(57)【要約】【課題】航空宇宙部品を直接形成し得る選択レーザ焼結方法を提供する。【解決手段】選択レーザ焼結を用いる航空宇宙部品の製造方法は、粉末ナイロン材料を用意し、その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内へ導入し、造型加温パラメータに従って粉末ナイロン材料を加温し、造型パラメータと部品パラメータに従って部品を造型し、そして造型冷却パラメータに従って部品を冷却することを含んでいる。その結果、航空宇宙構造体において直接使用される部品が製造され、それは従来の選択レーザ焼結方法におけるラピッド・プロトタイプに比べて厳格な航空宇宙応用の性能要件に合致する。また、ダクト、パネル、およびシュラウドのような航空宇宙部品に関する具体的設計が提供され、それらは選択レーザ焼結プロセスによって製造される。【選択図】　　　　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの航空宇宙部品を製造する方法であって、
（ａ）　粉末ナイロン材料を準備し、
（ｂ）　その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内へ導入し、
（ｃ）　造形加温パラメータに従って前記粉末ナイロン材料を加温し、それらの造形加温パラメータはステージ高さ、供給距離、ヒータ設定点、最小層時間、および部品ヒータ内／外比を含んでおり、
（ｄ）　造形パラメータに従って前記部品を造形し、それらの造形パラメータは供給距離、ヒータ設定点、最小層時間、およびヒータ内／外比を含み、さらに、
（ｅ）　造形冷却パラメータに従って前記部品を冷却し、それらの造形冷却パラメータはステージ高さ、供給距離、ヒータ設定点、最小層時間、およびヒータ内／外比を含むことを特徴とする航空宇宙部品の製造方法。
【請求項２】
前記ステージ高さ造形加温パラメータは約１．２７ｃｍ（０．５００ｉｎ）と約２．１７ｃｍ（０．８５５ｉｎ）の間にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記供給距離造形加温パラメータは左供給距離と右供給距離の造形加温パラメータを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記左供給距離造形加温パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であり、前記右供給距離造形加温パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記ヒータ設定点造形加温パラメータは左供給ヒータ設定点造形加温パラメータ、部品ヒータ設定点造形加温パラメータ、および右供給ヒータ設定点造形加温パラメータを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記左供給ヒータ設定点造形加温パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあり、前記部品ヒータ設定点造形加温パラメータは約Ｔｇｌａｚｅ（グレーズ温度）−２℃と約Ｔｇｌａｚｅ−４℃の間にあり、そして右供給ヒータ設定点造形加温パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあることを特徴とする請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記最小層時間造形加温パラメータは約３０秒であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記部品ヒータ内／外比造形加温パラメータは約０．７０と約１．０の間にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記供給距離造形パラメータは左供給距離造形パラメータと右供給距離造形パラメータを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記左供給距離造形パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であり、前記右供給距離造形パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であることを特徴とする請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記ヒータ設定点造形パラメータは左供給ヒータ設定点造形パラメータ、部品ヒータ設定点造形パラメータ、および右供給ヒータ設定点造形パラメータを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
前記左供給ヒータ設定点造形パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあり、前記部品ヒータ設定点造形パラメータは約Ｔｇｌａｚｅ−２℃と約Ｔｇｌａｚｅ−６℃の間にあり、前記右供給ヒータ設定点造形パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあることを特徴とする請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記最小層時間造形パラメータは約２０秒と約３０秒の間にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１４】
前記ヒータ内／外比造形パラメータは約０．７０と約１．０の間にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１５】
