム１４及び内側プラットフォーム１６の周辺部の周りに延在する。ボス４２は、外側プラットフォーム１４及び内側プラットフォーム１６の内側部分に位置する。ボス４２は、外側プラットフォーム１４のキャビティ３０とキャビティ３４との間、及び内側プラットフォーム１６のキャビティ３０とキャビティ３８との間に延びる。キャビティ３０は、外側プラットフォーム１４上に第１の開口部及び内側プラットフォーム１６上に第２の開口部を有するエアフォイル１２を貫通する。キャビティ３４は、外側プラットフォーム１４内に定義された距離延在し、外側プラットフォーム１４上に開口部を有する。キャビティ３８は、内側プラットフォーム１６内に定義された距離延在し、内側プラットフォーム１６上に開口部を有する。
バッフル５０Ａ及び５０Ｂは、キャビティ３０内に位置する。図示の実施形態では、バッフル５０Ａ及び５０Ｂは、２つの別個のピースである。代替的実施形態では、バッフル５０Ａ及び５０Ｂは、キャビティ３０を最後まで貫通するワンピースであり得る。カバー５４はキャビティ３４内に位置し、カバー５８はキャビティ３８内に位置する。バッフル５０Ａ及び５０Ｂはキャビティ３０内に設置されて、エアフォイル１２を通る衝突冷却を容易にし、カバー５４はキャビティ３４内に設置されて、外側プラットフォーム１４の衝突冷却を容易にし、カバー５８はキャビティ３８内に設置されて、内側プラットフォーム１６の衝突冷却を容易にする。
バッフル５０Ａは、基部６０Ａ、壁６２Ａ、及びフランジ６４Ａを含む。基部６０Ａは、図示の実施形態では、実質的に平坦な部分であり、バッフル５０Ａが延在し得る基部を提供する。壁６２Ａは、基部６０Ａから上方に延在し、キャビティ３０の形状にならうように形作られる。壁６２Ａは、基部６０Ａを囲み、連続構造体を形成する。フランジ６４Ａは、バッフル５０Ａの上端部で、壁６２Ａから外方に延在する。バッフル５０Ａは、フランジ６４Ａがレッジ４０及びボス４２上に載るまで、キャビティ３０内に挿入され得る。穴は、バッフル５０Ａの壁６２Ａに位置する（図２を参照）。隙間６６Ａが、壁６２Ａとキャビティ３０との間に存在する。隙間６６Ａは、冷却空気が、壁６２の穴を通って流れてキャビティ３０及びエアフォイル１２の内部壁を冷却することを可能にする。
バッフル５０Ｂは、基部６０Ｂ、壁６２Ｂ、及びフランジ６４Ｂを含む。基部６０Ｂは、図示の実施形態では、実質的に平坦な部分であり、バッフル５０Ｂが延在し得る基部を提供する。壁６２Ｂは、基部６０Ｂから上方に延在し、キャビティ３０の形状をならうように形作られる。壁６２Ｂは、基部６０Ｂを囲み、連続構造体を形成する。フランジ６４Ｂは、バッフル５０Ｂの上端部で、壁６２Ｂから外方に延在する。バッフル５０Ｂは、フランジ６４Ｂがレッジ４０及びボス４２の上に載るまで、キャビティ３０内に挿入され得る。穴は、バッフル５０Ｂの壁６２Ｂに位置する（図２を参照）。隙間６６Ｂが、壁６２Ｂとキャビティ３０との間に存在する。隙間６６Ｂは、冷却空気が、壁６２Ｂの穴を通って流れて、キャビティ３０及びエアフォイル１２の内部壁を冷却することを可能にする。
カバー５４は、基部７０、壁７２、及びフランジ７４を含む。基部７０は、図示の実施形態では、実質的に平坦な部分であり、カバー５４が延在し得る基部を提供する。壁７２は、基部７０から上方に延在し、キャビティ３４の形状にならうように形作られる。壁７２は、基部７０を囲み、連続構造体を形成する。フランジ７４は、カバー５４の上端部で、壁７２から外方に延在する。カバー５４は、フランジ７４がレッジ４０及びボス４２の上に載るまで、キャビティ３４内に挿入され得る。穴は、カバー５４の基部７０に位置する（図２を参照）。隙間７６が、基部７０とキャビティ３４との間及び壁７２とキャビティ３４との間に存在する。隙間７６は、冷却空気が、基部７０の穴を通って流れて、外側プラットフォーム１４を冷却することを可能にする。
カバー５８は、基部８０、壁８２、及びフランジ８４を含む。基部８０は、図示の実施形態では、実質的に平坦な部分であり、カバー５８が延在し得る基部を提供する。壁８２は、基部８０から上方に延在し、キャビティ３８の形状にならうように形作られる。壁８２は、基部８０を囲み、連続構造体を形成する。フランジ８４は、カバー５８の上端部で、壁８２から外方に延在する。カバー５８は、フランジ８４がレッジ４０及びボス４２の上に載るまで、キャビティ３８内に挿入され得る。穴は、カバー５８の基部８０に位置する（図示せず）。隙間８６が、基部８０とキャビティ３８との間及び壁８２とキャビティ３８との間に存在する。隙間８６は、冷却空気が、基部８０の穴を通って流れて、内側プラットフォーム１６を冷却することを可能にする。
