JP2004353670A - タービンエンジン用の中空ファンブレード、およびそのようなブレードの製造方法 - Google Patents
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Abstract
【課題】従来技術の実施形態に関しての不都合を少なくとも部分的に解決する、単一片の中空ファンブレードの製造方法およびそのような単一片の中空ファンブレードを提案する。
【解決手段】本発明は、径方向にロータブレード4によって延長される根元部2を備える、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードを製造する方法であって、複数のインサートを有する単一片のファンブレード1を鍛造によって製造する段階と、ブレード1中に複数のリセス16を得るようにインサートを除去する段階とを含む。また、本発明は、各々が湾曲した中心線18に沿って実質的に径方向に延長する複数のリセス16が嵌められたこのようなブレード1に関する。
【選択図】 図1
【解決手段】本発明は、径方向にロータブレード4によって延長される根元部2を備える、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードを製造する方法であって、複数のインサートを有する単一片のファンブレード1を鍛造によって製造する段階と、ブレード1中に複数のリセス16を得るようにインサートを除去する段階とを含む。また、本発明は、各々が湾曲した中心線18に沿って実質的に径方向に延長する複数のリセス16が嵌められたこのようなブレード1に関する。
【選択図】 図1
Description
本発明は、タービンエンジン用の中空ブレードの分野に関し、より詳細には、大きな翼弦を有する中空ファンブレードの分野に関する。更に、本発明は、そのようなブレードを製造する方法にも関する。
従来の技術において、タービンエンジン用の大きな翼弦を有するファンブレードは、複流タービンエンジン用のロータファンブレードの実施形態において、特に現れてきた。
実際に、このタイプのブレードは、厳格な動作条件を満足するのに完全に適することが証明され、更に満足な機械特性ならびに良好な振動防止特性と、外部物体からの耐衝撃品質とを組み込む。
ブレード端部で高速を達成するために、特に中空ブレードを提供することによって、質量減少操作が、早くから提案された。
これに関して、タービンエンジン用の中空ファンブレードを作ることは、まずシェル要素のホットプレス成形技術、または二つの半ブレード拡散接合のタイプの技術を使用することからなり、この拡散接合技術は、超塑性成形の技術と特に関連している。
しかしながら、これらの知られている技術は、大きな翼弦を有する中空のファンブレードを作ることを可能としたが、これらの実施は、比較的複雑で高価なままである。
この不都合を克服するために、単一片の中空ファンブレードの構成が提案され、そこでは、リセスが、全体の質量を減少するように想定された。
通常、このようなブレードの製造の方法は、鍛造により単一片のブレードを作り、次に望ましいリセスを得るために複数の孔を機械加工することからなる。
文献US−A−5407326は、このような方法を開示しており、この方法では、リセスは、ロータブレードの厚みに従って、横断方向に実質的に作られる。一旦これらのリセスが作られると、ブレード上表面および下表面の連続性を確保するために、プラグを使用してこれらの孔を埋めることが必要である。
これを達成するために、プラグは、一般的に高エネルギービームでブレードに溶接され、それは、製造方法を時間がかかりかつ高価なものにし、これらの不都合は、ブレードの全体の質量の顕著な減少を確保することを想定する多数の横断方向リセスに起因して、特に顕著になる。
文献EP−A−0924381が明確に開示しているように、実質的に径方向に延在するリセスを作ることが提案された。このタイプのリセスは、リセスが通常ブレードの根元部(foot)の周囲に現れ、かつリセスが、このブレードの上表面および下表面を変更しないことは有利である。その結果、作られたリセスへの多数のプラグの嵌合を実行することがもはや必須ではなく、それによって、この製造方法は、横断方向リセスの実施を含む方法よりもより良好に最適化される。
これにもかかわらず、径方向穴を作るための標準的な機械加工操作では、機械加工された穴が、ブレードの湾曲形状に適合しない直線に沿って延長する場合には、任意の長い長さのリセスを作ることができない。例として文献EP−A−0924381を再び参照すると、径方向リセスは、主にブレードの根元部の周囲に延長するが、湾曲部を越えて現れることを回避するために、ロータブレードの湾曲部には殆ど延長されず、従って、上表面および下表面の連続性を確保するために、再びプラグを取り付けることが必要となる。
このように、上記文献で議論される径方向リセスは、このようなファンブレードに関して議論される大きな曲がりに起因して、短い長さを持つことができるに過ぎず、その結果、単一片ブレードの全体質量の減少にとってほとんど有意には関係しない。
