JP2003129862A - Turbine blade production method - Google Patents
Turbine blade production methodInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン、蒸
気タービン、水力機械等の原動機に適用するタービン翼
の製造方法に係り、特に、鋳型等の型枠を用いなくとも
容易に製造できるタービン翼の製造方法に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine blade manufacturing method applied to a prime mover such as a gas turbine, a steam turbine, a hydraulic machine, etc., and particularly to a turbine blade which can be easily manufactured without using a mold such as a mold. Manufacturing method.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンや蒸気タービン等の原動機
に適用されるタービン静翼やタービン動翼等は、ひとこ
ろの９００℃から１１００℃を経て１３００℃の高温作
動流体に直接晒されているため、高温耐食性、耐酸化性
に優れた超合金材が使用されている。2. Description of the Related Art Turbine stationary blades, turbine moving blades, and the like applied to prime movers such as gas turbines and steam turbines are directly exposed to a high temperature working fluid of 1300 ° C. after 900 ° C. to 1100 ° C. Superalloy materials with excellent high temperature corrosion resistance and oxidation resistance are used.
【０００３】しかし、最近の原動機では、プラント熱効
率のより一層の向上を図るため、作動流体の温度を１３
００℃以上にする計画が進められており、実機実用運転
が一歩一歩近付きつつある。この場合、作動流体の温度
が１３００℃も含めて超えると、タービン翼に適用する
超合金材では、もはや強度を維持することができなくな
っている。このため、タービン翼は、その翼内部を中空
にし、中空内に、例えば空気や蒸気等の流路を形成す
る、いわゆる冷却翼が実現している。However, in recent prime movers, the temperature of the working fluid is set to 13 in order to further improve the thermal efficiency of the plant.
Plans to raise the temperature above 00 ° C are underway, and practical operation is approaching step by step. In this case, when the temperature of the working fluid exceeds 1300 ° C., the strength of the superalloy material applied to the turbine blade can no longer be maintained. Therefore, the turbine blade is realized as a so-called cooling blade in which the inside of the blade is hollow and a flow path of air, steam or the like is formed in the hollow.
【０００４】ところで、タービン翼は、翼形や翼内部の
流路を形成するコア（中子）を製作する場合、出来上り
寸法精度の優れている精密鋳造方法が用いられている。By the way, in the case of a turbine blade, when a core (core) that forms an airfoil or a flow path inside the blade is manufactured, a precision casting method having excellent finished dimensional accuracy is used.
【０００５】この精密鋳造方法には、よく知られている
ように、ロストワックス法、セラミックモールド法、プ
ラスタモールド法があり、翼形やコアを製造するにあた
り、いずれかの方法が適宜、選択して使用されている。As is well known, this precision casting method includes a lost wax method, a ceramic molding method, and a plaster molding method, and any one of them can be appropriately selected when manufacturing an airfoil or a core. Is being used.
【０００６】ロストワックス法は、大別すると、ソリッ
ドモールド法とセラミックシェルモールド法との二つに
分けることができる。The lost wax method can be roughly classified into a solid molding method and a ceramic shell molding method.
【０００７】ソリッドモールド法は、図６に示すよう
に、最初に、鋳造しようとするタービン翼とほぼ相似
で、製造過程中の使用材料の熱膨張量、収縮量を加味し
た寸法のロウ模型２５をロウまたは相当材で作り（工程
１、ＳＴ１）、その材料を用いて模型２６を組み立て
（工程２、ＳＴ２）、組み立てた模型２６の表面を微粒
子の耐火物と結合剤とを混合するスラリーで覆い（工程
３、ＳＴ３）、スラリー２７が乾かないうちに、粗い耐
火物の粒振り掛け２８を行う（工程４、ＳＴ４）。As shown in FIG. 6, the solid mold method is first similar to the turbine blade to be cast, and has a size of the wax model 25 having a thermal expansion amount and a contraction amount of the material used during the manufacturing process. Is made of wax or an equivalent material (step 1, ST1), the model 26 is assembled using the material (step 2, ST2), and the surface of the assembled model 26 is mixed with a fine particle refractory and a binder. Coarse (step 3, ST3) and before the slurry 27 is dried, coarse refractory grain sprinkling 28 is performed (step 4, ST4).
【０００８】粗い耐火物の粒振り掛け２８の乾燥後、鋳
枠に収め、粘結剤とともに混合し練った耐火物粒をその
周りに充填してバックアップ補強し（工程５、ＳＴ
５）、乾燥させる。After the coarse refractory grain sprinkling 28 has been dried, the refractory grains kneaded and kneaded in a flask and mixed with a binder are filled around the refractory grains for backup reinforcement (step 5, ST.
5), dry.
【０００９】最後に、加熱してロウ模型２５を溶融流出
（脱ロウ）２９させ（工程６、ＳＴ６）、鋳型を作る。
鋳型内に残っている少量のロウは、高温で加熱燃焼させ
る。Finally, the wax model 25 is heated and melted out (dewaxed) 29 (step 6, ST6) to form a mold.
A small amount of wax remaining in the mold is heated and burned at a high temperature.
【００１０】このようにして鋳型の内部を空洞にする
と、鋳型は高温状態に維持させ、溶湯を鋳込み３０（工
程７、ＳＴ７）、タービン翼を製造する工程になってい
る。When the inside of the mold is hollowed in this way, the mold is maintained at a high temperature, the molten metal is cast 30 (step 7, ST7), and the turbine blade is manufactured.
【００１１】一方、セラミックシェルモールド法は、図
７に示すように、工程１（ＳＴ１）から工程５（ＳＴ
５）までを図６に示したソリッドモールド法と同じ工程
を経た後、ロウ模型２５への耐火物の被覆を数回繰り返
して行い、厚みを予め定められた厚みにして乾燥させ、
さらに加熱してロウ模型２５を溶融流出（脱ロウ）２９
させ（工程６、ＳＴ６）、鋳型を作る。On the other hand, in the ceramic shell molding method, as shown in FIG. 7, step 1 (ST1) to step 5 (ST
After the steps up to 5) through the same steps as the solid molding method shown in FIG. 6, coating of the refractory material on the wax model 25 is repeated several times, and the thickness is set to a predetermined thickness and dried.
The wax model 25 is further heated to melt and flow out (dewaxing) 29.
(Step 6, ST6) to make a mold.
【００１２】そして、ソリッドモールド法と同様に、鋳
型は加熱され、溶湯を鋳込み３０（工程７、ＳＴ７）、
タービン翼を製造する。Then, as in the solid molding method, the mold is heated and the molten metal is cast 30 (step 7, ST7),
Manufactures turbine blades.
【００１３】なお、このような精密鋳造法は、その詳細
技術が日本鋳物協会精密鋳造部会編集精密鋳造法（昭和
４８年１２月日刊工業新聞社発行）に公表されている。The detailed technique of such a precision casting method is disclosed in the precision casting method edited by the Japan Foundry Association Precision Casting Division (published by Nikkan Kogyo Shimbun in December, 1973).
【００１４】[0014]
【発明が解決しようとする課題】従来、精密鋳造法によ
るタービン翼の製造方法では、解決すべき問題点が幾つ
か含まれていた。Conventionally, the method of manufacturing a turbine blade by the precision casting method includes some problems to be solved.
【００１５】タービン翼を製造するにあたり、精密鋳造
法では、出来上り寸法の優れた製品になっているもの
の、完成に至るまで多くの工程を経ており、高い品質管
理を必要とし、作業員にとって多くの労力を要してい
た。In the manufacture of turbine blades, the precision casting method produces a product with excellent finished dimensions, but many steps are required to complete the product, and high quality control is required, so many workers are required. It took effort.
【００１６】また、精密鋳造法は、精度の高い金型、高
品質の鋳型材、高価な超合金材を使用する関係上、鋳物
ｋｇあたりのコストが著しく高いものになっていた。Further, the precision casting method has a remarkably high cost per kg of casting due to the use of a highly accurate mold, a high quality mold material and an expensive superalloy material.
【００１７】また、精密鋳造法は、金型や砂型等の鋳型
を用いるため、鋳型の設計、製作に長時間を要し、設計
変更による製品改良や新製品化に著しく多くの時間を費
やし、さらにタイムリーな設計へのフィードバックがで
きず、製品コストが増加する等の問題点が含まれてい
た。Further, since the precision casting method uses molds such as molds and sand molds, it takes a long time to design and manufacture the molds, and a remarkably large amount of time is spent on product improvement and new commercialization due to design changes. In addition, there was a problem in that it was not possible to provide feedback to the design in a timely manner, resulting in an increase in product cost.