バッフル５０Ａ及び５０Ｂ、カバー５４、及びカバー５８は、図示の実施形態では付加的に製造されている。バッフル５０Ａ及び５０Ｂ、カバー５４、ならびにカバー５８を付加製造工程で製造することは、部品を製造するために要する時間を通常の２年から数日に短縮するので、好都合である。この部品を製造するのに要する時間の短縮は、ベーン及びガスタービンエンジンシステムの試作品の製作に使用され得る試験部品の迅速な生産を可能にする。このことは、バッフル５０Ａ及び５０Ｂ、カバー５４、ならびにカバー５８の設計に際してより大きな融通性を可能にし、究極的にはこれらの部品の有効性を増大し、ベーン１０の冷却を増大する。
図４は、付加製造システム２００の断面斜視図である。具体的には、図４は、直接金属レーザ焼結装置を示す。付加製造システム２００は、バッフル５０Ａ及び５０Ｂ、カバー５４、カバー５６、ならびにカバー５８を構築し得る種々の付加製造デバイスのうちの１つである。付加製造システム２００は、付加製造システム２００により作成される完成部品が一体構造となるように、一層一層部品を構築する。付加製造システム２００は、種々の部品を単一の固体ピースとして構築するように使用され得るが、そのことは、従来の製造工程では複数部品の構築を要するであろう、またはそのことは、接合部の溶接または他の従来の製造工程による、不連続部または鋭角を有し得る。
付加製造システム２００は、光学系２０２を含む。光学系２０２は、放射線ビーム２０４、放射線源２０６、ミラー２０８、及び可動光ヘッド２１０を含み得る。放射線ビーム２０４は、レーザビームである。放射線ビーム２０４は、放射線源２０６から発せられ、ミラー２０８に向かって進む。ミラー２０８は、放射線ビーム２０４を光ヘッド２１０の方向に反射する。光ヘッド２１０は、放射線ビーム２０４を、所望の標的の方向に反射する。
付加製造システム２００は、フレーム２１２も含む。フレーム２１２は、付加製造システム２００を構成する他の部品のための物理的支持を提供する。フレーム２１２は、例えば、付加製造システム２００の他の部品を収納するように内部空隙を画定する固体金属構造物であり得る。
付加製造システム２００は、材料供給システム２１４をさらに含む。材料供給システム２１４は、付加製造で使用される材料を送達するためのシステムである。図４に示すように、材料供給システム２１４は、焼結性材料２１６及び供給プラットフォーム２１８を含む。焼結性材料２１６は、例えば、固体部品を形成するために少なくとも部分的に焼結性の粉末金属であればよい。供給プラットフォーム２１８は、焼結性材料２１６の供給を容易にするために、フレーム２１２に対して昇降され得るプラットフォームである。
付加製造システム２００は、スプレッダ２２０も含み得る。スプレッダ２２０は、供給システム２１４から付加製造のための所望の場所に焼結性材料２１６を運ぶように使用される。スプレッダ２２０は、焼結性材料２１６を、所望の場所にわたって圧延することにより、焼結性材料２１６を所望の場所に運び得る。
付加製造システム２００は、構築ステーション２２２も含む。構築ステーション２２２は、作業層２２４及び構築プラットフォーム２２６を含む。作業層２２４は、放射線ビーム２０４により焼結されるように位置付けられた焼結性材料の表面層からなる。構築プラットフォーム２２６は、付加製造システム２００による部品の層毎の構築を容易にするために、フレーム２１２に対して移動可能なプラットフォームである。
物体２２８は、図４では付加製造システム２００により作製中の部分的に構築されたバッフルである。物体２２８は、付加製造システム２００により単一部品として構築される。代替的実施形態では、物体２２８は、任意のエアフォイルインサートであり得、カバーまたはエアフォイルインサート形成用金型が含まれる。