米国特許第5407326号明細書
欧州特許出願公開第0924381号明細書
英国特許出願公開第820939号明細書
独国特許第1055332号明細書
中国特許出願公開第334031号明細書
米国特許第3156808号明細書
英国特許出願公開第853586号明細書
米国特許第3044153号明細書
従って、本発明の目的は、従来技術の実施形態に関して上述の不都合を少なくとも部分的に解決する、一方では、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードを製造する方法を提供し、他方では、そのようなタービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードを提案する。
したがって、これを達成するために、本発明の第1の目的は、径方向にロータブレードによって延長される根元部を備える、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードを製造する方法であって、該方法が、
複数のインサートを有する単一片のファンブレードを鍛造によって製造する段階と、
前記ブレード中に複数のリセスを得るように、インサートを除去する段階とを含む製造方法である。
複数のインサートを有する単一片のファンブレードを鍛造によって製造する段階と、
前記ブレード中に複数のリセスを得るように、インサートを除去する段階とを含む製造方法である。
リセスが、機械加工操作ではなく、ブレードに取り付けられたインサートの単純な除去段階によって得られることは有利であり、これらのインサートは、この単一片ブレードの鍛造による製造段階の間に変形されることが好ましい。
このように、これらのリセスは、標準の機械加工を介して得られたリセスのように直線に沿って延長する必要はなく、反対に、曲線に沿って延長することができる。
この特性は、リセスが、上表面および下表面の周囲に出現することなく、ブレードのプロファイルに実質的に従うことによって、大きな径方向長さに沿って延長できる場合には、径方向リセスを作る枠組みにおいて特に有利である。
このように、径方向リセスの長さは、もはや、ファンブレードの湾曲形状に影響を及ぼされず、このように、これらのリセスの存在に起因する質量の減少が、顕著であることができる。
勿論、この迅速で低コストの製造方法は、本発明の枠組みを狭めることなく、ブレードを通る全ての方向に沿って延長するリセスを作るために実施され得る。
好ましくは、上述のように、複数のインサートが嵌め合わされた単一片ブレードの鍛造による製造段階は、前記インサートの除去段階に従って得られた各リセスが、中心曲線に沿って実質的に径方向に延長するように実行される。
これに関して、鍛造操作のデジタルシミュレーションによって、ブレード中のリセスの最終位置、ならびにリセスの仕上げ形状を、容易に想定することが可能となることが示される。
本発明に従う製造方法の第1の好適な実施形態において、複数のインサートが嵌め込まれた単一片のファンブレードの鍛造による製造段階は、上記複数のインサートを有する供給要素から実行される。
このような構成において、本方法は、特に実施が簡単で且つ迅速である。
本発明に従う製造方法の第2の好適な実施形態において、複数のインサートが嵌め込まれた単一片のファンブレードの鍛造による製造段階は、
標準の供給要素を先行して鍛造する操作と、
先に鍛造された標準要素に前記複数のインサートを設置する操作と、
前記複数のインサートが嵌め込まれ、先に鍛造された標準の供給要素を鍛造し、複数のインサートを有する前記単一片のファンブレードを得る操作との実施を介して実行される。
標準の供給要素を先行して鍛造する操作と、
先に鍛造された標準要素に前記複数のインサートを設置する操作と、
前記複数のインサートが嵌め込まれ、先に鍛造された標準の供給要素を鍛造し、複数のインサートを有する前記単一片のファンブレードを得る操作との実施を介して実行される。
上述の方法の二つの好適な実施形態において、インサートの除去段階が、加溶媒分解を介して実行されることが想定でき、これらのインサートが、スチール、無機物、及び複合物からなる群から選ばれた材料で作られことが好ましい。これに関して、加溶媒分解は、使用される薬剤が、一般的にチタンまたはチタン合金の一つで作られるブレードを腐食することなく、インサートの成分材料の溶解を確実にするように実行されなければならないことが当然に分かる。
好適な方法では常に、インサートの初期の形状は、円柱または円柱ではない形のどちらでもよく、かつ円形断面または円形ではない断面のどちらでもよい。
最後に、本製造方法は、インサートの除去段階にブレードの仕上げ段階が続くように、連続して実行される。
更に、本発明の目的は、径方向にロータによって延長される根元部を備える、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードであって、このブレードは、複数のリセスを備え、各リセスは、中心線に沿って実質的に径方向に延長し、各中心線は、曲線である。