前記ステージ高さ造形冷却パラメータは約０．３８ｍｍ（０．０１５ｉｎ）と約５．０８ｍｍ（０．２００ｉｎ）の間にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１６】
前記供給距離造形冷却パラメータは左供給距離と右供給距離の造形冷却パラメータを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１７】
前記左供給距離造形冷却パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であり、前記右供給距離造形冷却パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記ヒータ設定点造形冷却パラメータは左供給ヒータ設定点造形冷却パラメータ、部品ヒータ設定点造形冷却パラメータ、および右供給ヒータ設定点造形冷却パラメータを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１９】
前記左供給ヒータ設定点造形冷却パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあり、前記部品ヒータ設定点造形冷却パラメータは約Ｔｇｌａｚｅ−６℃とＴｇｌａｚｅ−４５℃の間にあり、前記右供給ヒータ設定点造形冷却パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあることを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記最小層時間造形冷却パラメータは約１０秒であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項２１】
前記部品ヒータ内／外比造形冷却パラメータは約０．７０と約１．０の間にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項２２】
少なくとも１つの航空宇宙部品を製造する方法であって、
（ａ）　粉末ナイロン材料を準備し、
（ｂ）　その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内に導入し、
（ｃ）　前記粉末ナイロン材料を加温し、
（ｄ）　部品パラメータに従って前記部品を造形し、それらの部品パラメータは充填ビームＸオフセット、充填ビームＹオフセット、充填レーザパワー、および分類充填最大ジャンプを含み、さらに
（ｅ）　前記部品を冷却するステップを含むことを特徴とする航空宇宙部品の製造方法。
【請求項２３】
前記充填ビームＸオフセットは約−０．１２７ｍｍ（−０．００５ｉｎ）と約−０．２５４ｍｍ（−０．０１ｉｎ）の間にあり、充填ビームＹオフセットは約−０．１２７ｍｍ（−０．００５ｉｎ）と約−０．２５４ｍｍ（−０．０１ｉｎ）の間にあり、前記充填レーザパワーは約１５ワットと約２０ワットの間にあり、前記分類充填最大ジャンプは約６．３５ｍｍ（０．２５ｉｎ）と約１２．７ｍｍ（０．５ｉｎ）の間にあることを特徴とする請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
少なくとも１つの航空宇宙部品を製造する方法であって、
（ａ）　粉末ナイロン材料を準備し、
（ｂ）　その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内に導入し、
（ｃ）　造形加温パラメータに従って前記粉末ナイロン材料を加温し、それらの造形加温パラメータはステージ高さ、供給距離、ヒータ設定点、最小層時間、および部品ヒータ内／外比を含み、
（ｄ）　造形パラメータと部品パラメータに従って部品を造形し、それらの造形パラメータは供給距離、ヒータ設定点、最小層時間、およびヒータ内／外比を含み、前記部品パラメータは充填ビームＸオフセット、充填ビームＹオフセット、充填レーザパワー、および分類充填最大ジャンプを含み、
（ｅ）　造形冷却パラメータに従って前記部品を冷却し、それらの造形冷却パラメータはステージ高さ、供給距離、ヒータ設定点、最小層時間、およびヒータ内／外比を含むことを特徴とする航空宇宙部品の製造方法。
【請求項２５】
前記ステージ高さ造形加温パラメータは約１．２７ｃｍ（０．５００ｉｎ）と約２．１７ｃｍ（０．８５５ｉｎ）の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記供給距離造形加温パラメータは左供給距離と右供給距離の造形加温パラメータを含むことを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２７】
前記左供給距離造形加温パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であり、前記右供給距離造形加温パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であることを特徴とする請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
前記ヒータ設定点造形加温パラメータは左供給ヒータ設定点造形加温パラメータ、部品ヒータ設定点造形加温パラメータ、および右供給ヒータ設定点造形加温パラメータを含むことを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項２９】
前記左供給ヒータ設定点造形加温パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあり、前記部品ヒータ設定点造形加温パラメータは約Ｔｇｌａｚｅ−２℃と約Ｔｇｌａｚｅ−４℃の間にあり、前記右供給ヒータ設定点造形加温パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあることを特徴とする請求項２８に記載の方法。