【００１８】このように、従来の精密鋳造法によるター
ビン翼の製造方法では、出来上り寸法の優れた製品であ
っても、作業時間的に、コスト的に改良すべき点が含ま
れており、簡便にして短時間でタービン翼の製造が可能
な製造技術の開発が求められていた。つまり、金型等の
鋳型設計や金型等の製造工程を省略しても、直接、ター
ビン翼を製造できる技術開発が求められていた。As described above, in the conventional turbine blade manufacturing method by the precision casting method, even a product having excellent finished dimensions includes points to be improved in terms of working time and cost. Therefore, it has been required to develop a manufacturing technology capable of manufacturing turbine blades in a short time. In other words, there has been a demand for technological development that enables direct manufacturing of turbine blades even if mold design of molds and manufacturing processes for molds are omitted.
【００１９】本発明は、このような要望に対処してなさ
れたもので、鋳造に基づく金型レス化を図り、製品の設
計変更にタイムリーに対応でき、製品開発期間の短縮、
製造時間の短縮と相俟って製品コストの低減化を図り、
出来上り寸法の優れたタービン翼の製造方法を提供する
ことを目的とする。The present invention has been made in response to such a demand, and it is possible to eliminate a mold based on casting, to respond to a design change of a product in a timely manner, and to shorten a product development period.
Along with shortening the manufacturing time, we aim to reduce the product cost,
It is an object of the present invention to provide a method for manufacturing a turbine blade having excellent finished dimensions.
【００２０】[0020]
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン翼
の製造方法は、請求項１に記載したように、タービン翼
の製造に際し、翼の３次元形状・寸法データに基づいて
金属粉末を積層させながらその粉末をレーザで溶融させ
て造型する方法である。According to the method of manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 1, when manufacturing a turbine blade, metal powder is laminated on the basis of three-dimensional shape and size data of the blade. In this method, the powder is melted with a laser while molding.
【００２１】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項２に記載したように、翼の積層造型に用いる
金属粉末は、球状中実粉あるいは球状中空粉のうち、い
ずれか一方あるいはその複合を用いる方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 2, the metal powder used for the layered molding of the blade is one of spherical solid powder and spherical hollow powder, or It is a method using the composite.
【００２２】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項３に記載したように、翼の積層造型に用いる
金属粉末は、その周りに樹脂および低融点材料のうち、
いずれか一方をコーティングする方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 3, the metal powder used for the layered molding of the blade is surrounded by a resin and a low melting point material.
It is a method of coating either one.
【００２３】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項４に記載したように、翼の積層造型に用いる
金属粉末の球状中実粉あるいは球状中空粉あるいはその
複合粉を直接レーザで溶融させて造型する方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 4, the spherical solid powder or the spherical hollow powder of the metal powder or the composite powder thereof used for the laminated molding of the blade is directly laser-processed. It is a method of melting and molding.
【００２４】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項５に記載したように、翼の積層造型に用いる
金属粉末の周りにコーティングする樹脂および低融点材
料のうち、いずれか一方は、レーザで溶融させて造型す
る方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 5, either one of the resin and the low melting point material coated around the metal powder used for the layered molding of the blade is used. This is a method of melting and molding with a laser.
【００２５】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項６に記載したように、翼の積層造型に用いる
レーザは、ＣＯ２レーザ、ＹＡＧレーザ、エキシマレー
ザ、Ｈｅ−Ｃｄレーザ、半導体励起固体レーザのうち、
少なくとも１種以上を用いている方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 6, the laser used for the laminated molding of the blade is a CO 2 laser, a YAG laser, an excimer laser, a He-Cd laser, a semiconductor. Of pumped solid state laser
This is a method using at least one kind.
【００２６】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項７に記載したように、タービン翼の製造に際
し、翼の３次元形状・寸法データに基づいて金属粉末を
積層させながらその粉末をレーザで溶融させて造型する
一方、造型時レーザ照射の雰囲気をＡｒ，Ｈ２，Ｈｅ，
Ｎ２のガスおよび大気中のいずれか１種または複数種を
組み合わせる雰囲気の中で造型する方法である。Further, according to the method of manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 7, when manufacturing the turbine blade, the metal powder is laminated while laminating the metal powder based on the three-dimensional shape and size data of the blade. Is melted with a laser for molding, while the atmosphere of laser irradiation during molding is changed to Ar, H 2 , He,
It is a method of molding in an atmosphere in which any one or more of N 2 gas and the atmosphere is combined.
【００２７】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項８に記載したように、翼の積層造型に用いる
金属粉末は、Ｎｉ基超合金、Ｃｏ基超合金、ステンレス
合金、ＣｕおよびＣｕ合金、ＡｌおよびＡｌ合金、Ｔｉ
およびＴｉ合金、ＷおよびＷ合金、セラミックスのう
ち、１種または複数種を組み合わせる方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 8, the metal powder used for the layered molding of the blade is a Ni-base superalloy, a Co-base superalloy, a stainless alloy, Cu and Cu alloy, Al and Al alloy, Ti
And Ti alloys, W and W alloys, and ceramics, which are a method of combining one or more kinds.
【００２８】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項９に記載したように、タービン翼の製造に際
し、翼の３次元形状・寸法データに基づいて金属粉末を
積層させながらその粉末をレーザで溶融させて造型する
一方、金属粉末の積層造型後の成形物を炉の内部で焼結
処理、溶浸処理を行う方法である。Further, in the turbine blade manufacturing method according to the present invention, as described in claim 9, when manufacturing the turbine blade, the metal powder is laminated while laminating the metal powder based on the three-dimensional shape and size data of the blade. Is a method of melting and molding with a laser and performing a sintering treatment and an infiltration treatment on the molded product after the lamination molding of the metal powder inside the furnace.
【００２９】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項１０に記載したように、炉の内部で行う成形
物の焼結処理、溶浸処理は、同時に行う方法である。Further, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, as described in claim 10, the sintering treatment and the infiltration treatment of the molded product performed inside the furnace are performed simultaneously.
【００３０】また、本発明に係るタービン翼の製造方法
は、請求項１１に記載したように、大気から真空までの
圧力調整ができるようにするとともに、不活性ガス、反
応ガスが供給できるようにする方法である。Further, according to the turbine blade manufacturing method of the present invention, as described in claim 11, the pressure from the atmosphere to the vacuum can be adjusted, and the inert gas and the reaction gas can be supplied. Is the way to do it.
【００３１】[0031]
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るタービン翼の
製造方法の実施形態を図面および図面に付した符号を引
用して説明する。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Embodiments of a method for manufacturing a turbine blade according to the present invention will be described below with reference to the drawings and the reference numerals attached to the drawings.
【００３２】図１は、本発明に係るタービン翼の製造方
法において、製品としてのタービンノズルやタービン動
翼の３次元形状・寸法データに基づいて、金属粉末を積
層しながらレーザで溶融させ、タービン翼を造型（形
成）する実施形態を示す模式図である。FIG. 1 shows a turbine blade manufacturing method according to the present invention, in which a metal powder is laminated and melted by a laser while being laminated on the basis of three-dimensional shape and size data of a turbine nozzle or a turbine rotor blade as a product. It is a schematic diagram which shows embodiment which models (forms) a wing.
【００３３】本実施形態に係るタービン翼の製造方法に
用いるツールには、３次元ＣＡＤデータに基づいて指令
を出すコンピュータ制御部１と、指令に基づいて作動す
るワーク部２とが用いられる。As the tool used in the method for manufacturing a turbine blade according to this embodiment, a computer control unit 1 which issues a command based on three-dimensional CAD data and a work unit 2 which operates based on the command are used.
【００３４】ワーク部２は、ＣＯ２レーザ３ａ、ＹＡＧ
レーザ３ｂ、エキシマレーザ３ｃ、Ｈｅ−Ｃｄレーザ３
ｄ、半導体励起固体レーザ３ｅのうちいずれかを選択
し、選択した、例えばＹＡＧレーザ光３ｂからのレーザ
光線５をガルバノメータミラー４に絞り込んで、細糸化
されパウダーヘッド６の表面に塗布する成形材料１８と
しての金属粉末（成形粉末）７に照射し、タービン動
翼、タービンノズル等のタービン翼２０等の成形物１９
を造型（形成）するようになっている。The work unit 2 is a CO 2 laser 3a, YAG.