前記したように、曲線に沿う径方向の延長によって、リセスが、上表面および下表面に現れることなく、ブレードの湾曲プロファイルに従うことによって、径方向に延長できる場合には、かなり長い長さを有することが有利に可能となる。
従って、これらの径方向リセスの存在に起因する質量の減少は、特に、このファンブレードを径方向に完全に貫通するように、少なくとも一つのリセスが作られるようにブレードが構成される場合に、顕著であり得る。
少なくとも一つのリセスは、本発明の枠組みを狭めることなく、このブレードを部分的にのみ径方向に貫通するように作られることができることは、当然なことである。
最後に、ブレードの少なくとも一つのリセスは、曲線に沿う一定ではない断面のものであることが好ましい。
本発明の他の利点と特徴は、以下の非制限的詳細な記述で明らかになる。
この記述は、添付の図面を参照して行われる。
図1を参照すると、本発明の第1の好適な実施形態に従う、タービンエンジン(図示せず)用の単一片の中空ファンブレード1が示される。
この単一片の中空ファンブレード1は、大きな翼弦を有するファンロータブレードタイプのものであり、ロータブレード4によって径方向に延長する根元部2を備える。
このロータブレード4は、タービンエンジンの空気流の循環路に配置され、前縁10と後縁12によって接続される、夫々上表面6および下表面8と呼ばれる、二つの外部表面6および8を有する。更に、ロータブレード4は、根元部2とロータ4との間に、中間部14を有してもよいことが注目される。また、この中間部14は、「接続ポール」とも呼ばれる。
図1に見られるように、単一片の中空ファンブレード1は、例えば、チタン合金で作られ、複数のリセス16が設けられており、各リセスは、中心線18に従って実質的に径方向に延長している(前縁10に最も近い三つのリセスのみが、完全に示されている)。これらのリセスが上表面6および下表面8の周囲に現れることなく、これらのリセスの各々対してかなりの長さを確保するために、中心線18の各々は、曲線であり、ブレードのプロファイルに径方向に従うことができる。
第1の好適な実施形態において、各リセス16は、ブレード1を完全に径方向に貫通するようにブレード1内で延長し、各リセス16は、一方では、根元部2の下端20の周囲に、他方では、ロータブレード4の上端22に周囲に現れる。
更に、図1に表されるように、少なくとも一つのリセス16は、その中心線18に沿った一定ではない断面を有するようにしてもよい。実際、この好適な実施形態において、リセス16の断面は、根元部2の周囲ではロータブレード4の周囲よりも大きい。このように、リセス16の断面を変化させる能力によって、このブレード1の全体の質量における最大減少を得るように、引き抜かれる材料の容量をブレードの局所厚みに適合することができ、かつこのブレードが満足のいく機械特性を維持することを可能とする。同様に、ブレード1の中心の周囲にかなりの断面のリセスと、リセスが前縁10と後縁12に近接するに従って、断面サイズが漸進的に減少するリセスとを想定することが可能である。
図4と図5を参照すると、本発明の第2の好適な実施形態に従う、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレード1を夫々見ることができる。
これら二つの好適な実施形態において、これまでのように、リセスは、湾曲した中心線に沿って単一片の中空ファンブレード1中に径方向に延長するが、この前記ブレード1を部分的にのみ貫通するように延長する。
図4に示されるように、ブラインドリセス116は、ちょうど、上述の第1の好適な実施形態のリセス16のように、ロータブレード4の上端22に現れるように湾曲した中心線118に沿って延長する。しかしながら、これらのリセス116は、根元部2までは延長せず、ブレード1の径方向における中間点まで実質的に配置される、ブレード1の中央部へ延長するに過ぎない。
更に、図5に示されるように、ブラインドリセス216は、ちょうど、上述の第1の好適な実施形態のリセス16のように、根元部2の下端20に現れるように、湾曲した中心線218に沿って延長する。しかしながら、これらのリセス216は、ロータブレード4の上端22までは延長せず、ブレード1の径方向における中間点まで実質的に配置される、ブレード1の中央部へ延長するに過ぎない。
当然、本発明の枠組みを狭めることなく、第1、第2、および第3の好ましい実施形態の説明で示されるような、異なるように構成されたリセスを組み込む単一片のファンブレード1を想定することもできる。これに関して、ブレード1に対する要求が多い機械特性は、これらのリセスの数、ならびにリセスの断面と長さに影響を及ぼすことが指摘できる。
図2aから図2cを参照すると、本発明に従う製造方法の第1の好適な実施形態の異なる段階が、図解的に表される。
図2aは、複数のインサート26を備える供給要素24を示しており、この供給要素24は、供給要素24がブレードの形状を持つように、一回または幾回かの連続操作からなる鍛造段階を受けるようにされる。