放射線ビーム２０４は、光学系２０２により作業層２２４に方向づけられる。放射線源２０６は、放射線ビームを生成し、これがミラー２０８及び可動光ヘッド２１０により偏向されて、作業層２２４の部分を選択的に加熱する。ミラー２０８及び可動光ヘッド２１０を動かすことにより、所望のパターンの焼結材料が、作業層２２４内に生成され得る。通常、３次元部品のスライスまたは層が作業層２２４内に作製される。
層が完成すると、材料供給システム２１４は、追加の焼結性材料２１６を構築ステーション２２２に提供する。具体的には、焼結性材料２１６は、供給プラットフォーム２１８が上昇されたとき、フレーム２１２の表面より上方に位置付けられる。スプレッダ２２０は、焼結性材料２１６を、フレーム２１２を横切って構築ステーション２２２に向かって運ぶ。一方、構築ステーション２２２は、供給プラットフォーム２１８が上昇された量に比例する距離だけ構築プラットフォーム２２６を降下させることにより、焼結性材料２１６を受容する準備をする。焼結性材料２１６は、構築プラットフォーム２２６が降下されたときに残された隙間に移り、その結果、未焼結の焼結性材料２１６の新たな作業層２２４となる。
この工程を複数回繰り返すことにより、一体構造の物体２２８が一層一層形成され得る。この工程は、バッフル５０Ａ及び５０Ｂ、カバー５４、カバー５６、ならびにカバー５８を製造するための、一つの可能性のある付加製造方法に過ぎない。他の実施形態では、粉末または液体の焼結性材料２１６が存在し得る。付加製造装置２００は、当該技術分野で既知の付加製造の他の形態の中でもとりわけ、ステレオリソグラフィ、電子ビーム溶融、またはレーザ粉末堆積を採用し得る。
以下は、本発明の可能な実施形態の非排他的な説明である。
方法は、（ａ）厚さを有する粉末材料の層を、作業台上に堆積させることと、（ｂ）層の一部分を、ガスタービンエンジン部品内のキャビティ内に嵌まるように形作られた本体を有するインサートを定義するデータに基づいて、凝固することと、（ｃ）作業台を、厚さだけ降下させることと、を含む。その後、ステップ（ａ）〜（ｃ）は、インサートが完成するまで繰り返され得る。その後、インサートは、作業台から取り外され得る。
前節の方法は、さらに、かつ／またはあるいは、以下の特徴、構成、及び／または追加の部品のうちのいずれか１つ以上を任意に含み得る。
粉末材料の層の部分を凝固する間に、穴がインサートの本体内に作成され得る。
厚肉壁部がインサートの本体内の穴を囲み得る。
インサートが作業台から取り外された後に、穴がインサートの本体に加工され得る。
厚肉壁部がインサートの本体内の穴を囲み得る。
粉末材料の層の部分を凝固する間に、局部的突出部がインサートの本体内に作成され得る。
粉末材料の層の部分を凝固する間に、局部的ディボットがインサートの本体内に作成され得る。
粉末材料は、レーザを用いて凝固され得る。
粉末材料は、ニッケル合金であり得る。
粉末材料は、作業台上に圧延することにより、作業台上に堆積され得る。
方法は、（ａ）厚さを有する粉末材料の層を、作業台上に堆積させることと、（ｂ）層の一部分を、ツーリング工程中に使用され得る金型を定義するデータに基づいて、凝固することと、（ｃ）作業台を、厚さだけ降下させることと、を含む。その後、ステップ（ａ）〜（ｃ）は、金型が完成するまで繰り返され得る。その後、金型は、作業台から取り外され得る。
前節の方法は、さらに、かつ／またはあるいは、以下の特徴、構成、及び／または追加の部品のうちのいずれか１つ以上を任意に含み得る。
金型は、ガスタービンエンジン部品内のキャビティ内に嵌まるように形作られたインサートを製造するために使用され得る。
粉末材料は、レーザを用いて凝固され得る。
粉末材料は、ニッケル合金であり得る。
粉末材料は、作業台上に圧延することにより、作業台上に堆積され得る。
インサートは、付加製造工程により形成され、かつガスタービンエンジン部品内のキャビティ内に嵌まるように形作られた本体と、インサートの本体に設けられた穴と、部品の冷却を促進するように穴に隣接して設けられた局部的蓄積部と、を含む。本体は、実質的に平坦な基部と、基部から上方に延在する壁と、ガスタービンエンジン部品への取付けのためのフランジであって、壁から外方に延在する、フランジと、を含む。
前節のインサートは、さらに、かつ／またはあるいは、以下の特徴、構成、及び／または追加の部品のうちのいずれか１つ以上を任意に含み得る。