【請求項３０】
前記最小層時間造形加温パラメータは約２０秒と約３０秒の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３１】
前記部品ヒータ内／外比造形加温パラメータは約０．７０と約１．０の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３２】
前記供給距離造形パラメータは左供給距離造形パラメータと右供給距離造形パラメータを含むことを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３３】
前記左供給距離造形パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であり、前記右供給距離造形パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であることを特徴とする請求項３２に記載の方法。
【請求項３４】
前記ヒータ設定点造形パラメータは左供給ヒータ設定点造形パラメータ、部品ヒータ設定点造形パラメータ、および右供給ヒータ設定点造形パラメータを含むことを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３５】
前記左供給ヒータ設定点造形パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあり、前記部品ヒータ設定点造形パラメータは約Ｔｇｌａｚｅ−２℃と約Ｔｇｌａｚｅ−６℃の間にあり、前記右供給ヒータ設定点造形パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあることを特徴とする請求項３４に記載の方法。
【請求項３６】
前記最小層時間造形パラメータは約２０秒と約３０秒の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３７】
前記ヒータ内／外比造形パラメータは約０．７０と約１．０の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３８】
前記ステージ高さ造形冷却パラメータは約０．３８ｍｍ（０．０１５ｉｎ）と約５．０８ｍｍ（０．２００ｉｎ）の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項３９】
前記供給距離造形冷却パラメータは左供給距離と右供給距離の造形冷却パラメータを含むことを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項４０】
前記左供給距離造形冷却パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であり、前記右供給距離造形冷却パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）であることを特徴とする請求項３９に記載の方法。
【請求項４１】
前記ヒータ設定点造形冷却パラメータは左供給ヒータ設定点造形パラメータ、部品ヒータ設定点造形冷却パラメータ、および右供給ヒータ設定点造形冷却パラメータを含むことを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項４２】
前記左供給ヒータ設定点造形冷却パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあり、前記部品ヒータ設定点造形冷却パラメータは約Ｔｇｌａｚｅ−６℃と約Ｔｇｌａｚｅ−４５℃の間にあり、前記右供給ヒータ設定点造形冷却パラメータは約１００℃と約１４０℃の間にあることを特徴とする請求項４１に記載の方法。
【請求項４３】
前記最小層時間造形冷却パラメータは約１０秒であることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項４４】
前記部品ヒータ内／外比造形冷却パラメータは約０．７０と約１．０の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項４５】
前記充填ビームＸオフセットは約０．１２７ｍｍ（−０．００５ｉｎ）と約０．２５４ｍｍ（−０．０１ｉｎ）の間にあり、前記充填ビームＹオフセットは約０．１２７ｍｍ（−０．００５ｉｎ）と約０．２５４ｍｍ（−０．０１ｉｎ）の間にあり、前記充填レーザパワーは約１５ワットと約２０ワットの間にあり、そして前記分類充填最大ジャンプは約６．３５ｍｍ（０．２５ｉｎ）と約１２．７ｍｍ（０．５ｉｎ）の間にあることを特徴とする請求項２４に記載の方法。
【請求項４６】
少なくとも１つの航空宇宙部品を製造する方法であって、
（ａ）　粉末ナイロン材料を準備し、
（ｂ）　その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内へ導入し、
（ｃ）　造形加温パラメータに従って前記粉末ナイロン材料を加温し、前記造形加温パラメータは約１．２７ｃｍ（０．５００ｉｎ）と約２．１７ｃｍ（０．８５５ｉｎ）の間のステージ高さ、約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）の左供給距離、約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）の右供給距離、約１００℃と約１４０℃の間の左供給ヒータ設定点、約Ｔｇｌａｚｅ−６℃と約Ｔｇｌａｚｅ−４５℃の間の部品ヒータ設定点、約１００℃と約１４０℃の間の右供給ヒータ設定点、約３０秒の最小層時間、および約０．７０と約１．０の間の部品ヒータ内／外比を含み、
