JP2918722B2 - 中空金属製品の製造方法 - Google Patents
中空金属製品の製造方法Info
- Publication number
- JP2918722B2 JP2918722B2 JP3265263A JP26526391A JP2918722B2 JP 2918722 B2 JP2918722 B2 JP 2918722B2 JP 3265263 A JP3265263 A JP 3265263A JP 26526391 A JP26526391 A JP 26526391A JP 2918722 B2 JP2918722 B2 JP 2918722B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- preform
- product
- manufacturing
- hollow metal
- shape
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 22
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 title claims description 15
- 239000002184 metal Substances 0.000 title claims description 15
- 239000000047 product Substances 0.000 claims description 43
- 238000005242 forging Methods 0.000 claims description 28
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 19
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims description 15
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims description 11
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims description 8
- 239000012467 final product Substances 0.000 claims description 7
- 238000005304 joining Methods 0.000 claims description 7
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 6
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 claims description 4
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 2
- 230000000181 anti-adherent effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 2
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 claims 1
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 5
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 5
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 4
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N Argon Chemical compound [Ar] XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000007792 addition Methods 0.000 description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 2
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 2
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 2
- SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoyttriooxy)yttrium Chemical compound O=[Y]O[Y]=O SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 241000272186 Falco columbarius Species 0.000 description 1
- 235000014676 Phragmites communis Nutrition 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000883 Ti6Al4V Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 229910021535 alpha-beta titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052786 argon Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 239000007795 chemical reaction product Substances 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
- B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
- B21D26/00—Shaping without cutting otherwise than using rigid devices or tools or yieldable or resilient pads, i.e. applying fluid pressure or magnetic forces
- B21D26/02—Shaping without cutting otherwise than using rigid devices or tools or yieldable or resilient pads, i.e. applying fluid pressure or magnetic forces by applying fluid pressure
- B21D26/053—Shaping without cutting otherwise than using rigid devices or tools or yieldable or resilient pads, i.e. applying fluid pressure or magnetic forces by applying fluid pressure characterised by the material of the blanks
- B21D26/059—Layered blanks
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
- B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
- B21D53/00—Making other particular articles
- B21D53/78—Making other particular articles propeller blades; turbine blades
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/49336—Blade making
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/49336—Blade making