インサートは、バッフルであり得る。
インサートは、壁内に複数の穴を含み得る。
複数の穴を囲む厚肉壁部を含み得る。
インサートは、カバーであり得る。
インサートは、基部に複数の穴を含み得る。
インサートは、複数の穴を囲む厚肉壁部を含み得る。
インサートは、インサートの本体に局部的突出部を含み得る。
インサートは、インサートの本体に局部的ディボットを含み得る。
インサートを有するガスタービンエンジン部品は、外側プラットフォームと内側プラットフォームとの間に延びるエアフォイルを有する本体と、外側プラットフォームまたは内側プラットフォームのうちの少なくとも一方上に開口部を有するキャビティと、付加製造工程により形成されたインサートであって、キャビティ内に設置され、部品の冷却を促進ために予め選択された領域に局部的蓄積部を備えるインサートと、を含む。
前節の部品は、さらに、かつ／またはあるいは、以下の特徴、構成、及び／または追加の部品のうちのいずれか１つ以上を任意に含み得る。
キャビティは、エアフォイルを貫通し得、インサートは、キャビティ内に設置されるバッフルであり得る。
キャビティは、外側プラットフォームまたは内側プラットフォームのうちの少なくとも一方内に定義された距離延在し得、インサートは、キャビティ内に設置されるカバーであり得る。
好ましい実施形態を参照して本発明を説明したが、当業者であれば、本発明の趣旨及び適用範囲から逸脱することなく、形態及び詳細に変更を加えることができることを認識する。

Claims (14)

  1. （ａ）厚さを有する粉末材料の層を、作業台上に堆積させることと、
    （ｂ）前記層の一部分を、ツーリング工程中に使用され得る金型を定義するデータに基づいて、凝固することと、
    （ｃ）前記作業台を、前記厚さだけ降下させることと、
    （ｄ）ステップ（ａ）〜（ｃ）を、前記金型が完成するまで繰り返すことと、
    （ｇ）前記金型を、前記作業台から取り外すことと、
    を含む、方法。
  2. 前記金型は、ガスタービンエンジン構成要素内のキャビティ内に嵌まるように形作られたインサートを製造するように形作られていることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  3. 前記金型は、前記インサートに突出部を形成するように形作られていることを特徴とする請求項２に記載の方法。
  4. 前記金型は、前記インサートにディボットを形成するように形作られていることを特徴とする請求項３に記載の方法。
  5. 前記インサートは、
    ガスタービンエンジン構成要素内のキャビティ内に嵌まるように形作られた本体であって、
    実質的に平坦な基部と、
    前記基部から上方に延在する壁と、
    前記ガスタービンエンジン構成要素への取付けのためのフランジであって、前記壁から外方に延在する、フランジと、
    を備える、本体と、
    前記インサートの前記本体に設けられた穴と、を有することを特徴とする請求項２に記載の方法。
  6. 前記インサートの前記本体は、局部的突出部をさらに備えることを特徴とする請求項５に記載の方法。
  7. 前記インサートの前記本体は、局部的ディボットをさらに備えることを特徴とする請求項５に記載の方法。
  8. 前記インサートは、バッフルであることを特徴とする請求項５に記載の方法。
  9. 前記壁は、複数の穴を有することを特徴とする請求項８に記載の方法。
  10. 前記インサートは、カバーであることを特徴とする請求項５に記載の方法。
  11. 前記基部は、複数の穴を有することを特徴とする請求項１０に記載の方法。
  12. 前記粉末材料は、レーザを用いて凝固されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  13. 前記粉末材料は、ニッケル合金であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  14. 前記粉末材料は、前記作業台上に圧延することにより、作業台上に堆積することを特徴とする請求項１に記載の方法。
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