供給要素24に一体化され、初期の円柱形状または非円柱形状のどちらでもよいインサート26は、例えば、スチール、複合物、または無機物を使用して作られるが、供給要素24は、チタン合金で作られることが好ましい。
知られている技術に従うこの鍛造段階を受けた後、次に、供給要素24は、このブレードのリセスの位置と同じ位置に配置されるインサート26が嵌め込まれた、図2bに表されるようなブレード1の形態を有する。この図2bを参照して、各インサートが、初期に二つのスタックされた共軸の円柱部分で円形断面(図2a)の形態であったインサート26は、鍛造段階中に変形されたことが分かる。
鍛造操作のデジタルシミュレーションによって、インサート26が嵌め込まれた供給要素24の初期の特定の構成に従い、供給要素24中のインサート26の最終位置、ならびにこれらの前記インサートの最終形状を想定することが可能となるのは当然である。
この好適な実施形態において、平面Pに沿う図2bの横断面に対応する図2cに表されるように、鍛造段階によって、インサート26がブレード1の翼弦30に沿って備えられ、かつ二つの平らにされた端部が、この前記翼弦30に中心を置く長円断面をインサートに持たせる。
当然、上述のように、インサート26の最終断面は、使用される変形モード、供給要素24中へのインサートの初期位置決めに従って、ならびにこれらのインサート26および供給要素24の初期形状に従って、変化してもよい。
図示として、図6から図8は、供給要素24の鍛造段階に従った、初期に円形断面の円柱部分を有するインサート26が、受けることができる、実質的に長円形状以外の種々の形状を表す。
図6は、鍛造段階中に大きな変形を受けた供給要素24に嵌め込まれたインサート26を示す。このように、このインサート26の断面は、ブレード1の翼弦30に実質的に沿って延長し、かつその中心部が二つの端部よりも僅かに薄い形状を有する。
図7と図8は、鍛造段階中に小さな変形を受けた供給要素24に備えられたインサート26を示す。これらのインサート26の断面は、図2cに表された形状に類似する略長円形状であり、夫々、一つ又は二つの平坦な端が、ブレード1の翼弦30に沿って実質的に漸進的に先細りとなっている。
この段階が一旦実行されると、次に、インサート26の除去段階が、実行されて、インサート26が、同じ形状のリセスに取って代わる。
この段階は、例えば、これらのインサート26が嵌め込まれたブレード1を、ブレードの劣化を起こさない適切な薬剤の浴に浸漬することによって、インサート26の加溶媒分解を介して実行されることが好ましい。
このように、単一片の中空ファンブレード1は、図1に表されるもののように得られ、そのリセス16は、湾曲した中心線28に一致する湾曲した中心線18に沿って延長し、この湾曲した中心線28に沿って、インサートが除去される前に、インサート26が供給要素24を貫通するように延長する。
最後に、この段階には、ブレード1に望ましいエアーフォイルプロファイルを正確に与えるための、ブレード1の標準の仕上げ段階が続くことができる。
図3aから図3eを参照すると、本発明に従う製造方法の第2の好適な実施の形態の異なる段階が、図解的に表されている。
この好適な実施形態において、複数のインサートが嵌め込まれた単一片のファンブレードの鍛造による第1の製造段階のみが、前述の好適な実施形態において記述された方法に比べて異なっている。
実際に、標準の供給要素32のための先行する鍛造操作の実施は、図3aに表されるように、最初に実行される。
この標準の供給要素32は、チタン合金で作られるのが好ましく、実質的に円形断面の円柱形状を有する。
このように、先行する鍛造操作は、一回又は幾回かの連続する鍛造操作、好ましくは、一回だけの鍛造操作からなることができ、その目的は、図3bに示されるようなブレードの適切な形状を有するプリフォームのような、先に鍛造された供給要素32を得るためである。
次に、この先に鍛造された供給要素32に、図3cに見られるように、インサートを収容するための複数の穴34が作られる。これに関して、これらの穴34を作ることは、機械加工のような標準の技術を使用して実行されることが明記される。更に、要求が多いブレード1に対する機械特性は、想定される穴34の数、ならびに穴の断面および長さを画定することは明白である。例示として、形成された穴34は、円筒形であり、一定の断面のものである。更に、図3cに明確に示されるように、穴34の断面は、プリフォームの中心近くに配置される断面が非常に大きく、このプリフォームの縁部へより近いこれらの穴34はサイズが減少される。プリフォーム中の穴34の実行可能性規準は、これらの穴34に対して適用され得る最大寸法の設定に必要となるのは当然である。
穴34が、プリフォームの実質的に径方向に作られると、図3dと図3eに示されるように、相補形状の、従って、円柱形で円形断面のインサート26が、プリフォームの内側に効果的に配置される。