Laser 3b, excimer laser 3c, He-Cd laser 3
d, a molding material for selecting one of the semiconductor-excited solid-state lasers 3e and narrowing the selected laser beam 5 from the YAG laser beam 3b to the galvanometer mirror 4 to form a fine thread and applying it to the surface of the powder head 6. A metal powder (molding powder) 7 as 18 is irradiated to form a molded product such as a turbine blade 20 such as a turbine rotor blade or a turbine nozzle 19
It is designed to mold (form).
【００３５】このとき、成形材料１８を供給する供給用
のローラ８は、逐次成形するピッチ高さ毎に左右にある
時間を以って移動し、成形材料１８を供給している。At this time, the supply roller 8 for supplying the molding material 18 moves for a certain time to the left and right for each pitch height for successive molding, and supplies the molding material 18.
【００３６】また、成形粉末７を積層するステージ９
は、エレベータ１０の昇降力により、成形するピッチ高
さ、あるいは成形材料１８を供給する高さ毎に上下に移
動し、造型されるタービン翼２０をバートビルドチャン
バー１１に収容させている。Further, a stage 9 for laminating the molding powder 7
Moves up and down at every pitch height to be molded or at a height at which the molding material 18 is supplied by the lifting force of the elevator 10, and the turbine blade 20 to be molded is accommodated in the Bert build chamber 11.
【００３７】レーザを用いて成形材料１８を積層造型す
るタービン翼２０の製造工程は、図２に示すように、３
次元ＣＡＤデータに基づいて造型するグリーンパーツ
（金属粉末積層造型部）１２（ステップ１）、グリーン
パーツの取出し（ブレーク）１３（ステップ２）、焼
結、溶浸処理前のタブセット１４（ステップ３）、グリ
ーンパーツ１２の炉中での焼結、溶浸処理１５（ステッ
プ４）、製品取出し・仕上げ１６（ステップ５）、の各
ステップ１〜５を経るようになっている。As shown in FIG. 2, the manufacturing process of the turbine blade 20 for laminating and molding the molding material 18 using a laser is performed in three steps.
A green part (metal powder laminated molding part) 12 (step 1) to be molded based on three-dimensional CAD data, a green part take-out (break) 13 (step 2), a tab set 14 before sintering and infiltration treatment (step 3) ), Sintering of the green part 12 in a furnace, infiltration treatment 15 (step 4), product taking-out / finishing 16 (step 5), steps 1 to 5 respectively.
【００３８】このように、本実施形態は、レーザを用い
て金属粉末２１を溶融させ、タービン翼２０として製品
化しているので、従来のように精密鋳造による金型を用
いずとも、３次元ＣＡＤデータのみでタービン翼２０を
容易に製品化することができる。すなわち、精密鋳造を
用いずとも出来上り寸法の優れたタービン翼２０を短期
間に、低コストで製造することができる。As described above, in the present embodiment, the metal powder 21 is melted by using the laser and is commercialized as the turbine blade 20, so that the three-dimensional CAD is performed without using the conventional die for precision casting. The turbine blade 20 can be easily commercialized with only the data. That is, the turbine blade 20 with excellent finished dimensions can be manufactured in a short period of time and at low cost without using precision casting.
【００３９】このとき、金属粉末２１の周りに樹脂ある
いは低融点材料をコーティングした成形材料１８を用い
ると、金属粉末２１自体がレーザで溶融するのではな
く、金属粉末２１の周りにコーティングした樹脂あるい
は低融点材料のみが溶融して積層するので、レーザによ
って照射された部分の熱収縮が少なく、出来上り寸法の
優れたタービン翼２０ができ、レーザ照射時の過熱を最
小限にし、タービン翼２０の出来上り変形を抑制するこ
とができる。At this time, when the molding material 18 in which the metal powder 21 is coated with the resin or the low melting point material is used, the metal powder 21 itself is not melted by the laser, but the resin coated around the metal powder 21 or Since only the low-melting-point material is melted and laminated, the heat-shrinkage of the portion irradiated by the laser is small, and the turbine blade 20 having excellent finished dimensions can be formed. Deformation can be suppressed.
【００４０】また、セラミックスや超合金等の高融点材
料の粉末を用いてタービン翼２０を製造する場合、レー
ザ照射では、溶融が難しいこともあるが、セラミックス
や超合金等の高融点粉末材料の周りに樹脂あるいは低融
点材料をコーティングしているので、セラミックスや超
合金等の高融点粉末材料を積層造型材として用いること
ができる。Further, when the turbine blade 20 is manufactured by using powder of high melting point material such as ceramics or superalloy, it may be difficult to melt by laser irradiation, but high melting point powder material such as ceramics or superalloy may be used. Since the resin or the low melting point material is coated on the periphery, a high melting point powder material such as ceramics or a superalloy can be used as a laminate molding material.
【００４１】さらにまた、レーザ照射によるタービン翼
２０は、図３に示すように、翼植込み部２３に金属粉末
２１を用い、翼有効部２４にセラミックス２２を用いる
等、互いに異種材でも製造することができる。Further, as shown in FIG. 3, the turbine blade 20 by laser irradiation may be made of different materials, such as using the metal powder 21 for the blade implanting portion 23 and the ceramics 22 for the blade effective portion 24. You can
【００４２】また、金属粉末２１の周りに樹脂あるいは
低融点材料をコーティングした成形材料１８を用いて、
レーザで溶融すると、タービン翼２０の熱収縮が少な
く、出来上り寸法の優れた製品となるが、樹脂や低融点
材料が、焼結時、昇華したり、金属粉末２１内部へ拡散
したりする場合があり、タービン翼２０の密度が低下す
る場合もある。Further, using a molding material 18 in which a resin or a low melting point material is coated around a metal powder 21,
When it is melted by a laser, the turbine blade 20 undergoes little heat shrinkage, resulting in a product with excellent finished dimensions. However, when the resin or low melting point material is sintered, it may sublime or diffuse into the metal powder 21. In some cases, the density of the turbine blades 20 may decrease.
【００４３】このため、金属粉末２１を直接レーザで溶
融することで、金属同士が溶融するため、タービン翼２
０内部の気孔がなくなり、密度が向上し、溶浸処理を省
略することができる。Therefore, by directly melting the metal powder 21 with a laser, the metals are melted, so that the turbine blade 2
The internal pores are eliminated, the density is improved, and the infiltration treatment can be omitted.
【００４４】また、金属粉末２１は、球状の中実粉ある
いは中空粉あるいはその複合した粉末を用いることで、
粉末積層造型時のローラ８による成形材料１８の摩擦抵
抗が少なくなるため、成形材料１８の供給を均一に行う
ことができる。Further, as the metal powder 21, by using spherical solid powder, hollow powder or a composite powder thereof,
Since the friction resistance of the molding material 18 by the roller 8 at the time of powder lamination molding is reduced, the molding material 18 can be uniformly supplied.
【００４５】従来、タービン翼２０の製造方法は、金属
粉末２１とセラミックスとのメタライズライジングが難
しかった。しかし、本実施形態に係るレーザによる金属
粉末積層造型を用いると、金属粉末２１とセラミックス
２２とのメタライズライジングが容易になり、出来上り
寸法の優れたタービン翼２０を造型することができる。
金属粉末２１とセラミックス２２とのメタライジングが
容易になるのは、金属粉末２１の周りにコーティングし
た樹脂あるいは低融点材料とセラミックス２２の周りに
コーティングした樹脂あるいは低融点材料同士が溶融し
合って結合し、焼結時、金属粉末２１や低融点材料がセ
ラミックス内部へ拡散し、冶金的結合が行われるためで
ある。なお、この場合、タービン翼２０は、金属粉末２
１とセラミックス２２とのメタライズライジング後、炉
中に収容し、高温熱処理の下、焼結処理がなされる。In the conventional method of manufacturing the turbine blade 20, it was difficult to metallize the metal powder 21 and the ceramics. However, by using the metal powder lamination molding by the laser according to the present embodiment, metallization of the metal powder 21 and the ceramics 22 is facilitated, and the turbine blade 20 having excellent finished dimensions can be molded.