- Y10T29/49339—Hollow blade
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Forging (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、中空金属構造の製造
方法に関するもので、特にプリフォームの片側機械加
工、鍛造、拡散接着、超可塑膨張成形技術を使用した中
空のエアフォイル構造物の製造方法の改良に関するもの
である。
方法に関するもので、特にプリフォームの片側機械加
工、鍛造、拡散接着、超可塑膨張成形技術を使用した中
空のエアフォイル構造物の製造方法の改良に関するもの
である。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、非常な進歩を
とげ、航空機の推進装置として特に利用性が高いことが
知られている。性能及び効率に対する要求が急激に高ま
り、軽量化が、重要な課題となっている。従って、多く
のガスタービンエンジン部品は中空に形成することが望
ましいものとされている。
とげ、航空機の推進装置として特に利用性が高いことが
知られている。性能及び効率に対する要求が急激に高ま
り、軽量化が、重要な課題となっている。従って、多く
のガスタービンエンジン部品は中空に形成することが望
ましいものとされている。
【０００３】こうした中空部品を製造するために多くの
技術が開発されてきている。代表的な作業は、機械加
工、鍛造、鋳造、接着である。これらの作業は、他の作
業の中で種々の組み合わせで見ることが出来、例えばア
メリカ特許３，６２３，２０４、３，６２８，２２６、
４，０８９，４５６、４，３６４，１６０及び４，６４
２，８６３には、これらの加工技術が開示されている。
これらのアメリカ特許の開示内容は、本明細書の一部と
して援用する。
技術が開発されてきている。代表的な作業は、機械加
工、鍛造、鋳造、接着である。これらの作業は、他の作
業の中で種々の組み合わせで見ることが出来、例えばア
メリカ特許３，６２３，２０４、３，６２８，２２６、
４，０８９，４５６、４，３６４，１６０及び４，６４
２，８６３には、これらの加工技術が開示されている。
これらのアメリカ特許の開示内容は、本明細書の一部と
して援用する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】これらの製造方法は全
て、プリフォームの全面を同様に加工する複雑な機械加
工作業を、部品の複数化、多数の操作、及び／または複
雑な工具操作が必要とされる。これらの全ての因子は、
作業時間を伸張させ、コストを増大させる。
て、プリフォームの全面を同様に加工する複雑な機械加
工作業を、部品の複数化、多数の操作、及び／または複
雑な工具操作が必要とされる。これらの全ての因子は、
作業時間を伸張させ、コストを増大させる。
【０００５】そこで本発明の目的は、完成品形状を所望
の形状としながら簡素化された機械加工概念及び簡素な
接着工具を使用して中空製品を製造する方法を提供する
ことにある。
の形状としながら簡素化された機械加工概念及び簡素な
接着工具を使用して中空製品を製造する方法を提供する
ことにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の方法は、製造す
る製品を、二乃至それ以上の部分に、それらの部分を接
合する面を規定する面に沿って分割する。出発部分の形
状を与えるために、有限要素分析が行われ、逆方向に製
造作業がシミュレートされる。即ち、完成品のジオメト
リから出発して出発部分のジオメトリに板方向のシミュ
レーションが行われる。有限要素の分析によるプリフォ
ームのジオメトリの決定は、最終製品の部分から分析を
開始し、部分全体にグリッドを形成し、製造作業におい
て負荷される向きと逆向きに応力を作用させて各グリッ
ド点における金属の動き（またはひずみ）をシミュレー
トする。この方法により、最終製品の部分を製造するた
めに必要なプリフォームの形状が示される。有限要素分
析における計算は、周知のコンピュータプログラムを用
いて行うことが出来る。
る製品を、二乃至それ以上の部分に、それらの部分を接
合する面を規定する面に沿って分割する。出発部分の形
状を与えるために、有限要素分析が行われ、逆方向に製
造作業がシミュレートされる。即ち、完成品のジオメト
リから出発して出発部分のジオメトリに板方向のシミュ
レーションが行われる。有限要素の分析によるプリフォ
ームのジオメトリの決定は、最終製品の部分から分析を
開始し、部分全体にグリッドを形成し、製造作業におい
て負荷される向きと逆向きに応力を作用させて各グリッ
ド点における金属の動き（またはひずみ）をシミュレー
トする。この方法により、最終製品の部分を製造するた
めに必要なプリフォームの形状が示される。有限要素分
析における計算は、周知のコンピュータプログラムを用
いて行うことが出来る。
【０００７】図１には代表的なエアフォイル形状の断面
が示されており、図示の形状は二つの部分に分割されて
いる。有限要素分析グリッドが、一方の部分に形成され
ている。破線は、製造工程において必要となる余分な材
料を示しており、この余分な部分は仕上げ作業において
除去される。図２には、有限要素分析によって決定され
た形状が示されている。図１のグリッドポイントＡ，
Ｂ，Ｃ，Ｄ，Ｅ，Ｆと図２のＡ’，Ｂ’，Ｃ’，Ｅ’，
Ｆ’の比較により、製造作業において金属がどのように
流れると推定されるかが示される。
が示されており、図示の形状は二つの部分に分割されて
いる。有限要素分析グリッドが、一方の部分に形成され
ている。破線は、製造工程において必要となる余分な材
料を示しており、この余分な部分は仕上げ作業において
除去される。図２には、有限要素分析によって決定され
た形状が示されている。図１のグリッドポイントＡ，
Ｂ，Ｃ，Ｄ，Ｅ，Ｆと図２のＡ’，Ｂ’，Ｃ’，Ｅ’，
Ｆ’の比較により、製造作業において金属がどのように
流れると推定されるかが示される。
【０００８】本発明の特徴の一つは、有限要素分析によ
り対象物の外表面がプリフォームにおける平坦面に変換
されることである。従って、プリフォームは、矩形の材
料で形成され、矩形の出発材料の片側のみを機械加工し
て形成することが出来る。
り対象物の外表面がプリフォームにおける平坦面に変換
されることである。従って、プリフォームは、矩形の材
料で形成され、矩形の出発材料の片側のみを機械加工し
て形成することが出来る。
【０００９】各部分のプリフォームの接着面及びくぼみ
部は、二つの部分が整列され接着されたときに、内部に
空間を持った中空の中間形状が形成されるように機械加
工される。プリフォームの相互に接合する空間を機械加
工するのが通例であるが、適当にデザインすることによ
って、一方のプリフォームに片側のみを機械加工すれば
十分となる。最終製品は、曲面状の外表面を有している
ので、ある種の鍛造変形が材料の接合部分または接合作
業中に生じることは必須である。この変形はまた、良好
な接着接合を得る為にも必須である。
部は、二つの部分が整列され接着されたときに、内部に
空間を持った中空の中間形状が形成されるように機械加
工される。プリフォームの相互に接合する空間を機械加
工するのが通例であるが、適当にデザインすることによ
って、一方のプリフォームに片側のみを機械加工すれば
十分となる。最終製品は、曲面状の外表面を有している
ので、ある種の鍛造変形が材料の接合部分または接合作
業中に生じることは必須である。この変形はまた、良好
な接着接合を得る為にも必須である。
【００１０】鍛造中及び接合中にキャビティを形成する
部分には、内部からの支持がない。従って、高圧が、高
温下で中空製品の内部に負荷される。この作業は、超可
塑膨張と呼ばれ、接合されたプリフォームが、確実に膨
張作業に使用するために機械加工によって形成されてキ
ャビティの形状に一致した形状となる。
部分には、内部からの支持がない。従って、高圧が、高
温下で中空製品の内部に負荷される。この作業は、超可
塑膨張と呼ばれ、接合されたプリフォームが、確実に膨
張作業に使用するために機械加工によって形成されてキ
ャビティの形状に一致した形状となる。