このように、鍛造操作は、先に鍛造された、複数のインサート26を備える標準の供給要素32に対して実行され、複数のインサート26が嵌め込まれた単一片ブレードを得ることができる。このように、得られたブレードは、変形された各インサートが、その関連する曲線28に沿って実質的に一定の断面を有することを除いて、これらのインサート26の初期の円柱形状に起因して、図2bに表されるブレードに類似する。
前述された好ましい実施形態で、インサート26の最終断面は、採用される変形モード、先に鍛造された供給要素32におけるインサート26の位置、ならびにこれらのインサート26と先に鍛造された供給要素24の初期形状によって変化しても良い。
引き続いて、除去及び仕上げ段階は、本発明に従う方法の第1の好適な実施形態に記述された段階と実質的に同一である。
当然、当業者によって、種々の変更が、非制限例として単独で記述された単一片の中空ブレード1を製造する方法に導入されることができる。
1 単一片の中空ファンブレード
2 根元部
4 ロータブレード
6 上表面
8 下表面
10 前縁
12 後縁
14 中間部
16、116 リセス
18 中心線
20 下端
22 上端
24、32 供給要素
26 インサート
28、118、218 湾曲した中心線
30 翼弦
34 穴
216 ブラインドリセス
P 平面
2 根元部
4 ロータブレード
6 上表面
8 下表面
10 前縁
12 後縁
14 中間部
16、116 リセス
18 中心線
20 下端
22 上端
24、32 供給要素
26 インサート
28、118、218 湾曲した中心線
30 翼弦
34 穴
216 ブラインドリセス
P 平面
Claims (13)
- 径方向にロータブレード(4)によって延長される根元部(2)を備える、タービンエンジン用の単一片の中空ファンブレードを製造する方法であって、該方法が、
複数のインサート(26)を有する単一片のファンブレード(1)を鍛造によって製造する段階と、
前記ブレード(1)中に複数のリセス(16、116、216)を得るように、インサート(26)を除去する段階とを含むことを特徴とする、製造方法。 - 複数のインサート(26)が嵌め込まれた単一片のブレード(1)の鍛造による製造段階が、インサート(26)の除去段階に従って得られた各リセス(16、116、216)が、湾曲した中心線(18、118、218)に沿って実質的に径方向に延長するように実行されることを特徴とする、請求項1に記載の製造方法。
- 複数のインサート(26)が嵌め込まれた単一片の中空ファンブレード(1)の鍛造による製造段階が、前記複数のインサート(26)を備える供給要素(24)から実行されることを特徴とする、請求項1または2に記載の製造方法。
- 複数のインサート(26)が嵌め込まれた単一片の中空ファンブレード(1)の鍛造による製造段階が、
標準の供給要素を先行して鍛造する段階と、
先に鍛造された標準の供給要素(32)に前記複数のインサート(26)を設置する段階と、
前記複数のインサート(26)が嵌め込まれ、先に鍛造された標準の供給要素(32)を鍛造し、複数のインサート(26)を有する前記単一片のファンブレード(1)を得る段階との実施によって実行されることを特徴とする、請求項1または2に記載の製造方法。 - 前記インサート(26)の除去段階が、複数のインサート(26)の加溶媒分解によって実行されることを特徴とする、請求項1から4のいずれか一項に記載の製造方法。
- 各インサート(26)が、スチール、無機物、および複合物で構成される群から選択された材料で作られることを特徴とする、請求項1から5のいずれか一項に記載の製造方法。
- 前記インサート(26)の初期の形状が、円柱形または非円柱形のどちらでもよいことを特徴とする、請求項1から6のいずれか一項に記載の製造方法。
- 前記インサート(26)の除去段階に、前記ブレード(1)の仕上げ段階が続くことを特徴とする、請求項1から7のいずれか一項に記載の製造方法。
- 径方向にロータブレード(4)によって延長される根元部(2)を備えるタービンエンジン用の単一片の中空ファンブレード(1)であって、前記中空ファンブレード(1)が、複数のリセス(16、116、216)を備え、各リセスが、中心線(18、118、218)に沿って実質的に径方向に延長し、各中心線(18、118、218)は、曲線であることを特徴とする、ブレード(1)。
- 少なくとも一つのリセス(16)が、前記ブレード(1)を径方向に完全に通過するように作られることを特徴とする、請求項9に記載のブレード(1)。
- 少なくとも一つのリセス(16)が、前記ブレード(1)を径方向に部分的にのみ貫通するように作られることを特徴とする、請求項9または10に記載のブレード(1)。
- 少なくとも一つのリセス(16、116、216)が、前記中心線(18、118、および218)に沿う一定ではない断面のものであることを特徴とする、請求項9から11のいずれか一項に記載のブレード(1)。
- ブレードが、チタンまたはチタン合金の一つで作られることを特徴とする、請求項9から12のいずれか一項に記載のブレード(1)。