The metallization between the metal powder 21 and the ceramics 22 is facilitated because the resin or low melting point material coated around the metal powder 21 and the resin or low melting point material coated around the ceramics 22 are melted and bonded to each other. However, at the time of sintering, the metal powder 21 and the low-melting-point material diffuse into the inside of the ceramic and metallurgical bonding is performed. In this case, the turbine blade 20 has the metal powder 2
After the metallization of 1 and the ceramics 22 is housed in a furnace, a sintering process is performed under a high temperature heat treatment.
【００４６】一方、タービン翼２０を金属粉末積層造型
で製造するために用いるレーザは、ＣＯ２レーザ、ＹＡ
Ｇレーザ、エキシマレーザのうち、いずれか１種または
その複合を用いる。これによって、使用するレーザの種
類によって波長やビームスポット径が異なるため、得ら
れる製品の寸法精度が向上したり、種々の形状や粒径の
粉末を用いて成形が可能となる。On the other hand, the laser used to manufacture the turbine blade 20 by metal powder lamination molding is a CO 2 laser, YA.
Any one of G laser and excimer laser or a combination thereof is used. As a result, the wavelength and beam spot diameter differ depending on the type of laser used, so that the dimensional accuracy of the obtained product can be improved, and molding can be performed using powders of various shapes and particle sizes.
【００４７】さらに、粉末形成速度が異なるので、製造
時間を短縮でき、金属粉末の結合度合、製品気孔率を自
由に変えることができ、どのようなタービン翼２０の翼
形にも対応することができる。Furthermore, since the powder forming rate is different, the manufacturing time can be shortened, the degree of bonding of the metal powder and the product porosity can be freely changed, and any blade shape of the turbine blade 20 can be supported. it can.
【００４８】また、タービン翼２０を金属粉末積層造型
で製造するために用いる成形粉末材料は、Ｎｉ基超合
金、Ｃｏ基超合金、ステンレス合金、ＣｕおよびＣｕ合
金、ＡｌおよびＡｌ合金、ＴｉおよびＴｉ合金、Ｗおよ
びＷ合金、セラミックスのうち、１種または複数種を組
み合わせるものである。The molding powder material used for manufacturing the turbine blade 20 by metal powder lamination molding is a Ni-base superalloy, a Co-base superalloy, a stainless steel alloy, Cu and a Cu alloy, Al and an Al alloy, Ti and Ti. One or a plurality of alloys, W and W alloys, and ceramics are combined.
【００４９】一般に、セラミックスや高融点材料をレー
ザで直接、焼結、溶融させることは、材料の熱膨張や溶
融に伴う凝固収縮により、製品に変形が生じ、製品化が
困難とされていた。In general, it has been considered difficult to directly sinter and melt ceramics and high melting point materials with a laser, because the product is deformed due to thermal expansion of the material and solidification shrinkage accompanying melting.
【００５０】しかし、本実施形態では、上述したよう
に、成形粉末自体をレーザで溶融させるのではなく、成
形粉子の周りにコーティングする樹脂あるいは低融点材
料のみを溶融させて積層するので、レーザによって照射
される部分の熱収縮が少なく、寸法精度の優れた製品を
製造することができる。However, in the present embodiment, as described above, the molding powder itself is not melted by the laser, but only the resin or the low melting point material to be coated around the molding powder is melted and laminated. It is possible to manufacture a product having excellent dimensional accuracy with less heat shrinkage of the irradiated portion.
【００５１】特に、従来から困難とされてきたセラミッ
クスと金属との異種材料の接合が本実施形態ではできる
ようになったので、タービン翼中、求められている耐
食、耐酸化、耐エロージョンの部分毎に材料を変え、異
種材料を用いる製品ができるようになっている。In particular, since the dissimilar materials of ceramics and metal, which have been conventionally difficult, can be joined in this embodiment, the required corrosion resistance, oxidation resistance, and erosion resistance in the turbine blade can be achieved. The material is changed every time, and the product using different materials can be made.
【００５２】他方、レーザ照射する金属粉末積層造型時
の雰囲気は、Ａｒ，Ｈ２，Ｈｅ，Ｎ ２などのガス中、あ
るいは大気中のいずれか１種または数種類組み合わせに
しているので、材料の融点を下げることができ、レーザ
が低エネルギで施工加工しても高融点材料を造型するこ
とができ、製造中の製品の腐食や酸化を防止することが
できる。On the other hand, at the time of metal powder lamination molding for laser irradiation
Atmosphere is Ar, HTwo, He, N TwoIn gas such as
Rui is one of the atmosphere or a combination of several
Therefore, the melting point of the material can be lowered and the laser
Can mold high melting point material even if it is processed with low energy.
Can prevent corrosion and oxidation of products during manufacturing.
it can.
【００５３】また、本実施形態は、炉中の雰囲気を大気
から真空までの圧力調整が可能になっている。炉中の雰
囲気を大気から真空までの圧力調整が可能にしたのは、
使用する金属粉末２１の種類にもよるが、参加し易い粉
末、金属粉末組成の成分が昇華（温度、圧力によって成
分がなくなってしまう）し易い粉末などがあるため、炉
中の雰囲気を大気から真空まで、適宜圧力調整すること
によって、これらの現象を防止することができるからで
ある。Further, in this embodiment, the pressure of the atmosphere in the furnace can be adjusted from atmospheric air to vacuum. It is possible to adjust the pressure of the atmosphere in the furnace from the atmosphere to the vacuum.
Depending on the type of metal powder 21 used, there are powders that are easy to participate, powders that easily sublime the components of the metal powder composition (the components disappear due to temperature and pressure), and so the atmosphere in the furnace should be kept from the atmosphere. This is because these phenomena can be prevented by appropriately adjusting the pressure up to vacuum.
【００５４】また、従来、タービン翼を精密鋳造するに
あたり、鋳造用の金型を用いていたため、例えば、金型
設計に３ヶ月、金型加工に３ヶ月、翼製造に６ヶ月を要
し、その間、設計変更等があると、製品開発期間が長期
化し、タイムリーな開発が困難とされていた。Further, in the past, when precision casting a turbine blade, since a die for casting was used, for example, it took 3 months to design the die, 3 months to process the die, and 6 months to manufacture the blade, In the meantime, if there is a design change or the like, the product development period becomes long and it has been difficult to perform timely development.
【００５５】しかし、本実施形態では、タービン翼２０
の３次元ＣＡＤデータの作成に２週間程度必要としてい
るが、それでもレーザによる金属粉末積層造型を開発
し、鋳造用の金型を一切用いていないので、金属粉末造
型に１日、焼結・溶浸処理に２日、仕上げに１日程度で
済ませることができ、製品開発期間、製造期間を従来よ
りも著しく短縮することができる。However, in this embodiment, the turbine blade 20
It takes about 2 weeks to create the 3D CAD data of the above, but since we have developed metal powder lamination molding by laser and do not use any metal mold for casting, sintering and melting one day for metal powder molding. The immersion treatment can be completed in about 2 days and the finishing can be completed in about 1 day, and the product development period and the manufacturing period can be remarkably shortened as compared with the conventional case.
【００５６】図４は、本発明に係るタービン翼の製造方
法において、レーザによる金属粉末積層造型後、炉中で
焼結処理、溶浸処理の実施形態を示す模式図である。FIG. 4 is a schematic diagram showing an embodiment of sintering treatment and infiltration treatment in a furnace after metal powder lamination molding by laser in the method of manufacturing a turbine blade according to the present invention.
【００５７】レーザによる金属粉末積層造型後のタービ
ン翼２０の焼結処理、溶浸処理に用いる炉１７は、大気
から真空までの圧力調整ができるようになっている。ま
た、炉１７は、不活性ガスや反応ガスが供給できるよう
になっている。The furnace 17 used for the sintering treatment and the infiltration treatment of the turbine blade 20 after the metal powder lamination molding by the laser can adjust the pressure from the atmosphere to the vacuum. Further, the furnace 17 can supply an inert gas or a reaction gas.