【００１１】こうした成形作業が終了した後に、余分な
材料がプリフォームのエッジ部から除去されて、最終的
な製品となる。
材料がプリフォームのエッジ部から除去されて、最終的
な製品となる。
【００１２】本発明の構成によれば、相互に対向する所
定の形状のプリフォームの少なくとも二つの構成部分の
少なくとも一方の構成部分の片側を機械加工して、少な
くとも一つの凹部を持つ形状に形成し、前記プリフォー
ムの少なくとも二つの構成部分を所定の形状のキャビテ
ィを形成した型内において鍛造及び接着して、プリフォ
ームの外面の形状を前記所定形状に実質的に一致させる
とともに、凹部を形成していない部分を相互に接着して
少なくとも一つの内部キャビティを有するプリフォーム
を形成し、接着されたプリフォームを前記少なくとも一
つの内部キャビティに非酸化性の高圧ガスと導入して、
接合されたプリフォームの外表面が前記型のキャビティ
の内面に密着するようにプリフォームを膨張させて成形
品を形成し、該成形品を所望の最終形状に機械加工する
工程を含んでいる中空金属製品の製造方法が提供され
る。
定の形状のプリフォームの少なくとも二つの構成部分の
少なくとも一方の構成部分の片側を機械加工して、少な
くとも一つの凹部を持つ形状に形成し、前記プリフォー
ムの少なくとも二つの構成部分を所定の形状のキャビテ
ィを形成した型内において鍛造及び接着して、プリフォ
ームの外面の形状を前記所定形状に実質的に一致させる
とともに、凹部を形成していない部分を相互に接着して
少なくとも一つの内部キャビティを有するプリフォーム
を形成し、接着されたプリフォームを前記少なくとも一
つの内部キャビティに非酸化性の高圧ガスと導入して、
接合されたプリフォームの外表面が前記型のキャビティ
の内面に密着するようにプリフォームを膨張させて成形
品を形成し、該成形品を所望の最終形状に機械加工する
工程を含んでいる中空金属製品の製造方法が提供され
る。
【００１３】この場合、前記中空製品は、エンジンのエ
アフォイルとすることが出来る。また、前記の相互に対
向する構成部分は、前記外表面を前記製品の中実部分が
形成するのに必要な材料によって形成された平坦な面に
変換する有限要素分析技術によって決定された形状を有
し、従って全ての機械加工が片側に行うことが出来る。
さらに、接合は、最終製品の中立応力面で発生するよう
にプリフォームを分割することが可能である。
アフォイルとすることが出来る。また、前記の相互に対
向する構成部分は、前記外表面を前記製品の中実部分が
形成するのに必要な材料によって形成された平坦な面に
変換する有限要素分析技術によって決定された形状を有
し、従って全ての機械加工が片側に行うことが出来る。
さらに、接合は、最終製品の中立応力面で発生するよう
にプリフォームを分割することが可能である。
【００１４】なお、前記の鍛造、接着及び膨張の作業
が、単一の装置により連続的に行うことが出来る。さら
に、前記成形物内の少なくとも一つのキャビティに高圧
ガスを導入して膨張を生起するチューブが中空製品の材
料よりも大きな熱膨張係数を持つ物質で形成することが
好ましい。また、中空製品を形成する材料は、成形温度
において超可塑性の特性を有していることが望ましい。
さらに、前記プリフォームの構成部分のキャビティを包
囲する部分には、接着防止剤が塗布することが有利であ
る。さらに、前記二つのプリフォーム構成部分は、それ
ぞれ前記凹部を設けることが可能である。
が、単一の装置により連続的に行うことが出来る。さら
に、前記成形物内の少なくとも一つのキャビティに高圧
ガスを導入して膨張を生起するチューブが中空製品の材
料よりも大きな熱膨張係数を持つ物質で形成することが
好ましい。また、中空製品を形成する材料は、成形温度
において超可塑性の特性を有していることが望ましい。
さらに、前記プリフォームの構成部分のキャビティを包
囲する部分には、接着防止剤が塗布することが有利であ
る。さらに、前記二つのプリフォーム構成部分は、それ
ぞれ前記凹部を設けることが可能である。
【００１５】
【実施例】以下に、本発明の好適実施例による中空エア
フォイル形状製品の製造方法を図１乃至図１０を参照し
ながら説明する。
フォイル形状製品の製造方法を図１乃至図１０を参照し
ながら説明する。
【００１６】まず、図３には、最終的なエアフォイル形
状製品１０が示されている。エアフォイル形状製品１０
は、前端部１２、後端部１４、エアフォイル面１６、先
端部１８及び基部２０を有する形状となっている。中空
部２２は、このエアフォイル形状製品の全長にわたって
形成されている。
状製品１０が示されている。エアフォイル形状製品１０
は、前端部１２、後端部１４、エアフォイル面１６、先
端部１８及び基部２０を有する形状となっている。中空
部２２は、このエアフォイル形状製品の全長にわたって
形成されている。
【００１７】エアフォイル形状製品１０は、中立応力面
２４に沿って二つの部分に分割される。この中立応力面
２４は、エアフォイル形状内の面であり、この面内にお
いて引っ張り応力が圧縮応力に変化し、従って応力の最
も小さい位置である。このため、中立応力面２４で接合
した後、この作動応力が最小となる接合点においていか
なる強度不足も生じないものとなる。
２４に沿って二つの部分に分割される。この中立応力面
２４は、エアフォイル形状内の面であり、この面内にお
いて引っ張り応力が圧縮応力に変化し、従って応力の最
も小さい位置である。このため、中立応力面２４で接合
した後、この作動応力が最小となる接合点においていか
なる強度不足も生じないものとなる。
【００１８】図１及び図２に関して前述した有限要素分
析は、エアフォイル形状の部分を形成する製造作業のシ
ーケンスを逆向きに遡って行われる。有限要素の計算
は、材料に温度、圧力及びひずみが作用する鍛接中の材
料の移動をモデルとする。本発明においては、エアフォ
イル形状の外側表面は、平坦な面に変換され、各平坦面
領域は、エアフォイル形状の対応する領域の位置に近似
した位置に配置される。
析は、エアフォイル形状の部分を形成する製造作業のシ
ーケンスを逆向きに遡って行われる。有限要素の計算
は、材料に温度、圧力及びひずみが作用する鍛接中の材
料の移動をモデルとする。本発明においては、エアフォ
イル形状の外側表面は、平坦な面に変換され、各平坦面
領域は、エアフォイル形状の対応する領域の位置に近似
した位置に配置される。
【００１９】余分な材料が、全周面に取扱いの為に付加
され、形成する部分のプリフォームを完全に包囲する最
小形状（通常矩形）が形成される。
され、形成する部分のプリフォームを完全に包囲する最
小形状（通常矩形）が形成される。
【００２０】この方法によって部分を有効に作成するた
めに、出発材料は、使用する成形条件において超可塑性
でなければならない。即ち、出発材料は、変形中に局部
的な薄肉を生じることなく大きく可塑変形する事が出来
る必要がある。これは、一般に、高温における低いひず
み率及び比較的低い負荷によって発生し、しばしば粒径
や生地等の材料の特性に依存する。アルファ−ベータチ
タン合金、ある種のスチール、いくつかのニッケル基材
超合金等の不可避的に超可塑性特性を持つか、または超
可塑性を持つように処理することが出来る材料が適当な
材料となる。
めに、出発材料は、使用する成形条件において超可塑性
でなければならない。即ち、出発材料は、変形中に局部
的な薄肉を生じることなく大きく可塑変形する事が出来
る必要がある。これは、一般に、高温における低いひず
み率及び比較的低い負荷によって発生し、しばしば粒径
や生地等の材料の特性に依存する。アルファ−ベータチ
タン合金、ある種のスチール、いくつかのニッケル基材
超合金等の不可避的に超可塑性特性を持つか、または超
可塑性を持つように処理することが出来る材料が適当な
材料となる。
【００２１】図４には、機械加工片２５が示されてい
る。この機械加工片２５は、出発材料の片側に全ての所
要の機械加工を片側に施して形成される。この特定の形
状において、いくつかの面２６は未加工の矩形出発材料
の面に対応した基準面に対して角度を有しているが、全
ての面は平坦に機械加工される。対向する溝２８がプリ
フォーム部分２５に形成され、この溝によって膨張チュ
ーブの導入孔が形成される。加工されたキャビティ２９