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DE102004054752A1 (de) * | 2004-11-12 | 2006-05-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe |
RU2486275C1 (ru) * | 2012-05-24 | 2013-06-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Способ получения ультрамелкозернистой заготовки лопатки гтд из титановых сплавов |
US20160256954A1 (en) * | 2013-10-09 | 2016-09-08 | United Technologies Corporation | Method and system for diffusion bonded components having internal passages |
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CN104842129A (zh) * | 2015-03-30 | 2015-08-19 | 北京机电研究所 | 燃气轮机用叶片精密挤压成形的方法 |
FR3077016B1 (fr) * | 2018-01-22 | 2021-10-01 | Aubert & Duval Sa | Procede de fabrication d'une piece creuse en un materiau metallique et utilisation de ce procede pour fabriquer une tige ou un balancier de train d'atterrissage |
FR3081370B1 (fr) * | 2018-05-22 | 2020-06-05 | Safran Aircraft Engines | Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication |
CN111438319A (zh) * | 2020-04-23 | 2020-07-24 | 天仟重工有限公司 | 一种燃气轮机大型叶片近净成型工艺 |
RU2748815C1 (ru) * | 2020-10-08 | 2021-05-31 | Акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" | Гребной винт |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2687278A (en) * | 1948-05-26 | 1954-08-24 | Chrysler Corp | Article with passages |
US2696364A (en) * | 1948-07-08 | 1954-12-07 | Thompson Prod Inc | Turbine bucket |
US2679669A (en) * | 1949-09-21 | 1954-06-01 | Thompson Prod Inc | Method of making hollow castings |
DE1055332B (de) * | 1954-04-29 | 1959-04-16 | Wiggin & Co Ltd Henry | Verfahren zum Herstellen von metallischen Werkstuecken, z. B. Turbinenschaufeln, mitLaengskanaelen |
GB820939A (en) * | 1955-09-09 | 1959-09-30 | Garringtons Ltd | Improved method for the production of metal blades having internal passages |
CH334031A (fr) * | 1955-10-20 | 1958-11-15 | Wiggin & Co Ltd Henry | Procédé de fabrication d'une aube de turbine ou de compresseur |
GB879981A (en) * | 1956-09-13 | 1961-10-11 | Wiggin & Co Ltd Henry | Improvements in and relating to hollow turbine blades |
US3044153A (en) * | 1956-10-12 | 1962-07-17 | Rolls Royce | Manufacture by extrusion of turbine engine blades |
US2965955A (en) * | 1956-10-23 | 1960-12-27 | Int Nickel Co | Production of hollow turbine blades |