【００５８】このような炉１７であれば、タービン翼２
０のうち、グリーンパーツ２２を形成するタブセット１
４としての溶浸材料２１ａがどのような種類のものであ
っても、腐食、酸化が防止でき、ガス冷却を効率よく行
うことができるので、成形材料１９の強度を高く維持で
き、出来上がり寸法の優れた製品を完成させることがで
きる。With such a furnace 17, the turbine blade 2
Tab set 1 forming green parts 22 out of 0
No matter what kind of infiltration material 21a as 4, the corrosion and oxidation can be prevented and the gas can be efficiently cooled, so that the strength of the molding material 19 can be maintained high and the finished dimension Excellent product can be completed.
【００５９】一方、焼結および溶浸処理温度は、成形材
料１９の種類によっても異なるが、一般に、６５０〜１
３００℃で、定融点のＡ１では約６５０℃、ステンレス
合金では約１０５０℃を用いている。また、処理時間
は、成形材料１９によって異なるが、一般的に、５時間
から２０時間で、溶浸する材料によって使い分けてい
る。処理時間が短いと完全に溶浸材料２１ａが製品に行
き渡らず、不良品となる場合が多く、また、処理時間が
長いと、溶浸材料２１ａが製品表面に溶け出し、仕上げ
に長時間を要し、コスト高になることに基づく。On the other hand, the sintering and infiltration treatment temperatures differ depending on the type of the molding material 19, but generally 650 to 1
At 300 ° C., a constant melting point of A1 is about 650 ° C., and a stainless alloy is about 1050 ° C. Further, the treatment time varies depending on the molding material 19, but is generally 5 to 20 hours, and is properly selected depending on the material to be infiltrated. If the treatment time is short, the infiltration material 21a does not completely reach the product and often becomes a defective product. On the other hand, if the treatment time is long, the infiltration material 21a melts to the surface of the product and requires a long time for finishing. However, the cost is high.
【００６０】このため、本実施形態では、タービン翼２
０の金属粉末積層造型後、炉１７で焼結処理、溶浸処理
を行う際、焼結処理、溶浸処理の同時処理を行い、製造
工程の短縮化を図っている。Therefore, in this embodiment, the turbine blade 2
When the sintering process and the infiltration process are performed in the furnace 17 after the metal powder lamination molding of No. 0, the sintering process and the infiltration process are simultaneously performed to shorten the manufacturing process.
【００６１】また、焼結時の製品の気孔率、すなわち密
度は約５０〜６０％程度と低い密度になっている。この
ため、焼結品は衝撃を受けると割れ易く、また、金属で
は錆が発生し易いため、焼結処理と溶浸処理とは同時に
行うことが望ましい。The porosity of the product at the time of sintering, that is, the density is as low as about 50 to 60%. For this reason, it is desirable to perform the sintering process and the infiltration process at the same time, because the sintered product is easily cracked when it receives an impact, and rust is easily generated in the metal.
【００６２】これら低密度では、製品として採用するこ
とができないため、溶浸処理により溶浸材料２１ａを気
孔内に浸透および含浸させ、１００％の密度を備える製
品としている。Since these low densities cannot be adopted as products, the infiltration material 21a is infiltrated and impregnated into the pores by the infiltration treatment to obtain a product having a density of 100%.
【００６３】溶浸材料２１ａには、ブロンズ等のＣｕ合
金が用いられているが、Ｎｉ基超合金、Ｃｏ基超合金、
ステンレス合金、ＣｕおよびＣｕ合金、ＡｌおよびＡｌ
合金、ＴｉおよびＴｉ合金、ＷおよびＷ合金、セラミッ
クス等を用いて、溶浸しても、高強度、高耐熱性の製品
を製造することができる。A Cu alloy such as bronze is used for the infiltration material 21a, but Ni-based superalloy, Co-based superalloy,
Stainless alloys, Cu and Cu alloys, Al and Al
Alloys, Ti and Ti alloys, W and W alloys, ceramics and the like can be used to manufacture products having high strength and high heat resistance even when infiltrated.
【００６４】図５は、本発明に係るタービン翼の製造方
法において、タービン翼２０を、例えば翼有効部２４と
翼植込み部２３との２分割以上にグリーンパーツ２３ａ
１，２４ａ１を製造し、焼結処理、溶浸処理により分割
したグリーンパーツ２３ａ２，２４ａ２を一体化する実
施形態を示す模式図である。FIG. 5 shows a method of manufacturing a turbine blade according to the present invention, in which the turbine blade 20 is divided into, for example, a blade effective portion 24 and a blade implantation portion 23 into two or more green parts 23a.
1 is a schematic view showing an embodiment in which 1 and 24a 1 are manufactured and green parts 23a 2 and 24a 2 divided by sintering treatment and infiltration treatment are integrated.
【００６５】本実施形態は、レーザによる金属粉末積層
造型を用いて、タービン翼２０のうち、例えば、翼有効
部２４と翼植込み部２３とを、グリーンパーツ２３
ａ１，２４ａ１のそれぞれに形成し、形成後のグリーン
パーツ２３ａ２，２４ａ２の焼結、溶浸の同時処理が可
能な炉１７に収容し、熱処理を行ってタービン翼２０を
一体形成させたものである。In this embodiment, for example, the blade effective portion 24 and the blade implanting portion 23 of the turbine blade 20 are replaced by the green part 23 by using the metal powder lamination molding by the laser.
a 1 and 24a 1 are formed respectively, and the green parts 23a 2 and 24a 2 after formation are housed in a furnace 17 capable of simultaneous treatment of sintering and infiltration, and heat treatment is performed to integrally form the turbine blade 20. It is a thing.
【００６６】このように、本実施形態は、レーザによる
金属粉末積層造型を用いて製品を部分分割のグリーンパ
ーツ２３ａ１，２４ａ１にし、部分分割の２３ａ１，２
４ａ １を焼結、溶浸の同時処理を行うので、大型な製品
でも容易に製作することができ、出来上り寸法の優れた
製品を製造することができる。As described above, this embodiment uses the laser.
Part of the product is divided into green parts using metal powder lamination molding.
23a1, 24a123a for partial division1, 2
4a 1Simultaneous processing of sintering and infiltration makes it a large product
However, it can be easily manufactured and has excellent finished dimensions.
The product can be manufactured.
【００６７】[0067]
【発明の効果】以上の説明のとおり、本発明に係るター
ビン翼の製造方法は、タービンノズルやタービン翼等の
タービン翼の３次元形状・寸法データに基づいて金属粉
末を積層しながらその積層粉末をレーザで溶融させて造
型し、その造型物を焼結、溶浸の同時処理を行ってター
ビン翼を造型（形成）させ、鋳造用の金型等の型枠を用
いないでタービン翼を製造するので、設計、製造期間を
より一層短縮化させて製品開発の短期加速化を図ること
ができ、出来上り寸法の優れた製品と相俟って製造コス
トをより一層低く抑えることができる。As described above, according to the method for manufacturing a turbine blade of the present invention, the metal powder is laminated on the basis of the three-dimensional shape / dimension data of the turbine blade such as the turbine nozzle or the turbine blade, and the laminated powder. Is melted with a laser to make a mold, and the molded product is sintered and infiltrated simultaneously to mold (form) a turbine blade, and a turbine blade is manufactured without using a mold such as a mold for casting. Therefore, the design and manufacturing period can be further shortened to accelerate the product development in a short period of time, and the manufacturing cost can be further suppressed in combination with the product having excellent finished dimensions.
【図１】本発明に係るタービン翼の製造方法を示す模式
図。FIG. 1 is a schematic diagram showing a method for manufacturing a turbine blade according to the present invention.
【図２】本発明に係るタービン翼の製造方法において、
３次元ＣＡＤデータに基づいて製造するグリーンパーツ
の各処理工程を示すブロック図。FIG. 2 is a method for manufacturing a turbine blade according to the present invention,
The block diagram which shows each process of the green parts manufactured based on three-dimensional CAD data.
【図３】本発明に係るタービン翼の製造方法において、
３次元ＣＡＤデータに基づいて製造するグリーンパーツ
から完成品としてのタービン翼に形成したことを示す模
式図。FIG. 3 is a method for manufacturing a turbine blade according to the present invention,
FIG. 3 is a schematic diagram showing that a green blade manufactured based on three-dimensional CAD data is formed on a turbine blade as a finished product.
【図４】本発明に係るタービン翼の製造方法において、
３次元ＣＡＤデータに基づいて製造するグリーンパーツ
の焼結、溶浸処理を示す模式図。FIG. 4 is a method for manufacturing a turbine blade according to the present invention,
The schematic diagram which shows the sintering of the green part manufactured based on three-dimensional CAD data, and an infiltration process.