が、部分のプリフォームに設けられ、中空製品内の中空
キャビティを構成する。
る。この機械加工片２５は、出発材料の片側に全ての所
要の機械加工を片側に施して形成される。この特定の形
状において、いくつかの面２６は未加工の矩形出発材料
の面に対応した基準面に対して角度を有しているが、全
ての面は平坦に機械加工される。対向する溝２８がプリ
フォーム部分２５に形成され、この溝によって膨張チュ
ーブの導入孔が形成される。加工されたキャビティ２９
が、部分のプリフォームに設けられ、中空製品内の中空
キャビティを構成する。
【００２２】図５に示すように、二つの部分のプリフォ
ーム２５が、鍛接作業を行うために近接して配置され
る。接着することが好ましくない部分には、通常イット
リウム酸化物等の接着防止剤が塗布される。この図示の
例においては、接着防止剤は、中空製品の中空キャビテ
ィを構成するキャビティ２９の部分に塗布される。両プ
リフォームを所定の位置関係を保持するために、仮止め
溶接３０が使用される。なお、仮止め溶接を行わず、タ
ブやピンを使用して両プリフォームの相対位置を保持す
ることも可能である。
ーム２５が、鍛接作業を行うために近接して配置され
る。接着することが好ましくない部分には、通常イット
リウム酸化物等の接着防止剤が塗布される。この図示の
例においては、接着防止剤は、中空製品の中空キャビテ
ィを構成するキャビティ２９の部分に塗布される。両プ
リフォームを所定の位置関係を保持するために、仮止め
溶接３０が使用される。なお、仮止め溶接を行わず、タ
ブやピンを使用して両プリフォームの相対位置を保持す
ることも可能である。
【００２３】図６は、図５の６−６線断面を示してお
り、同図には、鍛接を行うための両プリフォームの位置
関係が示されている。
り、同図には、鍛接を行うための両プリフォームの位置
関係が示されている。
【００２４】図７には、図示のように最終製品の外形形
状に一致した形状に加工されたキャビティ３４，３６を
持つ鍛造用割型３１，３２が示されている。四つの孔４
０に挿通する四本のポストによって処理作業中の割型３
１，３２の適切な整列が確実に行われるように構成され
る。対向する溝４２が割型３１，３２に形成される。こ
の溝４２によって形成される通孔は、エアフォイル形状
の部分に形成した溝によって形成される通孔と一直線状
に整列され、膨張チューブ４４がこの整列された通孔を
介して導入されるように構成される。
状に一致した形状に加工されたキャビティ３４，３６を
持つ鍛造用割型３１，３２が示されている。四つの孔４
０に挿通する四本のポストによって処理作業中の割型３
１，３２の適切な整列が確実に行われるように構成され
る。対向する溝４２が割型３１，３２に形成される。こ
の溝４２によって形成される通孔は、エアフォイル形状
の部分に形成した溝によって形成される通孔と一直線状
に整列され、膨張チューブ４４がこの整列された通孔を
介して導入されるように構成される。
【００２５】これらの方法に使用される材料は、いずれ
も超可塑性及び高温における高い延性を示すが、鍛接に
は大きな力が必要となる。実際上、この鍛接及び膨張作
業に使用する型を形成することの出来る材料は、超合
金、いくつかのスチール、ＴＺＭモリブデン等のモリブ
デン基材超合金等である。ＴＺＭモリブデンは、高い耐
クリープ性を有しており、他の材料に較べて長期間成形
作業に使用することが出来る利点を有している。しかし
ながら、ＴＺＭモリブデンは、約８００゜Ｆより高い温
度では、酸化に対する感応性が過剰となり、従って高温
での処理を非酸化雰囲気または負圧雰囲気で行う必要が
ある。これは、チタン合金の用に酸化に対して高い感応
性を持った材料にとっては、望ましい鍛接条件を保証す
る。
も超可塑性及び高温における高い延性を示すが、鍛接に
は大きな力が必要となる。実際上、この鍛接及び膨張作
業に使用する型を形成することの出来る材料は、超合
金、いくつかのスチール、ＴＺＭモリブデン等のモリブ
デン基材超合金等である。ＴＺＭモリブデンは、高い耐
クリープ性を有しており、他の材料に較べて長期間成形
作業に使用することが出来る利点を有している。しかし
ながら、ＴＺＭモリブデンは、約８００゜Ｆより高い温
度では、酸化に対する感応性が過剰となり、従って高温
での処理を非酸化雰囲気または負圧雰囲気で行う必要が
ある。これは、チタン合金の用に酸化に対して高い感応
性を持った材料にとっては、望ましい鍛接条件を保証す
る。
【００２６】図５に示すように接合された二つのプリフ
ォームは、鍛接型中に装着され、膨張チューブ４４が、
型に溝４２によって形成された通孔及びプリフォームに
溝２８によって形成された通孔を挿通して配置される。
膨張チューブ４４の材料は、鍛接圧に対して耐性があ
り、押しつぶされることがなく、またエアフォイル形状
製品のプリフォームよりも大きな熱膨張率を持つものが
選択される。従って、チューブは、膨張温度まで加熱す
ることによって膨張して、気密シールを形成するととも
に、冷却により収縮して容易に成形されたプリフォーム
から取り外すことが出来るものとなる。
ォームは、鍛接型中に装着され、膨張チューブ４４が、
型に溝４２によって形成された通孔及びプリフォームに
溝２８によって形成された通孔を挿通して配置される。
膨張チューブ４４の材料は、鍛接圧に対して耐性があ
り、押しつぶされることがなく、またエアフォイル形状
製品のプリフォームよりも大きな熱膨張率を持つものが
選択される。従って、チューブは、膨張温度まで加熱す
ることによって膨張して、気密シールを形成するととも
に、冷却により収縮して容易に成形されたプリフォーム
から取り外すことが出来るものとなる。
【００２７】接合された部分を収容した鍛接型は、型の
表面に所要の力を負荷することが出来る鍛造プレス上に
配置される。型及び接合された両部分のプリフォーム
は、鍛接温度まで加熱される。鍛接型に鍛接圧が負荷さ
れると、二つの割型が相対的に接近する向きに変位し
て、型のキャビティの形状に一致するように鍛造され、
接合部の材料がこの鍛接圧に対向する支持力を発揮す
る。この手段により、矩形形状として与えられた前端部
及び後端部が円曲面に形成される。ストッパブロック４
６が型に設けられ、プリフォームの圧下率を制限する。
図示の例においては、ストッパブロック４６の大きさ及
び位置は、接合面全域における圧下率が８％以上となる
ように選択される。
表面に所要の力を負荷することが出来る鍛造プレス上に
配置される。型及び接合された両部分のプリフォーム
は、鍛接温度まで加熱される。鍛接型に鍛接圧が負荷さ
れると、二つの割型が相対的に接近する向きに変位し
て、型のキャビティの形状に一致するように鍛造され、
接合部の材料がこの鍛接圧に対向する支持力を発揮す
る。この手段により、矩形形状として与えられた前端部
及び後端部が円曲面に形成される。ストッパブロック４
６が型に設けられ、プリフォームの圧下率を制限する。
図示の例においては、ストッパブロック４６の大きさ及
び位置は、接合面全域における圧下率が８％以上となる
ように選択される。
【００２８】鍛接型の割型が、ストッパブロック４６に
よって制限された位置まで移動すると、鍛接圧が、両部
分のプリフォームの接合面における拡散接着が完了する
のに十分な時間保持される。この鍛接処理時間の終端に
おいて、加圧された、非酸化性の膨張ガスが、膨張チュ
ーブ４４を介してプリフォームのキャビティ内に導入さ
れる。膨張圧力は、中空製品のキャビティを形成する薄
肉部が鍛接型のキャビティに向かって外向きに変形させ
るのに十分な力である。これによってエアフォイル製品
の最終形状が形成される。さらに、僅かな波うちが薄肉
部に存在していた場合にも、この超可塑膨張によりバッ
クリングを生じることなく波うちを除去した最終製品形
状を得ることが出来る。
よって制限された位置まで移動すると、鍛接圧が、両部
分のプリフォームの接合面における拡散接着が完了する
のに十分な時間保持される。この鍛接処理時間の終端に
おいて、加圧された、非酸化性の膨張ガスが、膨張チュ
ーブ４４を介してプリフォームのキャビティ内に導入さ
れる。膨張圧力は、中空製品のキャビティを形成する薄
肉部が鍛接型のキャビティに向かって外向きに変形させ
るのに十分な力である。これによってエアフォイル製品
の最終形状が形成される。さらに、僅かな波うちが薄肉