（ｄ）　造形パラメータと部品パラメータに従って前記部品を造形し、前記造形パラメータは約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）の左供給距離、約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）の右供給距離、約１００℃と約１４０℃の間の左供給ヒータ設定点、約Ｔｇｌａｚｅ−２℃と約Ｔｇｌａｚｅ−６℃の間の部品ヒータ設定点、約１００℃と約１４０℃の間の右供給ヒータ設定点、約２０秒と約３０秒の間の最小層時間、および約０．７０と約１．０の間ヒータ内／外比を含み、前記部品パラメータは約−０．１２７ｍｍ（−０．００５ｉｎ）と約−０．２５４ｍｍ（−０．０１ｉｎ）の間の充填ビームＸオフセット、約−０．１２７ｍｍ（−０．００５ｉｎ）と約−０．２５４ｍｍ（−０．０１ｉｎ）の間の充填ビームＹオフセット、約１５ワットと約２０ワットの間の充填レーザパワー、約６．３５ｍｍ（０．２５ｉｎ）と約１２．７ｍｍ（０．５ｉｎ）の間の分類充填最大ジャンプを含み、
（ｅ）　造形冷却パラメータに従って前記部品を冷却し、前記造形冷却パラメータは約０．３８ｍｍ（０．０１５ｉｎ）と約５．０８ｍｍ（０．２００ｉｎ）の間のステージ高さ、約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）の左供給距離造形冷却パラメータ、約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）の右供給距離造形パラメータ、約１００℃と約１４０℃の間の左供給ヒータ設定点造形冷却パラメータ、約Ｔｇｌａｚｅ−６℃と約Ｔｇｌａｚｅ−４５℃の間の部品ヒータ設定点造形冷却パラメータ、約１００℃と約１４０℃の間の右供給ヒータ設定点造形冷却パラメータ、約１０秒の最小層時間造形冷却パラメータ、および約０．７０と約１．０の間の部品ヒータ内／外比造形冷却パラメータを含むことを特徴とする航空宇宙部品の製造方法。
【請求項４７】
以下の方法によって形成された航空宇宙部品であって、
（ａ）　粉末ナイロン材料を準備し、
（ｂ）　その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内へ導入し、
（ｃ）　造形加温パラメータに従って前記粉末ナイロン材料を加温し、
（ｄ）　造形パラメータと部品パラメータに従って前記部品を造形し、
（ｅ）　造形冷却パラメータに従って前記部品を冷却することを特徴とする航空宇宙部品。
【請求項４８】
前記航空宇宙部品は電気シュラウドを含むことを特徴とする請求項４７に記載の航空宇宙部品。
【請求項４９】
前記航空宇宙部品は配電盤を含むことを特徴とする請求項４７に記載の航空宇宙部品。
【請求項５０】
前記航空宇宙部品はダクトを含むことを特徴とする請求項４７に記載の航空宇宙部品。
【請求項５１】
前記航空宇宙部品は取付具を含むことを特徴とする請求項４７に記載の航空宇宙部品。
【請求項５２】
前記航空宇宙部品は閉止部材を含むことを特徴とする請求項４７に記載の航空宇宙部品。
【請求項５３】
前記航空宇宙部品は管を含むことを特徴とする請求項４７に記載の航空宇宙部品。
【請求項５４】
以下の方法によって形成された航空宇宙部品であって、
（ａ）　粉末材料を準備し、
（ｂ）　その粉末材料をレーザ焼結装置内へ導入し、
（ｃ）　造形加温パラメータに従って前記粉末材料を加温し、
（ｄ）　造形パラメータと部品パラメータに従って前記部品を造形し、
（ｅ）　造形冷却パラメータに従って前記部品を冷却することを特徴とする航空宇宙部品。
【請求項５５】
以下の方法によって形成された航空宇宙用ダクトであって、
（ａ）　粉末材料を準備し、
（ｂ）　その粉末材料をレーザ焼結装置内へ導入し、
（ｃ）　造形加温パラメータに従って前記粉末材料を加温し、
（ｄ）　造形パラメータと部品パラメータに従って前記ダクトを造形し、
（ｅ）　前記造形冷却パラメータに従って前記ダクトを冷却することを特徴とする航空宇宙用ダクト。
【請求項５６】
前記ダクトは少なくとも１つの内部補強材を含むことを特徴とする請求項５５に記載の航空宇宙ダクト。
【請求項５７】
前記ダクトは少なくとも１つの装着パッドを含んでいることを特徴とする請求項５５に記載の航空宇宙用ダクト。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は一般に選択レーザ焼結に関し、特に、選択レーザ焼結を利用した製造部品とプロセスに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
選択レーザ焼結（ＳＬＳ）は当該技術分野において周知であり、“ラピッド・プロトタイプ”として知られる部品の製造に伝統的に採用されており、ラピッド・プロトタイプは適切な形や適合性のような概念または要件を実証するために用いられる部品である。選択レーザ焼結プロセスは、一般に、一度に一層ずつ与えられるレーザ可溶粉末から複数層内に部品を製造することからなっている。その粉末はレーザエネルギの付与によって溶融または焼結させられ、そのレーザエネルギは部品の断面に対応する粉末の部分へ向けられる。各層において粉末を焼結した後に、粉末の次の層が付与され、そして部品の断面に対応する粉末の部分を焼結するプロセスが繰返され、部品が完成するまで次段の層の部分が前段の層の焼結された部分へ合体する。したがって、選択レーザ焼結は、ワックス、プラスチック、金属、およびセラミックのような種々の材料を用いて、許容し得る寸法精度で比較的複雑な形状の部品を製造することができる。
【０００３】
一般に、ＳＬＳ部品はＣＡＤ（コンピュータ助力設計）モデルにおける加工マスタ規定から直接的に製造され、したがってラピッド・プロトタイプを製造するに要する時間は、当該技術分野において一般に知られている金属板加工、機械加工、モールディング、または他の方法のような慣用的な方法に比べて顕著に短い。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