【図５】本発明に係るタービン翼の製造方法において、
３次元ＣＡＤデータに基づいて製造するタービン翼の部
品を焼結、溶浸処理を行ってタービン翼を一体化するこ
とを示す模式図。FIG. 5 shows a method for manufacturing a turbine blade according to the present invention,
The schematic diagram which shows that the components of the turbine blade manufactured based on three-dimensional CAD data are sintered and infiltrated, and a turbine blade is integrated.
【図６】従来のソリットモールド法を用いてタービン翼
を製造することを示す工程流れ図。FIG. 6 is a process flow chart showing manufacturing of a turbine blade using a conventional solid mold method.
【図７】従来のセラミックシェルモールド法を用いてタ
ービン翼を製造することを示す工程流れ図。FIG. 7 is a process flow chart showing manufacturing a turbine blade using a conventional ceramic shell molding method.
１…コンピュータ制御部、２…ワーク部、３ａ…ＣＯ２
レーザ、３ｂ…ＹＡＧレーザ、３ｃ…エキシマレーザ、
３ｄ…Ｈｅ−Ｃｄレーザ、３ｅ…半導体励起固体レー
ザ、４…ガルバノメータミラー、５…レーザ光線、６…
パウダーヘッド、７…金属粉末、８…ローラ、９…ステ
ージ、１０…エレベータ、１１…バートビルドチャンバ
ー、１２…グリーンパーツ、１３…グリーンパーツの取
出し、１４…タブセット、１５…焼結、溶浸処理、１６
…製品取出し・仕上げ、１７…炉、１８…成形材料、１
９…成形物、２０…タービン翼、２１…金属粉末、２１
ａ…溶浸材料、２２…セラミックス、２３…翼植込み
部、２３ａ１，２３ａ２…グリーンパーツ、２４…翼有
効部、２４ａ１，２４ａ２…グリーンパーツ、２５…ロ
ウ模型、２６…模型、２７…スラリー、２８…振り掛
け、２９…脱ロウ、３０…鋳込み。1 ... Computer control unit, 2 ... Work unit, 3a ... CO 2
Laser, 3b ... YAG laser, 3c ... Excimer laser,
3d ... He-Cd laser, 3e ... Semiconductor pumped solid state laser, 4 ... Galvanometer mirror, 5 ... Laser beam, 6 ...
Powder head, 7 ... Metal powder, 8 ... Roller, 9 ... Stage, 10 ... Elevator, 11 ... Bart build chamber, 12 ... Green parts, 13 ... Take out green parts, 14 ... Tab set, 15 ... Sintering, infiltration Processing, 16
… Product removal / finishing, 17… Furnace, 18… Molding material, 1
9 ... Molded product, 20 ... Turbine blade, 21 ... Metal powder, 21
a ... infiltrated material, 22 ... ceramics, 23 ... wing implanting portion, 23a 1, 23a 2 ... green parts, 24 ... effective blade portion, 24a 1, 24a 2 ... green parts, 25 ... wax model, 26 ... model, 27 ... slurry, 28 ... sprinkling, 29 ... dewaxing, 30 ... casting.
フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｂ２３Ｋ 26/00 Ｂ２３Ｋ 26/00 Ｇ Ｂ２３Ｐ 15/02 Ｂ２３Ｐ 15/02 Ｆ０１Ｄ 5/12 Ｆ０１Ｄ 5/12 5/28 5/28 (72)発明者 伊藤 勝康 神奈川県横浜市鶴見区末広町二丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 Ｆターム(参考） 3G002 BA06 BA10 BB00 EA06 4E068 AH02 BB01 CA01 CJ01 CJ03 DB02 DB12 DB15 4K018 AA03 AA09 AA10 AA13 AA14 AA33 AA40 DA23 KA12 Front page continuation (51) Int.Cl. 7 Identification code FI theme code (reference) B23K 26/00 B23K 26/00 G B23P 15/02 B23P 15/02 F01D 5/12 F01D 5/12 5/28 5 / 28 (72) Inventor Katsuyasu Ito 2-4, Suehiro-cho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa F-term in Toshiba Keihin office (reference) 3G002 BA06 BA10 BB00 EA06 4E068 AH02 BB01 CA01 CJ01 CJ03 DB02 DB12 DB15 4K018 AA03 AA09 AA10 AA13 AA14 AA33 AA40 DA23 KA12
Claims (11)
状・寸法データに基づいて金属粉末を積層させながらそ
の粉末をレーザで溶融させて造型することを特徴とする
タービン翼の製造方法。1. A method for manufacturing a turbine blade, characterized in that, when manufacturing a turbine blade, a metal powder is laminated on the basis of three-dimensional shape / dimension data of the blade, and the powder is melted by a laser to perform molding.
中実粉あるいは球状中空粉のうち、いずれか一方あるい
はその複合を用いることを特徴とするタービン翼の製造
方法。2. A method for producing a turbine blade, wherein the metal powder used for blade lamination molding is one of spherical solid powder and spherical hollow powder, or a combination thereof.
周りに樹脂および低融点材料のうち、いずれか一方をコ
ーティングすることを特徴とする請求項１記載のタービ
ン翼の製造方法。3. The method for manufacturing a turbine blade according to claim 1, wherein the metal powder used for the laminated molding of the blade is coated with one of a resin and a low melting point material around the metal powder.
実粉あるいは球状中空粉あるいはその複合粉を直接レー
ザで溶融させて造型することを特徴とする請求項２記載
のタービン翼の製造方法。4. A method of manufacturing a turbine blade according to claim 2, wherein spherical solid powder or spherical hollow powder of metal powder or composite powder thereof, which is used for laminated molding of the blade, is directly melted by a laser to mold the blade. .
コーティングする樹脂および低融点材料のうち、いずれ
か一方は、レーザで溶融させて造型することを特徴とす
る請求項３記載のタービン翼の製造方法。5. The turbine blade according to claim 3, wherein one of the resin and the low melting point material coated around the metal powder used for the laminated molding of the blade is melted by a laser for molding. Manufacturing method.
レーザ、ＹＡＧレーザ、エキシマレーザ、Ｈｅ−Ｃｄレ
ーザ、半導体励起固体レーザのうち、少なくとも１種以
上を用いていることを特徴とする請求項１記載のタービ
ン翼の製造方法。6. A laser used for layered molding of blades is CO 2
The method for manufacturing a turbine blade according to claim 1, wherein at least one of a laser, a YAG laser, an excimer laser, a He-Cd laser, and a semiconductor-pumped solid-state laser is used.
状・寸法データに基づいて金属粉末を積層させながらそ
の粉末をレーザで溶融させて造型する一方、造型時レー
ザ照射の雰囲気をＡｒ，Ｈ２，Ｈｅ，Ｎ２のガスおよび
大気中のいずれか１種または複数種を組み合わせる雰囲
気の中で造型することを特徴とするタービン翼の製造方
法。7. When manufacturing a turbine blade, while laminating metal powder based on the three-dimensional shape / dimension data of the blade and melting the powder with a laser for molding, the atmosphere of laser irradiation at the time of molding is Ar, H. A method for manufacturing a turbine blade, characterized in that the molding is performed in an atmosphere in which any one or plural kinds of 2 , He, N 2 gases and the atmosphere are combined.
基超合金、Ｃｏ基超合金、ステンレス合金、Ｃｕおよび
Ｃｕ合金、ＡｌおよびＡｌ合金、ＴｉおよびＴｉ合金、
ＷおよびＷ合金、セラミックスのうち、１種または複数
種を組み合わせることを特徴とする請求項１または７記
載のタービン翼の製造方法。8. The metal powder used for blade laminar molding is Ni
Base superalloy, Co base superalloy, stainless steel alloy, Cu and Cu alloy, Al and Al alloy, Ti and Ti alloy,
The method for manufacturing a turbine blade according to claim 1 or 7, wherein one or a plurality of W and W alloys and ceramics are combined.
状・寸法データに基づいて金属粉末を積層させながらそ
の粉末をレーザで溶融させて造型する一方、金属粉末の
積層造型後の成形物を炉の内部で焼結処理、溶浸処理を
行うことを特徴とするタービン翼の製造方法。9. When manufacturing a turbine blade, while laminating metal powder based on the three-dimensional shape / dimension data of the blade and melting the powder with a laser for molding, a molded product after laminating molding of the metal powder is produced. A method for manufacturing a turbine blade, which comprises performing a sintering process and an infiltration process inside a furnace.