部に存在していた場合にも、この超可塑膨張によりバッ
クリングを生じることなく波うちを除去した最終製品形
状を得ることが出来る。
【００２９】エアフォイル形状のプリフォームは、図１
０に輪郭に沿って機械加工され、必要に応じて前鍛部及
び後端部に付加的な機械加工、手仕上げが施される。こ
の付加的な作業は、成形作業を容易とするために余分な
材料が付加され、従ってモールドキャビティが完全なエ
アフォイル製品形状となっていない場合にのみ必要とな
る。例えば取付または回動部材等の付加的な部材が、取
り付けられて部品が完成される。
０に輪郭に沿って機械加工され、必要に応じて前鍛部及
び後端部に付加的な機械加工、手仕上げが施される。こ
の付加的な作業は、成形作業を容易とするために余分な
材料が付加され、従ってモールドキャビティが完全なエ
アフォイル製品形状となっていない場合にのみ必要とな
る。例えば取付または回動部材等の付加的な部材が、取
り付けられて部品が完成される。
【００３０】本発明の実施例において、中空エアフォイ
ル形状が、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ合金により、図２乃至図
１０の工程を用いて製造された。図４の形状に機械加工
をした後、イットリウム酸化物が接着防止剤として、キ
ャビティ内に塗布された。また、両部分のプリフォーム
は仮止め溶接された。
ル形状が、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ合金により、図２乃至図
１０の工程を用いて製造された。図４の形状に機械加工
をした後、イットリウム酸化物が接着防止剤として、キ
ャビティ内に塗布された。また、両部分のプリフォーム
は仮止め溶接された。
【００３１】鍛接型の形成材料としてはＴＺＭモリブデ
ンが、スチール、ニッケル基材超合金よりも高い耐クリ
ープ性を有しているため、選択された。
ンが、スチール、ニッケル基材超合金よりも高い耐クリ
ープ性を有しているため、選択された。
【００３２】鍛造作業と接着作業は同時に行われた。接
着面の接合面積に基づいて、温度１７００゜Ｆ及び圧力
２０００ｐｓｉが使用され、最適接着強度を得るため
に、この状態が６０分間保持された。
着面の接合面積に基づいて、温度１７００゜Ｆ及び圧力
２０００ｐｓｉが使用され、最適接着強度を得るため
に、この状態が６０分間保持された。
【００３３】鍛造され、接着されたプリフォームが鍛接
型内に保持されている間に、超可塑膨張作業が行われ
た。膨張チューブよりアルゴンガスが導入され、２００
０ｐｓｉの圧力で１７００゜Ｆの温度が、エアフォイル
の形状が型のキャビティの形状に一致するまで１５分間
保持された。
型内に保持されている間に、超可塑膨張作業が行われ
た。膨張チューブよりアルゴンガスが導入され、２００
０ｐｓｉの圧力で１７００゜Ｆの温度が、エアフォイル
の形状が型のキャビティの形状に一致するまで１５分間
保持された。
【００３４】製品は、エアフォイル外周部のプリフォー
ムを切除し、取扱いのために付加されていた余分な材料
を除去して先端部及び後端部を成形して完成された。
ムを切除し、取扱いのために付加されていた余分な材料
を除去して先端部及び後端部を成形して完成された。
【００３５】この例においては、鍛造と接着及び膨張の
工程を単一の設備内で行うこととしているが、これらを
別個の設備で行うようにすることも当然可能である。
工程を単一の設備内で行うこととしているが、これらを
別個の設備で行うようにすることも当然可能である。
【００３６】
【発明の効果】上記のように、本発明によれば、完成品
形状を所望の形状としながら簡素化された機械加工概念
及び簡素な接着工具を使用して中空製品を製造する方法
を提供することが出来る。
形状を所望の形状としながら簡素化された機械加工概念
及び簡素な接着工具を使用して中空製品を製造する方法
を提供することが出来る。
【００３７】なお、本発明は、上記の実施例に限定され
るものではなく、特許請求の範囲に規定された本発明の
要旨を逸脱しない範囲における、種々の変更、構成の一
部の追加または排除を包含するものである。
るものではなく、特許請求の範囲に規定された本発明の
要旨を逸脱しない範囲における、種々の変更、構成の一
部の追加または排除を包含するものである。
【図１】本発明の方法で製造されるエアフォイル形状に
有限要素グリッドを形成した状態を示す断面図である。
有限要素グリッドを形成した状態を示す断面図である。
【図２】図１の部分の有限要素分析後の形状を示す断面
図である。
図である。
【図３】製造されるエアフォイル形状の一例を示す斜視
図である。
図である。
【図４】二つの分割部分のプリフォームを機械加工した
状態を示す斜視図である。
状態を示す斜視図である。
【図５】鍛造及び接着のために、両分割部分のプリフォ
ームを接合させた状態を示す斜視図である。
ームを接合させた状態を示す斜視図である。
【図６】図５の６−６線断面図である。
【図７】本発明に使用する鍛接型の一例を二つの割型を
分解した状態で示す斜視図である。
分解した状態で示す斜視図である。
【図８】鍛造、接着、膨張の工程を終えたエアフォイル
形状を示す斜視図である。
形状を示す斜視図である。
【図９】図８の９−９線断面図である。
【図１０】図８のプリフォームにオーバーレイして示す
最終中空エアフォイル形状の輪郭を示す図である。
最終中空エアフォイル形状の輪郭を示す図である。
１０ エアフォイル形状製品 １２ 前端部 １４ 後端部 １６ エアフォイル面 ２４ 中立応力面 ２５ プリフォーム ２８ 溝 ３１，３２ 割型 ４２ 溝 ４４ 膨張チューブ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 レイモンド ポール リスタウ アメリカ合衆国，コネチカット，トーラ ンド，ケンドール マウンテン ロード 55 (72)発明者 スティーヴン フランシス キーニー アメリカ合衆国，フロリダ，ジュピタ ー，マーリン ドライブ 937 (72)発明者 デニス ウェントワース アメリカ合衆国，マサチューセッツ，ウ ェイルズ，ボックス 10ビー，リード ヒル ロード （番地なし) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B21D 51/02
Claims (9)
- 【請求項１】 ａ． 相互に対向する所定の形状のプリ
フォームの少なくとも二つの構成部分の少なくとも一方
の構成部分の片側を機械加工して、少なくとも一つの凹
部を持つ形状に形成し、 ｂ． 前記プリフォームの少なくとも二つの構成部分を
所定の形状のキャビティを形成した型内において鍛造及
び接着して、プリフォームの外面の形状を前記所定形状
に実質的に一致させるとともに、凹部を形成していない
部分を相互に接着して少なくとも一つの内部キャビティ
を有するプリフォームを形成し、 ｃ． 接着されたプリフォームを前記少なくとも一つの
内部キャビティに非酸化性の高圧ガスと導入して、接合
されたプリフォームの外表面が前記型のキャビティの内
面に密着するようにプリフォームを膨張させて成形品を
形成し、 ｄ． 該成形品を所望の最終形状に機械加工する工程を
含んでいる中空金属製品の製造方法。 - 【請求項２】 前記中空製品は、エンジンのエアフォイ
ルである請求項１の中空金属製品の製造方法。 - 【請求項３】 前記の相互に対向する構成部分は、前記
外表面を前記製品の中実部分が形成するのに必要な材料
によって形成された平坦な面に変換する有限要素分析技
術によって決定された形状を有し、従って全ての機械加
工が片側に行われるようにした請求項１の中空金属製品
の製造方法。 - 【請求項４】 接合が、最終製品の中立応力面で発生す
る請求項１の中空金属製品の製造方法。 - 【請求項５】 前記の鍛造、接着及び膨張の作業が、単
一の装置により連続的に行われる請求項１の中空金属製
品の製造方法。 - 【請求項６】 前記成形物内の少なくとも一つのキャビ
ティに高圧ガスを導入して膨張を生起するチューブが中
空製品の材料よりも大きな熱膨張係数を持つ物質で形成
される請求項１の中空金属製品の製造方法。 - 【請求項７】 中空製品を形成する材料は、成形温度に
おいて超可塑性の特性を有している請求項１の中空金属
