JPH09125903A - タービンエンジンの中空羽根の製造方法 - Google Patents
タービンエンジンの中空羽根の製造方法Info
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Abstract
特性を有する羽根を得るための本質的な特殊性や改善を
もたらすところのタービンエンジンの中空羽根の製造方
法を提供する。 【解決手段】 鋳肌、末端ジャーナル(17、18)、
位置決め穴(19)の内面の局部的領域(14、15)
内に材料の予備を設けながら一次部品を鍛造して機械加
工し、マスクの塗布、特定の工具による切断、剥離、被
覆剤の堆積、剥離、予備焼成処理、清浄化と検査によっ
て拡散障壁を堆積し、一次部品を組み立てて均衡圧下で
拡散溶接し、一次部品の冷間剥離、羽根の空洞の周囲の
余盛り(14)に予備として置かれた材料のフロー、羽
根に応力を加える機械的手段による成形とそれに続く取
出しを行うために加圧下の膨張および超可塑成形を行
う。
Description
の中空羽根の製造方法に関する。
による利点は、特に二重流束型タービンエンジンのブロ
ワ回転翼の羽根の場合に現われる。これらの羽根は、厳
しい使用条件に応えるものであり、特に、振動への耐久
力や異物の衝撃耐性といった特性に関連した十分な機械
的特性を有するものでなければならない。さらに、羽根
の端部において十分な速度を得る目的で、質量の減少が
求められる。この目的は特に中空羽根の使用によって達
成される。
定の圧縮率を得るために軸が非常に反り返った羽根と、
プロペラの頂点が非常に平らになった翼断面を有するた
めの小型のハブに関連した特定の形状をもっている。さ
らに、羽根のはめ環といわゆる航空力学的プロペラとの
間を移行するための適切な幾何学的形状をつくり上げる
ことが必要となってくる。このことから、翼断面方向で
の湾曲と放射方向での反りをもつ「スプーン(cuil
lere)」型と呼ばれている底部において、翼断面の
後方でかなり立体的な形状が必要とされる。
常に優れた機械的耐性を与えるためには、内部形状の設
計及び、以下のような仕様によって表わされる製造品質
に関して特別な配慮が必要である。
後縁に接続曲線部が形成されること、 ・補強材と下面及び上面の一次鋳肌との間に接続曲線部
が形成されること、 ・補強材の収縮が非常に小さいこと、 ・拡散溶接時に母材の機械的特性、及び鋳肌と補強材と
のすべての接合部の優れた品質が保持されること、 ・チタン製部品の通常の必要条件に合致した膨張後の内
部空洞の表面状態が得られること、 ・鍛造チタン製ブロワの羽根に固有の機械的特性を悪化
させないように製造プログラムを最適化すること。
メータ(補強材の一次鋳肌の厚みの変化、補強材の形成
角度の変化、溶接領域の幅の変化...)を有する部品
の製造を可能にするものでなければならない。
への優れた耐性、噴射(ingestion)に対する優れた耐
性をもつ最適化された形状の要件に合致しており、エン
ジンに関して求められる寿命の間あらゆる設計条件を満
たすものでなければならない。
の中空羽根の製造方法が知られている。
ンピュータ/CFAO支援設計製作手段を用いて羽根の
構成部品について検討する段階 (b)一次部品をプレス鍛造する段階 (c)一次部品を機械加工する段階 (d)所定のパターンに従って拡散障壁を堆積する段階 (e)一次部品を組み立て後、均衡圧力で拡散溶接を行
う段階 (f)圧力下での膨張及び超可塑成形を行う段階 (g)最終的機械加工を行う段階。
羽根の従来の数多くの製造方法に対して、特に、羽根の
空洞の実施に関して、適切な形状によって、使用条件に
おける機械的特性を有する羽根を得るための本質的な特
殊性や改善をもたらすことにある。
特徴を有する上記のタイプのタービンエンジンの中空羽
根の製造方法によって達成される。
域内に予備材料を設け、(b)及び(c)段階では、ジ
ャーナルを形成するエレメントを、一次部品の各末端に
設け、少なくとも二つの位置決め穴を各部品に設ける。
くとも一つの面上に有機タイプのマスクを塗布する。
工具を用いて、溶接領域と非溶接領域の境界線を表す予
め定義されたパターンに従ってマスクを切断する。この
切断中に、マスクの切断位置の調整により、空洞曲線部
が形成される羽根の前縁と後縁の側面接続部に対応する
領域と、補強材と鋳肌との間の接続曲線部領域において
溶接の境界をずらすことができる。
を形成する被覆剤を堆積する。
が、前記の末端ジャーナル及び前記の位置決め穴内に置
かれた側方位置決め柱脚を使用して実施される。
成形用の加圧サイクルが適用される。
剥離を実施する。
チ形の部品が置かれた鋳型を閉鎖した後に、羽根の空洞
の周りの余盛りに設けられた材料のフロー(fluag
e)を膨張前に実施する。
的手段によって成形温度で鋳型から羽根を取り出す。
特に以下の特性を確保する内部形状を得ることができ
る。
形、位置及び空洞の位置と幅。
の連結部の溶接境界における局所的形状。取決めによ
り、空洞曲線部と名付けられる後縁の曲線部と前縁の空
洞曲線部とは区別されない。同様に、それらの位置に関
係なく、鋳肌と補強材との連結部の曲線部を切り離さ
ず、鋳肌と補強材との開始曲線部と呼ぶ。
を述べながら、本発明のその他の特性と利点を説明す
る。
の中空羽根1、特にたとえば二重流束型タービンエンジ
ン用の大翼弦型ブロワの羽根が示されている。羽根1