浸処理は、同時に行うことを特徴とする請求項９記載の
タービン翼の製造方法。10. The method for manufacturing a turbine blade according to claim 9, wherein the sintering treatment and the infiltration treatment of the molded product performed inside the furnace are performed at the same time.
できるようにするとともに、不活性ガス、反応ガスが供
給できるようになっていることを特徴とする請求項９記
載のタービン翼の製造方法。11. The manufacturing of turbine blades according to claim 9, wherein the furnace is capable of adjusting the pressure from the atmosphere to vacuum and is also capable of supplying an inert gas and a reaction gas. Method.
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Cited By (42)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008069449A (en) * | 2006-07-14 | 2008-03-27 | Protocast Srl | Process for mass production of three-dimensional article made of intermetallic compound |
| JP2008093725A (en) * | 2006-10-13 | 2008-04-24 | Toshiba Corp | Erosion preventive method and member with erosion preventive section |
| JP2008523347A (en) * | 2004-12-14 | 2008-07-03 | サステイナブル・エンジン・システム・リミテッド | Heat exchanger |
| JP2011520055A (en) * | 2008-04-11 | 2011-07-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Combustor parts and manufacturing method |
| JP2011525428A (en) * | 2008-06-26 | 2011-09-22 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | Method for producing components by selective laser melting and process chamber therefor |
| JP2011526974A (en) * | 2008-04-11 | 2011-10-20 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Unit conduit for transporting fluid and method of manufacturing |
| JP2011528074A (en) * | 2008-04-11 | 2011-11-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Fuel nozzle |
| CN103071795A (en) * | 2013-01-23 | 2013-05-01 | 西安铂力特激光成形技术有限公司 | Mobile galvanometer selective laser melting (SLM) forming device |
| EP2730353A1 (en) * | 2012-11-12 | 2014-05-14 | Airbus Operations GmbH | Additive layer manufacturing method and apparatus |
| JP2014169500A (en) * | 2013-02-28 | 2014-09-18 | Alstom Technology Ltd | Method for manufacturing hybrid component |
| KR101489052B1 (en) * | 2013-02-19 | 2015-02-04 | 한닢테크(주) | Repairing methods for slab of the continuous casting machine mold by using of the Laser and its productions |
| CN104493163A (en) * | 2014-12-30 | 2015-04-08 | 无锡银邦精密制造科技有限公司 | 3D (Three-Dimensional) printing processing method capable of facilitating power clearing treatment for injection mold overall mold core |
| JP2015510979A (en) * | 2012-02-23 | 2015-04-13 | ヌオーヴォ ピニォーネ ソチエタ レスポンサビリタ リミタータＮｕｏｖｏ Ｐｉｇｎｏｎｅ Ｓ．Ｒ．Ｌ． | Manufacture of impellers for turbomachinery |
| JP2015194137A (en) * | 2014-03-31 | 2015-11-05 | 株式会社東芝 | Method for manufacturing turbine blade |
| JP2015535746A (en) * | 2012-09-12 | 2015-12-17 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Method for automated superalloy laser cladding with three-dimensional imaging weld path control |
| JP2016512299A (en) * | 2013-03-15 | 2016-04-25 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | Additional production of baffles, covers and molds |
| CN106903312A (en) * | 2017-04-10 | 2017-06-30 | 大连交通大学 | The laser 3D printing method of tungsten-copper alloy |
| WO2017158837A1 (en) * | 2016-03-18 | 2017-09-21 | 三菱重工業株式会社 | Rotating machine and method for manufacturing casing for rotating machine |
| JP2017219044A (en) * | 2016-06-06 | 2017-12-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbine component and methods of making and cooling turbine component |
| CN107626919A (en) * | 2016-07-18 | 2018-01-26 | 中国兵器装备研究院 | A kind of coaxial powder-feeding formula laser gain material manufacturing equipment |
| JP2018021545A (en) * | 2016-06-06 | 2018-02-08 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbine component and methods of making and cooling turbine component |
| JP6349449B1 (en) * | 2017-09-19 | 2018-06-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade manufacturing method and turbine blade |
| WO2018181306A1 (en) | 2017-03-30 | 2018-10-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Three-dimensional lamination shaping condition determination method, three-dimensional lamination shaping execution method, three-dimensional lamination shaping condition determination device, and three-dimensional lamination shaping execution device |
| CN109226679A (en) * | 2018-10-13 | 2019-01-18 | 广东嗨学云教育科技有限公司 | A kind of non die-casting type quick forming fabri-cation equipment |
| US10190774B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-01-29 | General Electric Company | Fuel nozzle with flexible support structures |
| JP2019503866A (en) * | 2015-11-23 | 2019-02-14 | エヌライト，インコーポレーテッド | Temporal control at fine scale for laser processing |
| JP2019055408A (en) * | 2017-09-19 | 2019-04-11 | 三菱重工業株式会社 | Member joining method and turbine component |
| WO2019087281A1 (en) | 2017-10-31 | 2019-05-09 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | Turbine rotor blade, turbo charger, and manufacturing method for turbine rotor blade |
| US10288293B2 (en) | 2013-11-27 | 2019-05-14 | General Electric Company | Fuel nozzle with fluid lock and purge apparatus |
| WO2019138497A1 (en) | 2018-01-11 | 2019-07-18 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | Turbine rotor blade, turbo charger, and turbine rotor blade manufacturing method |
| US10451282B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-10-22 | General Electric Company | Fuel nozzle structure for air assist injection |
| US10520671B2 (en) | 2015-07-08 | 2019-12-31 | Nlight, Inc. | Fiber with depressed central index for increased beam parameter product |
| US10656330B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-05-19 | Nlight, Inc. | Use of variable beam parameters to control solidification of a material |
| JP2020076124A (en) * | 2018-11-08 | 2020-05-21 | 三菱電機株式会社 | Method for producing metal composite material and metal composite material |
| US10673199B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-06-02 | Nlight, Inc. | Fiber-based saturable absorber |
| US10673198B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-06-02 | Nlight, Inc. | Fiber-coupled laser with time varying beam characteristics |
| US10673197B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-06-02 | Nlight, Inc. | Fiber-based optical modulator |
| US10730785B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-08-04 | Nlight, Inc. | Optical fiber bending mechanisms |
| US10916908B2 (en) | 2015-01-26 | 2021-02-09 | Nlight, Inc. | High-power, single-mode fiber sources |
| US10971885B2 (en) | 2014-06-02 | 2021-04-06 | Nlight, Inc. | Scalable high power fiber laser |
| US10971884B2 (en) | 2015-03-26 | 2021-04-06 | Nlight, Inc. | Fiber source with cascaded gain stages and/or multimode delivery fiber with low splice loss |
| US11179807B2 (en) | 2015-11-23 | 2021-11-23 | Nlight, Inc. | Fine-scale temporal control for laser material processing |
-
2001
- 2001-10-23 JP JP2001324926A patent/JP2003129862A/en active Pending
Cited By (63)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008523347A (en) * | 2004-12-14 | 2008-07-03 | サステイナブル・エンジン・システム・リミテッド | Heat exchanger |
| JP4726911B2 (en) * | 2004-12-14 | 2011-07-20 | サステイナブル・エンジン・システム・リミテッド | Heat exchanger |
| US8359744B2 (en) | 2004-12-14 | 2013-01-29 | Sustainable Engine Sytems Ltd. | Heat exchanger |
| JP2008069449A (en) * | 2006-07-14 | 2008-03-27 | Protocast Srl | Process for mass production of three-dimensional article made of intermetallic compound |
| JP2008093725A (en) * | 2006-10-13 | 2008-04-24 | Toshiba Corp | Erosion preventive method and member with erosion preventive section |
| US8806871B2 (en) | 2008-04-11 | 2014-08-19 | General Electric Company | Fuel nozzle |
| JP2011520055A (en) * | 2008-04-11 | 2011-07-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Combustor parts and manufacturing method |
| JP2011526974A (en) * | 2008-04-11 | 2011-10-20 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Unit conduit for transporting fluid and method of manufacturing |
| JP2011526976A (en) * | 2008-04-11 | 2011-10-20 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Combustor mixer and manufacturing method |