製品の製造方法。 - 【請求項８】 前記プリフォームの構成部分のキャビテ
ィを包囲する部分には、接着防止剤が塗布される請求項
１の中空金属製品の製造方法。 - 【請求項９】 前記二つのプリフォーム構成部分は、そ
れぞれ前記凹部を有している請求項１の中空金属製品の
製造方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US583,262 | 1990-09-14 | ||
| US07/583,262 US5083371A (en) | 1990-09-14 | 1990-09-14 | Hollow metal article fabrication |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04253532A JPH04253532A (ja) | 1992-09-09 |
| JP2918722B2 true JP2918722B2 (ja) | 1999-07-12 |
Family
ID=24332376
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3265263A Expired - Fee Related JP2918722B2 (ja) | 1990-09-14 | 1991-09-17 | 中空金属製品の製造方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5083371A (ja) |
| EP (1) | EP0475882B1 (ja) |
| JP (1) | JP2918722B2 (ja) |
| DE (1) | DE69108493T2 (ja) |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4041104C1 (ja) * | 1990-12-21 | 1992-06-04 | Mtu Muenchen Gmbh | |
| US5240376A (en) * | 1991-07-31 | 1993-08-31 | Mcdonnell Douglas Corporation | SPF/DB hollow core fan blade |
| US5246340A (en) * | 1991-11-19 | 1993-09-21 | Allied-Signal Inc. | Internally cooled airfoil |
| US5457884A (en) * | 1992-08-14 | 1995-10-17 | Rolls-Royce Plc | Method of manufacturing an article by superplastic forming and diffusion bonding |
| GB2269555B (en) * | 1992-08-14 | 1995-01-04 | Rolls Royce Plc | A method of manufacturing an article by superplastic forming and diffusion bonding |
| US5269058A (en) * | 1992-12-16 | 1993-12-14 | General Electric Company | Design and processing method for manufacturing hollow airfoils |
| GB9306175D0 (en) * | 1993-03-25 | 1993-05-19 | British Aerospace | Method of bonding and superplastic forming |
| US5469618A (en) * | 1993-12-06 | 1995-11-28 | General Electric Company | Method for manufacturing hollow airfoils (two-piece concept) |
| US5448829A (en) * | 1994-01-31 | 1995-09-12 | United Technologies Corporation | Hollow titanium blade manufacturing |
| DE4416147C2 (de) * | 1994-05-09 | 1998-04-09 | Schaefer Hydroforming Gmbh | Anwendung des Innenhochdruckumformverfahrens zum Herstellen eines gekrümmten metallischen Längshohlkörpers und eine hierfür einsetzbare Innenhochdruckumformpresse |
| US5581882A (en) * | 1994-06-07 | 1996-12-10 | Rolls-Royce Plc | Method of manufacturing an article by superplastic forming and diffusion bonding |
| FR2724127B1 (fr) * | 1994-09-07 | 1996-12-20 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse de turbomachine |
| US5503532A (en) * | 1994-11-14 | 1996-04-02 | General Electric Company | Diffusion bonded airfoil and method |
| FR2739045B1 (fr) * | 1995-09-27 | 1997-10-31 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse de turbomachine |
| FR2749784B1 (fr) * | 1996-06-13 | 1998-07-31 | Snecma | Procede de fabrication d'un aube creuse de turbomachine et presse-four a multiple effet utilisee dans sa mise en oeuvre |
| FR2752539B1 (fr) * | 1996-08-22 | 1998-09-18 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse de turbomachine et equipement de vrillage evolutif a chaud utilise |
| US5890285A (en) * | 1996-08-23 | 1999-04-06 | Mcdonnell Douglas Corporation | Method for superplastically forming a structural article |
| FR2754478B1 (fr) * | 1996-10-16 | 1998-11-20 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse de turbomachine |
| JP3935278B2 (ja) * | 1998-11-12 | 2007-06-20 | 株式会社東芝 | 流体機械の羽根の製造方法 |
| US6099257A (en) * | 1999-08-31 | 2000-08-08 | General Electric Company | Plastically formed hybrid airfoil |
| GB0203955D0 (en) * | 2002-02-20 | 2002-04-03 | Rolls Royce Plc | A method of manufacturing an article by diffusion bonding and super[lastic forming |