今日までに選択レーザ焼結に用いられている粉末材料は、ラピッド・プロトタイプの用途の性質からして、比較的低い機械的特性を有している。したがって、選択レーザ焼結を利用して形成された部品は、低いまたは適合しない機械的特性のように限定された性能のものであるので、一般に製品設計または製品部品の範囲内では利用されてはいない。
【０００５】
航空宇宙部品は他の応用における部品に比べて比較的に厳格な設計要件を有しており、このことは主として比較的小さな容積中の比較的多数の部品の存在に加えて極めて高い負荷と温度を有する使用環境による。たとえば、航空宇宙部品は一般にその使用において流体露出、圧力サイクル、長期間の疲労荷重、バフェッティング、および広範囲の温度などにさらされ、さらに使用目的に適合するようにできるだけ軽量でなければならない。さらにＥＣＳ（環境制御システム）ダクトのような航空部品は、通常は航空機内の他の部品や航空機システムを迂回するように比較的複雑な形状を有している。さらに、航空宇宙構造物は整備や取扱いからの衝撃荷重に耐えることができなければならず、軍事航空宇宙構造物の場合には装甲貫通焼夷弾（ＡＰＩ）または高爆発性焼夷弾（ＨＥＩ）のような脅威からの衝撃荷重に耐えることができなければならない。したがって、航空宇宙部品は種々の使用環境に適合するように設計されなければならず、したがって非航空宇宙部品を超えるデザイン要件を有している。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
１つの好ましい形態において、本発明は航空宇宙部品を製造する方法を提供し、その方法は粉末ナイロン材料を準備し、その粉末ナイロン材料をレーザ焼結装置内へ導入し、造形加温パラメータに従って粉末ナイロン材料を加温し、造形パラメータに従って部品を造形し、そして造形冷却パラメータに従ってその部品を冷却することを含んでいる。その結果、航空宇宙構造体において直接使用される部品が製造され、それらの部品は、従来の選択レーザ焼結プロセスで製造される低度に厳格な性能要件を有するラピッド・プロトタイプまたは他の設計に比べて、より厳格な航空宇宙部品の性能要件を満たす。
【０００７】
もう１つの態様において、航空宇宙部品を製造するプロセスが提供され、それは造形加温パラメータに従って粉末ナイロン材料を加温し、造形パラメータと部品パラメータの両方に従って部品を造形し、そして造形冷却パラメータに従ってその部品を冷却することを含む。さらに、本発明の他の態様においてパラメータの具体的な値が提供され、それらは航空宇宙用のグレードと品質を有する部品が製造されることを可能にする。
【０００８】
本発明のさらに他の態様においては、粉末ナイロン材料を準備し、そのナイロン材料をレーザ焼結装置内へ導入し、造形加温パラメータに従って粉末ナイロン材料を加温し、造形と部品のパラメータに従って部品を造形し、そして造形冷却パラメータに従って部品を冷却するプロセスによって形成される航空宇宙部品が提供される。それらの航空宇宙部品は、たとえば、電気シュラウド、配電盤、ダクト（たとえば、環境制御システム）、取付具、閉止材、および電線管などを含む。
【０００９】
本発明の適用可能なさらなる領域は、以下において示される詳細な説明から明らかになろう。発明の好ましい実施形態を示す詳細な説明と具体例は、説明の目的のために意図されており、発明の範囲を限定することを意図してはいない。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下の好ましい実施形態の説明は単に例示としての性質のものであり、本件発明、その応用、またはその使用を限定することは決して意図していない。また、選択レーザ焼結プロセスは当業者に周知であり、ここでは明瞭化の目的で詳述されはしない。
【００１１】
図１を参照して、本発明によって少なくとも１つの航空宇宙部品を製造または形成するプロセスが、参照番号１０で示されているように、フロー図形式で表わされている。図示されているように、そのプロセスは、概略的に、粉末材料を準備するステップ１２、レーザ焼結装置内へ粉末材料を導入するステップ１４、粉末材料を加温するステップ１６、部品を造形するステップ１８、および部品を冷却するステップ２０を含んでいる。また、そのプロセス１０は数個の造形パラメータと部品パラメータを含んでおり、それらは“不明”、“固定”、または“可変”として特徴付けられる。それらの不明パラメータと固定パラメータは一般に装置製造業者によって定められ、またはレーザ焼結装置に関する操作ソフトウェアの一部でもある。好ましくは、テキサス州オースチンのＤＴＭ社からの２５００プラス焼結装置が、本発明による部品の製造に用いられる。しかし、可変パラメータが重要なパラメータであって、それらは航空宇宙構造物およびシステムに直接適用し得る部品を製造するために本発明に従って広範な研究とテストを通して開発されたものである。
【００１２】
不明、固定、および可変のパラメータの各々は表１にリストされており、それはプロセス１０の各段階に関する造形パラメータと部品パラメータとの両方を含んでいる。それらのパラメータの各々は用いられる特定の焼結装置の関数であり、その装置は前述のようにテキサス州オースチンのＤＴＭ社からの２５００プラス焼結装置である。概略的に、プロセス１０の段階は、加温段階（１６）、部品造形段階（１８）、および冷却段階（２０）として特徴付けられ、それらの各々は以下にリストされているように個別のパラメータを有している。
【００１３】
【表１】
2004098660.tif 000003
【００１４】
また、本発明に従って開発された可変パラメータが、個別の部品または入れ子にされて造形された部品（１より多い部品）の両方に関して、プロセス段階の各々について次の表２にリストされている。
【００１５】
【表２】