| JP2011528074A (en) * | 2008-04-11 | 2011-11-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Fuel nozzle |
| JP2011525428A (en) * | 2008-06-26 | 2011-09-22 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | Method for producing components by selective laser melting and process chamber therefor |
| US9903207B2 (en) | 2012-02-23 | 2018-02-27 | Nuovo Pignone Srl | Turbo-machine impeller manufacturing |
| JP2015510979A (en) * | 2012-02-23 | 2015-04-13 | ヌオーヴォ ピニォーネ ソチエタ レスポンサビリタ リミタータＮｕｏｖｏ Ｐｉｇｎｏｎｅ Ｓ．Ｒ．Ｌ． | Manufacture of impellers for turbomachinery |
| JP2015535746A (en) * | 2012-09-12 | 2015-12-17 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | Method for automated superalloy laser cladding with three-dimensional imaging weld path control |
| EP2730353A1 (en) * | 2012-11-12 | 2014-05-14 | Airbus Operations GmbH | Additive layer manufacturing method and apparatus |
| CN103071795A (en) * | 2013-01-23 | 2013-05-01 | 西安铂力特激光成形技术有限公司 | Mobile galvanometer selective laser melting (SLM) forming device |
| CN103071795B (en) * | 2013-01-23 | 2016-03-02 | 西安铂力特激光成形技术有限公司 | Mobile galvanometer selective laser melting SLM former |
| KR101489052B1 (en) * | 2013-02-19 | 2015-02-04 | 한닢테크(주) | Repairing methods for slab of the continuous casting machine mold by using of the Laser and its productions |
| US9764423B2 (en) | 2013-02-28 | 2017-09-19 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Method for manufacturing a hybrid component |
| JP2014169500A (en) * | 2013-02-28 | 2014-09-18 | Alstom Technology Ltd | Method for manufacturing hybrid component |
| US10173264B2 (en) | 2013-03-15 | 2019-01-08 | United Technologies Corporation | Additive manufacturing baffles, covers, and dies |
| JP2016512299A (en) * | 2013-03-15 | 2016-04-25 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | Additional production of baffles, covers and molds |
| US10288293B2 (en) | 2013-11-27 | 2019-05-14 | General Electric Company | Fuel nozzle with fluid lock and purge apparatus |
| US10451282B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-10-22 | General Electric Company | Fuel nozzle structure for air assist injection |
| US10190774B2 (en) | 2013-12-23 | 2019-01-29 | General Electric Company | Fuel nozzle with flexible support structures |
| JP2015194137A (en) * | 2014-03-31 | 2015-11-05 | 株式会社東芝 | Method for manufacturing turbine blade |
| US10971885B2 (en) | 2014-06-02 | 2021-04-06 | Nlight, Inc. | Scalable high power fiber laser |
| CN104493163A (en) * | 2014-12-30 | 2015-04-08 | 无锡银邦精密制造科技有限公司 | 3D (Three-Dimensional) printing processing method capable of facilitating power clearing treatment for injection mold overall mold core |
| US10916908B2 (en) | 2015-01-26 | 2021-02-09 | Nlight, Inc. | High-power, single-mode fiber sources |
| US10971884B2 (en) | 2015-03-26 | 2021-04-06 | Nlight, Inc. | Fiber source with cascaded gain stages and/or multimode delivery fiber with low splice loss |
| US10520671B2 (en) | 2015-07-08 | 2019-12-31 | Nlight, Inc. | Fiber with depressed central index for increased beam parameter product |
| US11179807B2 (en) | 2015-11-23 | 2021-11-23 | Nlight, Inc. | Fine-scale temporal control for laser material processing |
| US11794282B2 (en) | 2015-11-23 | 2023-10-24 | Nlight, Inc. | Fine-scale temporal control for laser material processing |
| US11331756B2 (en) | 2015-11-23 | 2022-05-17 | Nlight, Inc. | Fine-scale temporal control for laser material processing |
| JP7119018B2 (en) | 2015-11-23 | 2022-08-16 | エヌライト，インコーポレーテッド | Fine-scale temporal control for laser processing |
| JP2019503866A (en) * | 2015-11-23 | 2019-02-14 | エヌライト，インコーポレーテッド | Temporal control at fine scale for laser processing |
| JP2020114603A (en) * | 2015-11-23 | 2020-07-30 | エヌライト，インコーポレーテッド | Fine-scale temporal control for laser processing |
| JP2022153589A (en) * | 2015-11-23 | 2022-10-12 | エヌライト，インコーポレーテッド | Fine-scale temporal control for laser processing |
| US10434600B2 (en) | 2015-11-23 | 2019-10-08 | Nlight, Inc. | Fine-scale temporal control for laser material processing |
| JPWO2017158837A1 (en) * | 2016-03-18 | 2019-01-10 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | Rotating machine and method of manufacturing casing of rotating machine |
| WO2017158837A1 (en) * | 2016-03-18 | 2017-09-21 | 三菱重工業株式会社 | Rotating machine and method for manufacturing casing for rotating machine |
| JP2018021545A (en) * | 2016-06-06 | 2018-02-08 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbine component and methods of making and cooling turbine component |
| JP2017219044A (en) * | 2016-06-06 | 2017-12-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Turbine component and methods of making and cooling turbine component |
| US11333024B2 (en) | 2016-06-06 | 2022-05-17 | General Electric Company | Turbine component and methods of making and cooling a turbine component |
| CN107626919A (en) * | 2016-07-18 | 2018-01-26 | 中国兵器装备研究院 | A kind of coaxial powder-feeding formula laser gain material manufacturing equipment |
| US10663767B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-05-26 | Nlight, Inc. | Adjustable beam characteristics |
| US10656330B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-05-19 | Nlight, Inc. | Use of variable beam parameters to control solidification of a material |
| US10673199B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-06-02 | Nlight, Inc. | Fiber-based saturable absorber |
| US10673198B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-06-02 | Nlight, Inc. | Fiber-coupled laser with time varying beam characteristics |
| US10673197B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-06-02 | Nlight, Inc. | Fiber-based optical modulator |
| US10730785B2 (en) | 2016-09-29 | 2020-08-04 | Nlight, Inc. | Optical fiber bending mechanisms |
| WO2018181306A1 (en) | 2017-03-30 | 2018-10-04 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Three-dimensional lamination shaping condition determination method, three-dimensional lamination shaping execution method, three-dimensional lamination shaping condition determination device, and three-dimensional lamination shaping execution device |
| CN106903312A (en) * | 2017-04-10 | 2017-06-30 | 大连交通大学 | The laser 3D printing method of tungsten-copper alloy |
| JP6349449B1 (en) * | 2017-09-19 | 2018-06-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade manufacturing method and turbine blade |
| WO2019058680A1 (en) * | 2017-09-19 | 2019-03-28 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Manufacturing method for turbine blade, and turbine blade |
| JP2019055408A (en) * | 2017-09-19 | 2019-04-11 | 三菱重工業株式会社 | Member joining method and turbine component |
| JP2019056305A (en) * | 2017-09-19 | 2019-04-11 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Method of manufacturing turbine blade and turbine blade |
| JPWO2019087281A1 (en) * | 2017-10-31 | 2020-05-28 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | Turbine rotor blade, turbocharger, and turbine rotor blade manufacturing method |
| WO2019087281A1 (en) | 2017-10-31 | 2019-05-09 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | Turbine rotor blade, turbo charger, and manufacturing method for turbine rotor blade |
| WO2019138497A1 (en) | 2018-01-11 | 2019-07-18 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | Turbine rotor blade, turbo charger, and turbine rotor blade manufacturing method |
| US11512634B2 (en) | 2018-01-11 | 2022-11-29 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Turbine rotor blade, turbocharger, and method for producing turbine rotor blade |
| CN109226679A (en) * | 2018-10-13 | 2019-01-18 | 广东嗨学云教育科技有限公司 | A kind of non die-casting type quick forming fabri-cation equipment |
| JP2020076124A (en) * | 2018-11-08 | 2020-05-21 | 三菱電機株式会社 | Method for producing metal composite material and metal composite material |
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| Magerramova et al. | DEVELOPMENT OF ADVANCED DESIGNS OF GAS TURBINE ENGINES FROM POWDER COMPOSITIONS | |
| Hynes et al. | An Overview of Direct Digital Manufacturing |
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