| US6705011B1 (en) | 2003-02-10 | 2004-03-16 | United Technologies Corporation | Turbine element manufacture |
| US7080971B2 (en) * | 2003-03-12 | 2006-07-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Cooled turbine spar shell blade construction |
| FR2867992B1 (fr) * | 2004-03-29 | 2007-06-29 | Snecma Moteurs Sa | Matrice de forgeage avec moyen de reperage |
| US7380321B2 (en) * | 2006-03-28 | 2008-06-03 | The Boeing Company | Machining technique with selective and localized placement of tooling material |
| US7798388B2 (en) * | 2007-05-31 | 2010-09-21 | Applied Materials, Inc. | Method of diffusion bonding a fluid flow apparatus |
| US7931443B1 (en) * | 2007-07-10 | 2011-04-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | High twist composite blade |
| US8652276B2 (en) * | 2009-12-22 | 2014-02-18 | Sprint AeroSystems, Inc. | System and method for forming contoured new and near-net shape titanium parts |
| CN101786223B (zh) * | 2010-02-12 | 2012-11-07 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种钛合金空心构件的制造方法 |
| US8956700B2 (en) | 2011-10-19 | 2015-02-17 | General Electric Company | Method for adhering a coating to a substrate structure |
| CA2893299C (en) | 2014-06-02 | 2017-11-14 | Rolls-Royce Corporation | Fixture for high temperature joining |
| US10099276B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
| US9968991B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-05-15 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
| US10099284B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein |
| US9987677B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-06-05 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US9579714B1 (en) | 2015-12-17 | 2017-02-28 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
| US10137499B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-11-27 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
| US10099283B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
| US10118217B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-11-06 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US10150158B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-12-11 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US10046389B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-08-14 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US10335853B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-07-02 | General Electric Company | Method and assembly for forming components using a jacketed core |
| US10286450B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-05-14 | General Electric Company | Method and assembly for forming components using a jacketed core |
| GB201609988D0 (en) * | 2016-06-08 | 2016-07-20 | Rolls Royce Plc | Datum positioning in dies |
| US11260952B2 (en) * | 2019-09-26 | 2022-03-01 | The Boeing Company | Reinforced superplastic formed and diffusion bonded structures |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3628226A (en) * | 1970-03-16 | 1971-12-21 | Aerojet General Co | Method of making hollow compressor blades |
| US3736638A (en) * | 1971-04-07 | 1973-06-05 | United Aircraft Corp | Method for bonding opposed parts of a hollow article together |
| US4043498A (en) * | 1974-02-11 | 1977-08-23 | Tre Corporation | Method of plastic flow diffusion bonding |
| US4098476A (en) * | 1977-06-07 | 1978-07-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Mechanical support |
| US4089456A (en) * | 1977-06-28 | 1978-05-16 | United Technologies Corporation | Controlled-pressure diffusion bonding and fixture therefor |
| US4301584A (en) * | 1980-01-31 | 1981-11-24 | United Technologies Corporation | Method of forming fiber and metal matrix composite |