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US2972807A (en) * | 1957-02-19 | 1961-02-28 | Int Nickel Co | Method of making hollow turbine or compressor blades |
US2972182A (en) * | 1957-02-22 | 1961-02-21 | Rolls Royce | Turbine and compressor blades |
FR1171037A (fr) * | 1957-04-09 | 1959-01-21 | Comptoir Ind Etirage | Perfectionnements au filage à chaud des métaux et outillage pour leur réalisation |
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DE1217177B (de) * | 1958-05-21 | 1966-05-18 | Rolls Royce | Verfahren zum Herstellen einer Endverdickung am Rohling einer Schaufel |
GB853004A (en) * | 1958-05-21 | 1960-11-02 | Rolls Royce | Improvements in the manufacture of gas turbine blades |
US4118147A (en) * | 1976-12-22 | 1978-10-03 | General Electric Company | Composite reinforcement of metallic airfoils |
US4574451A (en) * | 1982-12-22 | 1986-03-11 | General Electric Company | Method for producing an article with a fluid passage |
US4815939A (en) * | 1986-11-03 | 1989-03-28 | Airfoil Textron Inc. | Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs |
FR2695163B1 (fr) * | 1992-09-02 | 1994-10-28 | Snecma | Aube creuse pour turbomachine et son procédé de fabrication. |
US5947688A (en) * | 1997-12-22 | 1999-09-07 | General Electric Company | Frequency tuned hybrid blade |
FR2794167B1 (fr) * | 1999-05-28 | 2001-06-22 | Snecma | Aube creuse pour turbomachine et son procede de fabrication |
GB0112876D0 (en) * | 2001-05-26 | 2001-07-18 | Rolls Royce Plc | A method of manufacturing an article |
DE10301755A1 (de) * | 2003-01-18 | 2004-07-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fanschaufel für ein Gasturbienentriebwerk |
US6705011B1 (en) * | 2003-02-10 | 2004-03-16 | United Technologies Corporation | Turbine element manufacture |
-
2003
- 2003-05-27 FR FR0350187A patent/FR2855441B1/fr not_active Expired - Lifetime
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Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008019856A (ja) * | 2006-07-11 | 2008-01-31 | General Electric Co <Ge> | ファンブレード及びターボファンエンジン組立体 |
JP2011515621A (ja) * | 2008-03-25 | 2011-05-19 | スネクマ | 中空ブレードの製造方法 |
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