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【００１６】
好ましくは、本発明に従って部品を製造するために用いられる粉末材料はナイロン１１材料であり、それは添加材または充填材をふくんでいない。そのようなナイロン材料から製造される航空宇宙部品は、約−５４℃（−６５°Ｆ）から約１０２℃（２１５°Ｆ）の温度範囲内で使用し得る。
【００１７】
プロセス
前述のように、少なくとも１つの航空宇宙部品を製造するプロセスは、粉末材料を準備し、その粉末材料をレーザ焼結装置内へ導入し、粉末材料を加温し（加温段階）、部品を造形し（造形段階）、そして部品を冷却する（冷却段階）ことを含んでいる。粉末材料の準備に先だって、好ましくは焼結ベッドの熱特性試験が行なわれ、その焼結ベッドの表面上の温度均一性が調べられる。１つの熱特性試験は熱プロファイル試験であり、熱電対とともにアルミニウム板が焼結または部品のベッド内に置かれ、供給ヒータが１００℃以上の設定点で動作する。好ましくは、温度は部品ベッドを横切って４℃以上で変動してはならない。第２の熱特性試験は熱なで試験であり、約１．２７ｍｍ（０．０５０ｉｎ）厚さの粉末材料層が部品ベッドの全表面上で焼結させられる。すなわち、その熱なで試験は、周りの領域より高温の局所的な領域の表示を与える。したがって、熱プロファイル試験と熱なで試験との両方が、航空宇宙部品を製造するために用いられる各焼結装置に関して行なわれる。
【００１８】
粉末の準備に先だって、焼結装置が好ましくは各造形の前に洗浄される。その洗浄は、焼結装置の適正な作用に悪影響を及ぼすであろう汚れ、ちり、残留物、融解された粉末、および他のタイプの汚染物の除去とふき取りを含んでいる。より具体的には、好ましくは洗浄される焼結装置の部品は、粉末供給装置、部品ベッド、レーザの窓とハウジング、供給装置と部品ベッドとの両方の制御のためのＩＲ（赤外線）センサ、熱偏向シールド、ローラとローラスクレーパのアセンブリ、内壁、およびテーブル上面を含んでいる。また、装置の月々のチェックが行なわれ、それはスクレーパの摩耗のチェック、充填装置のチェック、装置の目盛りとオフセットの値の検証、および外部冷却装置の冷却液レベルと動作のチェックを含んでいる。
【００１９】
粉末材料の準備
粉末材料を準備するステップは、適当な材料のタイプと量を選定し、その材料を計量領域に移動させ、そこにおいてその材料が計量されて日誌にロット番号とともに記録される。粉末材料は次にミキサ内に入れられ、約２０分の最小時間の間に完全に混合される。混合された材料は次に約３０メッシュの篩にかけられ、充填容器が一杯になるまでその容器内に詰め込まれる。次に、その容器は振動テーブル上に置かれ、静止粉末がないことが明らかになるまで振動させられる。充填された材料は次に計量されて、レーザ焼結装置への導入のために移動されられる。
【００２０】
粉末材料の導入
装置内への粉末の導入に先だって、好ましくは供給ピストンが上限にあって、充填容器が１つの供給チャンバの上部に置かれる。そして、粉末がその供給チャンバ内へ充填され、そのプロセスが第２の供給チャンバに関しても繰返される。各供給チャンバの充填後に、充填されなかった過剰の材料が除去され、好ましくは計量されて記録される。
【００２１】
さらに、加温段階に先だって部品ベッドが準備され、必要に応じて材料ローラが右端または左端の位置へ移動させられて、材料の導入のための部品ベッドが清掃される。次に、材料の均一な分布を達成するために、必要に応じて、移動させられてパックされた粉末が部品ベッドと供給ベッドの境界に付加される。次に、材料ローラが造形チャンバと供給チャンバを横切って動かされる。さらに、左右のチャンバ揺動ゲートがもとに戻され、プロセスチャンバドアと掛け金が閉じられ、装置のセッティングに従って目標酸素レベルが達成されるまで部品チャンバと供給チャンバが窒素によって不活性化される。それらのチャンバが不活性になれば、表１において前述されたようなプロセスパラメータによって規定される温度まで供給装置と部品ベッドの中の粉末をヒータが加熱し始める。それらの温度に達したときに、加温段階が始まる。
【００２２】
加温段階
ここで図２を参照して、部品ベッド２２に関する好ましいレイアウトが図解されている。本発明のプロセスによれば、まず加温ステージ２４を形成するように粉末の層がローラによって付与され、その加温ステージは約１．２７〜２．２５ｃｍ（０．５００〜０．８８５ｉｎ）の厚さの粉末を含んでいる。また、加温温度に達するまで温度が上昇させられ、供給装置と部品ベッド２２における目標温度が造形段階の開始温度に設定される。さらに、前述のような表１による不明、固定、および可変のパラメータが、加温段階に関して用いられる。
【００２３】
造形段階
造形段階における最初のステップは一連の繰り返しレーザ発射であり、その間に焼結ベッドの全表面のグレージング（表面の艶）が生じ、繰り返しレーザ発射２６のためのバッファが形成される。グレージングが生じれば、繰り返しレーザ発射２６のためのバッファを形成するために、合計厚さが約０．５ｍｍ（０．０２０ｉｎ）の付加的な４つの粉末層が焼結ベッド上に付与される。一般に、バッファ層の目的は繰り返し発射レーザが次の層の犠牲引張りバー２８を溶かすことを防止するバッファを提供することであり、それらのバーはバッファ層２６の後に形成される。ＡＳＴＭのＤ６３８のタイプＩに従って作製されるそれらの引張りバーは、航空宇宙部品に要求される物理的機械的特性を実証するために部品作製後にテストされる。
【００２４】
造形段階の次のステップは、約２．５４ｍｍ（０．１００ｉｎ）の前部品層３０を形成することである。この前部品層３０は、実際の航空宇宙部品を焼結する前のバッファして働く。次に、前述のような表１における不明、固定、および可変のパラメータと表２による本発明で確立された可変パラメータとに従って、航空宇宙部品の製造が部品造形ゾーン３２内で行なわれる。選択レーザ焼結プロセスのさらなる記述は、ここにおいて詳述されない。なぜならば、そのプロセスは当業者に周知だからである。