| US4364160A (en) * | 1980-11-03 | 1982-12-21 | General Electric Company | Method of fabricating a hollow article |
| GB2095589B (en) * | 1981-04-01 | 1984-08-01 | Rolls Royce | Method of making a blade for a gas turbine engine |
| US4811890A (en) * | 1983-05-07 | 1989-03-14 | Rockwell International Corporation | Method of eliminating core distortion in diffusion bonded and uperplastically formed structures |
| US4642863A (en) * | 1985-04-15 | 1987-02-17 | Ontario Technologies Corporation | Manufacturing method for hollow metal airfoil type structure |
| US4768700A (en) * | 1987-08-17 | 1988-09-06 | General Motors Corporation | Diffusion bonding method |
| US4882823A (en) * | 1988-01-27 | 1989-11-28 | Ontario Technologies Corp. | Superplastic forming diffusion bonding process |
| US4833768A (en) * | 1988-04-28 | 1989-05-30 | Mcdonnell Douglas Corporation | Curved SPF/DB sandwich fabrication |
| US4916928A (en) * | 1988-04-28 | 1990-04-17 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stops for curved SPF/DB sandwich fabrication |
| US4934580A (en) * | 1988-12-27 | 1990-06-19 | Barnes Group, Inc. | Method of making superplastically formed and diffusion bonded articles and the articles so made |
-
1990
- 1990-09-14 US US07/583,262 patent/US5083371A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-09-05 DE DE69108493T patent/DE69108493T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1991-09-05 EP EP91630065A patent/EP0475882B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-09-17 JP JP3265263A patent/JP2918722B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0475882A1 (en) | 1992-03-18 |
| JPH04253532A (ja) | 1992-09-09 |
| US5083371A (en) | 1992-01-28 |
| EP0475882B1 (en) | 1995-03-29 |
| DE69108493D1 (de) | 1995-05-04 |
| DE69108493T2 (de) | 1995-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2918722B2 (ja) | 中空金属製品の製造方法 | |
| US5636440A (en) | Process for manufacturing a hollow blade for a turbo-machine | |
| US5099573A (en) | Method of making hollow articles | |
| US5243758A (en) | Design and processing method for manufacturing hollow airfoils (three-piece concept) | |
| US5469618A (en) | Method for manufacturing hollow airfoils (two-piece concept) | |
| US5269058A (en) | Design and processing method for manufacturing hollow airfoils | |
| US4934580A (en) | Method of making superplastically formed and diffusion bonded articles and the articles so made | |
| US5692881A (en) | Hollow metallic structure and method of manufacture | |
| US4815939A (en) | Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs | |
| US4071183A (en) | Fabrication method and fabricated article | |
| JP2978579B2 (ja) | 中空ブレードの形成方法 | |
| EP1872882A2 (en) | Method for producing an article by superplastic shaping and diffusion welding | |
| RU2412017C2 (ru) | Способ изготовления полой вентиляторной лопатки | |
| US5072871A (en) | Method of making hollow articles | |
| US3588980A (en) | Method for making a contoured article | |
| JPH05192729A (ja) | ターボ機械用中空羽根の製造方法 | |
| US5139887A (en) | Superplastically formed cellular article | |
| US5285573A (en) | Method for manufacturing hollow airfoils (four-piece concept) | |
| JP2004509765A (ja) | アルミニウム合金からなる構造の成形方法 | |
| US6672125B2 (en) | Invar tooling | |
| US20160256954A1 (en) | Method and system for diffusion bonded components having internal passages | |
| JP2966684B2 (ja) | ガスタービンの中空翼製造方法 | |
| JPS62279035A (ja) | 中空金属エアホイル型構造の製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090423 Year of fee payment: 10 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |