JP5385369B2 - 翼端部からある距離の所に仮のブレード支持リングを備えた、一体形ブレード付きディスクを製造する改良された方法 - Google Patents
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Description
−隣接して連続する(directly consecutive)ブレードプリフォーム間に連結手段を形成する材料を維持しながら、ディスクから放射状に外側に延在するブレードプリフォームを作るように、研磨ウォータジェットを使用して材料ブロックを切削するステップであり、前記連結手段が、前記ディスクから径方向に間隔を置いた所にリングをおおよそ形成し、先端からある径方向内側の距離の所で前記ブレードプリフォームを連結するように実施される、切削するステップと、
−前記連結手段を除去するステップと
を含む、一体成形ブリスクを製造する方法である。
−研磨ウォータジェットを使用する切削ステップの前に、材料ブロックを施削するステップ、
−仕上げを施すステップの後の、ブレードを研磨しかつ/またはそれにショットブラストを施すステップ、
−ブレードを一定の長さに(to length)切断するステップ、および
−ブリスクの平衡を保つステップ
などの他の従来のステップを本発明による方法において使用することができる。
2 ブレード
4 ディスク、翼根部
5 中心軸線
100 材料ブロック
102 ブレードプリフォーム
108 翼端部
110 ブレード間の間隙
112 (支持)リング、連結手段、橋渡し手段
114a、114b 第1の材料片
116 集束銃
118a 閉じた線
118b 線
120 第2の材料片
122 放射状の要素
202 翼形ブレードブランク
Claims (14)
- 一体成形ブリスク(1)を製造する方法であって、
隣接して連続するブレードプリフォーム間に連結手段(112)を形成する材料を維持しながら、ディスク(4)から放射状に外側に延在する前記ブレードプリフォーム(102)を作るように、研磨ウォータジェットを使用して、材料ブロック(100)を切削するステップであり、前記連結手段が、前記ディスクから径方向に間隔を置いた所にリングをおおよそ形成し、先端からある径方向内側の距離の所で前記ブレードプリフォームを連結するように実施される、切削するステップと、
前記連結手段(112)を除去するステップと
を含むことを特徴とする、方法。 - 前記研磨ウォータジェットを使用する前記切削するステップは、前記リング(112)が全てのブレードプリフォーム(102)を互いに連結するように実施されることを特徴とする、請求項1に記載の方法。
- 前記研磨ウォータジェットを使用する前記ステップの後に、前記ブレードプリフォームにフライス加工を施すステップが続くことを特徴とする、請求項1または2のいずれか一項に記載の方法。
- 前記ブレードプリフォーム(102)にフライス加工を施す前記ステップは、翼形ブレードブランク(202)を得るように実施され、このステップの後に、最終的な外形になったブレード(2)を得るために、前記ブレードブランク(202)に仕上げを施すフライス加工ステップが続くことを特徴とする、請求項3に記載の方法。
- 前記連結手段(112)を除去する前記ステップは、前記ブレードプリフォーム(102)にフライス加工を施す前記ステップの前に実施されることを特徴とする、請求項3または請求項4に記載の方法。
- 前記連結手段(112)を除去する前記ステップは、前記ブレードプリフォーム(102)にフライス加工を施す前記ステップと前記仕上げを施すステップとの間に実施されることを特徴とする、請求項4に記載の方法。
- 前記連結手段(112)を除去する前記ステップは、前記ブレードプリフォーム(102)にフライス加工を施す前記ステップの後に実施されることを特徴とする、請求項3または請求項4に記載の方法。
- 前記連結手段(112)を除去する前記ステップは、前記仕上げを施すステップの後に実施されることを特徴とする、請求項4に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクの直径が、800mmより大きいかまたはそれに等しいことを特徴とする、請求項1から8のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスク(1)の厚さ(e)が、100mmより大きいかまたはそれに等しいことを特徴とする、請求項1から9のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクの前記ブレード(2)が捻じれていることを特徴とする、請求項1から10のいずれか一項に記載の方法。
- 使用される前記材料ブロック(100)は、チタンまたはチタン合金製であることを特徴とする、請求項1から11のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジン用の一体成形ブリスクであることを特徴とする、請求項1から12のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジンのタービンロータまたは圧縮機ロータ用の一体成形ブリスクであることを特徴とする、請求項1から13のいずれか一項に記載の方法。
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