【００２５】
冷却段階
冷却段階は部品造形体上に粉末のバッファ層を堆積することによって開始し、そのバッファ層は熱キャップとして作用する。冷却段階の間、造形チャンバ内の不活性雰囲気を約０．２％酸素体積含有率以下に維持するために、窒素パージが続けられる。そして、部品ベッドが約４０℃ないし４５℃まで冷却されて、その後に焼結装置が開かれて、部品ケイキ（作製された部品と余分の粉末材料）が取出される。
【００２６】
部品ケイキが装置から取出された後に、その部品ケイキからの部品の“ブレークアウト（取出）”がブレークアウト・ステーション（ＢＯＳ）内で行なわれる。“ブレークアウト”の後に、柔軟な金属へらまたは硬いナイロンの剛毛ブラシのような清掃器具を用いて、焼結されなかった材料が部品の内側表面から除去される。好ましくは、焼結されなかった余分な材料が、ふき取りまたはブラッシングによって外側表面から除去される。余分な材料が外側と内側の表面から除去された後に、好ましくはガラスビーズと約４６４１〜５３５５Ｐａ（６５〜７５ｐｓｉ）のノズル圧力を用いてビーズブラストされる。最後に、フィルタされて乾燥された圧縮空気を用いてすべての表面が吹き払われ、各部品は適当な表示の付されたポリエチレンバッグ内に入れられ、さらなる検査、処理、航空機または宇宙システム内へのその後の装着のために封止される。たとえば、引続くプロセスは後の接合目的のための少なくとも１つの封止コートと第２の封止コートを付与することを含み得る。また、ＥＣＳ（環境制御システム）ダクトのような圧縮空気を輸送する航空宇宙部品の内側表面へ封止コートが好ましく付与される。
【００２７】
部品を造形するために用いられる作業ゾーンまたは造形外囲器は、本発明で用いられる装置に関して約３４．２９ｃｍ（１３．５ｉｎ）長さ×２９．２１ｃｍ（１１．５ｉｎ）幅×４３．１８ｃｍ（１７ｉｎ）高さである。部品は器具の寸法的束縛を超えて作製されてもよく、続いて機械的結合または接合のような方法を用いて組合されてもよいが、本発明によるプロセスは好ましくは適合する機械的特性を実証するためにＡＳＴＭのＤ６３８のタイプＩによる引張り試片を作製することを含んでいる。
【００２８】
本発明のもう１つの形態においては、部品の製造のためにリサイクル材料が用いられ得る。一般に、リサイクル材料とは、１以上の部品造形プロセスにおいて以前に用いられたことのある粉末と定義される。好ましくは、その材料は約３０％の未使用材料とともに約７０％のレベルまで再使用し得る。しかし、一旦部品がリサイクル材料を用いて作製された場合には、その造形部品からの残余の粉末は機械的物理的特性が適当であることを実証するさらなる試験が行なわれない限り再使用されないことが好ましい。また、再使用された粉末材料は、使用に先だって３０メッシュの篩を用いて移し換えることが好ましい。
【００２９】
航空宇宙部品への応用
図３を参照して、本発明によるプロセスにおいてナイロン粉末材料を用いて作製された航空宇宙部品は、ダクト４０、電気シュラウド４２、配電盤４４、装着部４６、閉止材４８、および管５０などを含んでいる。図３に示されているような航空宇宙部品や他のタイプの航空宇宙部品を製造するために、ナイロン以外の他のタイプの粉末材料が採用され得ることが当業者に理解されるべきである。その場合、可変のパラメータの固有の組が、そのような材料システムに関して確立されるであろう。したがって、ナイロン粉末材料と具体的な航空宇宙部品への参照は、本発明の範囲を限定するものと解釈されるべきでない。
【００３０】
ここで述べられたようなナイロン粉末材料に関して、本発明は、航空宇宙飛行体において用いられる環境制御システム（ＥＣＳ）ダクトに関する一般的設計構成をさらに含む。一般に、ＥＣＳダクトは、航空宇宙飛行体に乗っているシステムまたは人員のための必要性に応じて、温度制御された空気の流れまたは他の換気のための通路を提供する。一般に、本発明は、内部圧力降下を減少させてシステム圧力を維持するために最適化されたダクト構成を可能にする。図４に示されているように、典型的なＥＣＳダクトが図解されており、参照番号６０によって示されている。ＥＣＳダクト６０は所定厚さ６４を有する少なくとも１つの補強材６２、所定厚さ６８を有する壁６６、および所定半径７２を有する複数の補強隅肉を含んでいる。しかし、他の形態においては、ＥＣＳダクト６０は補強材６２を含んでいない。好ましくは、最小壁厚６８は約２．０ｍｍ（０．０８０ｉｎ）である。しかし、補強材６２に対する壁６６の相対的な位置と損傷に対する感受性とに基づいて、より薄い壁が採用されてもよい。壁６６は一定の厚さを有するように図解されているが、ＥＣＳダクト６０は、本発明の範囲内に留まる限りにおいて非一定の厚さを有する壁６６を規定してもよい。また、最小の補強隅肉半径７２は約３．８ｍｍ（０．１５０ｉｎ）であり、最小の補強材厚さ６４は約２．０ｍｍ（０．０８０ｉｎ）である。さらに、壁厚６８は補強材間隔７４の関数であり、７１℃（１６０°Ｆ）における１００６Ｐａ（１４．１ｐｓｉ）の破裂圧力における所定の補強材間隔７４の場合のサンプル壁厚６８は次の表３に示されている。
【００３１】
【表３】
2004098660.tif 000005
【００３２】
１００６Ｐａ（１４．１ｐｓｉ）以外の圧力に関して、壁厚６８は次のように１００６Ｐａ（１４．１ｐｓｉ）の圧力に対する圧力（ｐ）の比率の平方根が乗ぜられ、壁厚（６４）＝表１における壁厚×√（ｐ／１４．１）で表される。
【００３３】
ここで図５を参照して、補強材６２の長さ方向間隔７６が図解されおり、その長さ方向間隔７６は破裂圧力の関数である。破裂圧力に対する長さ方向間隔７６の一例が図６において示されており、それは約２．０ｍｍ（０．０８０ｉｎ）の壁厚６８、約２．０ｍｍ（０．０８０ｉｎ）の補強材厚さ６４、および３．８ｍｍ（０．１５ｉｎ）の隅肉半径７２に基づいている。図６に対応する以外の壁厚６８、補強材厚さ６４、および隅肉半径７２の場合の長さ方向間隔７６は、当該技術分野において一般に知られている強度解析技術によって決定される。
【００３４】
図７（Ａ）に示されているように、ＥＣＳダクト６０は典型的には一体の装着ラグ（突出部）８０を介して隣接構造物に固定される。この代わりに、図７（Ｂ）に示されているように、ＥＣＳダクト６０は気流内部装着ラグ８２を含んでいてもよい。したがって、固定具の数と関連する装着時間が、装着ラグ８０と８２の使用によって減ぜられる。好ましくは、気流内部装着ラグ８２は熱効果を最小にするように断面中で対称であり、スロットが設けられている。さらに、装着ラグ８０と気流内部装着ラグ８２は、加圧中のダクト歪みを許容するために、図示されているように約１．５ｍｍ（０．０６０ｉｎ）だけ壁６６からオフセットさせられていることが好ましい。
【００３５】
図８を参照して、ＳＬＳを利用して製造された航空宇宙部品に関する接合ジョイントが図解されており、参照番号９０が示されている。その接合ジョイント９０は、重複部分９２、接合線オフセット９４、隅肉半径オフセット９６、およびＯＭＬギャップ９８を含んでいる。好ましくは、本発明の１つの態様において、重複部９２は約１．９ｃｍ（０．７５ｉｎ）であり、接合線オフセット９４は約０．５ｍｍ（０．０２０ｉｎ）であり、隅肉半径オフセット９５は最小値で約１．２７ｍｍ（０．０５ｉｎ）であり、そしてＯＭＬギャップ９８は最小値で約０．２５ｍｍ（０．０１ｉｎ）である。
【００３６】
付加的な設計指針として、ＥＣＳダクト６０を貫通して装着されるリベットはクラック発生の可能性を減ずるために振動駆動ではなくて押し込まれることが好ましい。さらに、ＥＣＳダクト６０は加工マスタモデル規定に寸法的に合致するように最大で約４．４Ｎ（５ｌｂｓ．）で拘束されてもよい。
【００３７】
さらに、本発明による航空宇宙部品は互いに接合されてもよく、またはエポキシ接着剤、シリコン接着剤／封止剤、またはゴムベースの接合材を用いて隣接する金属またはゴムの部品に接合されてもよい。また、航空宇宙部品は、必要に応じてその航空宇宙部品をシールするために封止コートでコートされてもよい。
【００３８】
封止コートの付与
一般に、封止コート材料を形成するために、３容量部の基材が１容量部の活性材と混合され、それは通常は約０．５〜３時間の容器内寿命を有している。次に、封止コート材料は加工規定による必要に応じて航空宇宙部品の表面に１層または２層で付与される。さらに、封止コート材料は、スプレー、ブラシ、浸漬、または流動コーティングによって付与されることが好ましい。ダクトの内壁のような内部表面に関しては、そのダクトの一端がキャップで閉じられ、多量の封止コート材料がもう１つの端部から注入され、その端部がキャップで閉じられる。そして、すべての面がコートされるまで（典型的には暗色への変化が示されるまで）そのダクトがすべての方向に回転させられる。さらに、余分な封止コート材料が最小で約１０分間でその部品から排出される。封止コートされた部品は約６０分間空気乾燥されることが好ましく、約６０±５．５℃（１４０±１０°Ｆ）において約２時間強制乾燥される。
【００３９】
部品の接合
一般に、本発明による航空宇宙部品がナイロン、金属、ゴム、またはその他の航空宇宙部品へ接合されるとき、それらの接合面は溶剤洗浄され、研磨され、そして研磨後に再び溶剤洗浄される。次に、適当な接合材が混合されて接合面へ塗布され、その直後に部品の組合せが行なわれる。余分な接合材はワイパーまたはへらを用いて除去され、接着剤のタイプによる特定の硬化様式に従って特定の時間で硬化させられる。さらに、シリコン接合材／封止剤を用いてナイロン部品がゴム部品へ接合されるときのように、接合促進下塗りがその接合に先立って塗布されてもよい。
【００４０】
本発明の説明は単に例示としての性質のものであり、したがって、発明の本質から離れることのない変更は発明の範囲内に含まれることが意図されている。そのような変更は、発明の精神と範囲から離れるものと考えられない。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の教示にる選択レーザ焼結プロセスを図解するフロー図である。
【図２】本発明の教示による部品ベッド構成の図である。
【図３】本発明のプロセスによって製造され得る航空宇宙部品の一連の斜視図である。
【図４】本発明の教示によって製造されたＥＣＳダクトの断面図である。
【図５】本発明の教示による補強材間隔を図解するＥＣＳダクトの透視図である。
【図６】本発明の教示に従って破裂圧力の関数として補強材間隔を図解するグラフである。
【図７】（Ａ）は本発明の教示による装着のための一体型ラグを有するＥＣＳダクトの部分断面図であり、（Ｂ）は本発明の教示による気流内部装着ラグを有するＥＣＳダクトの断面図である。
【図８】本発明の教示に従って構築されて接合された航空宇宙ジョイントの断面図である。
【符号の説明】
１２　粉末材料の準備、１４　粉末材料の導入、１６　粉末の加温、１８　部品の造形、２０　部品の冷却、２２　部品造形ベッド、２４　加温ステージ、２６　繰り返しレーザ発射のためのバッファ、２８　犠牲層、３０　前部品層、３２　部品造形ゾーン高さ、４０　ダクト、４２　電気シュラウド、４４　配電盤、４６　取り付け具、４８　封止材、５０　管、６０　ＥＣＳダクト、６２　補強材、６６　壁、７０　隅肉、８０、８２　装着ラグ。
【図１】
2004098660.tif 000006
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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