は、下面鋳肌2と上面鋳肌3で構成されており、これら
の鋳肌は内部空洞4を形成するために隙間が空いてい
る。この空洞内で鋳肌2と3との間の連結を行う多重の
補強材6を形成するエレメント5が設けられている。本
発明によって改良された製造方法によって得られる羽根
1においては、前記の鋳肌2と3は、前縁7と後縁8を
形成するためにそれらの縁が溶接されており、羽根1の
空洞4は、前縁の側曲線部9と後縁の側曲線部10を有
している。同様に、エレメント5は、一方は下面鋳肌2
の上に、もう一方は上面鋳肌3の上に溶接された領域を
備えており、さらに補強材6と鋳肌2、3との連結部
が、図3に示されているように11と12のような曲線
部を形成する。
空羽根のための本発明に合致した製造方法の第一段階
(a)では、完成部品の図面に基づき、それ自体周知の
コンピュータまたはCFAO支援設計・製造手段を利用
した検討が行われる。この研究によって、上面鋳肌3と
エレメント5または中央鋼板が、下面鋼板に支えられ、
それらが従来の間隔で置かれるように、それらのエレメ
ントの構造と上面鋳肌の収縮をシミュレートすることが
できる。使用されるシミュレーションソフトによって、
成形時の鋼板の相対的な動きを明らかにすることが可能
になる。このように定義された形状を得るために羽根の
各構成エレメントである一次部品と呼ばれる2、3、5
には、図4に示されているように所定の鍛造プロセスと
両立できる余盛りがつくられる。
2、3、5の原型である鋳放し部品13を仕上げ代とと
もに示しているが、これらは、プレス鍛造及び型鍛造に
よって得ることができる。このプロセスを改良すること
によって、製造方法の段階(b)にしたがって、機械的
特性が改良された高精度の形状と製品を得ることができ
る。
るように、鋳放し部品13が機械加工される。一次部品
の内側表面の仕上げは、それ自体周知の何らかの機械加
工方法で行われる。この段階では、好都合には、羽根の
空洞を形成するためのこれらの鋳肌の領域の周囲全体に
ついて、一次鋳肌上に材料の余盛りをつくりだすことが
できる。このとき余盛りされたこの部分14は、後に可
塑的に変形できるようにフロー領域を構成する。同様
に、部品の周囲の余盛り部分15は、組立ての際に、鋼
板間の間隔を確保するためのものである。図7は、これ
らの余盛り14と15の詳細図である。
は、段階(c)では、鋳肌と補強材との間の連結部の溶
接部位領域における一次鋳肌の内面上に平らなタイプの
局所的余盛り16を備えることもできる。
方法の次の段階で用いられるジャーナル17と18を備
えている。さらに、少なくとも二つの位置決め穴19が
一次部品上で機械加工される。好都合には、機械加工作
業は、空洞領域の相対位置について求められる精度が得
られるように、負圧型工具によって行うことができる。
これらの注意は、適切な空洞の曲線部を得るために大変
重要である。
障壁の堆積が行われる。より詳しく見てみると、この作
業は以下のように分解することができる。
少なくとも一次部品13の一つの少なくとも一つの面上
に有機タイプのマスク20を塗布する。
接領域及び非溶接領域の境界を表わす所定のパターンに
従ってマスク20を切断する。デジタル制御型機械上で
特定の工具を使用することによって、マスクの切断位置
の正確な調整が可能になる。
非対称の歯面を有する21のようなローレットを用いて
切断を行うことができる。また、ローレット21の一定
の形状と工具の圧力の適切な調整によって、高精度の切
断を行うことができる。
わずにきれいに切断を行えるように電空式システムによ
って制御されるメスを用いて行うことができる。
ずにきれいに切断を行うために、低出力レーザによる機
械加工を利用することもできる。
いるように、非溶接領域24の剥離が行われる。
的な部分段階を含んでいる。
溶接領域への平行線を表わす所定のパターンに従って溝
付き領域を作り出しながらマスク20を切断する。
鋳肌と補強材との間の溶接領域の縁において溝付けすべ
き領域25を剥離する。
(d3’)で露出された前記の領域における溝を化学加
工する。
に、残っているマスクを剥離して領域24を露出させ
る。
域24で、図18では溝付けされた領域25で表わされ
ているように、切断縁において明確な境界を作り出すた
めに、たとえば最大深さ0.75mmで化学加工を行
う。
れる。
は溝なしで示されているように、予備処理された表面に
拡散障壁を形成する被覆剤26を堆積させる。前記の被
覆剤は、最大40μmの厚みを持つ連続層型噴霧によっ
て堆積させる。塗布のたびに乾燥を行う。
のとき、溶接領域上に拡散防止剤が落ちるのを防止する
位置に部品を保持しておく。この作業によって得られる
結果は、溝付きまたは溝なし状態で図21と図22に示
されている。
う。
まれる結合剤の大部分の変質率を確保し、部品の酸化を
防ぐために、設定時間中の温度は250℃から350℃
の間で選択される。また、この結合剤の変質は空気のな
いところで行われる。
をたとえば紫外線によって注意深く検査する。
るように、羽根を構成する一次部品13、27、28
は、ジャーナル17と18を用い、前記の一次部品上の
あらかじめ設けられた穴19の中に側方位置決め柱脚2
9を置くことによって組み立てられる。この組立てによ
って、各部品と、羽根の内部空洞の形成用に向かい合っ
た領域の完全な軸合わせを行うことができる。またこれ
らの配置から、特に空洞曲線部の適切な値を得ることが
可能になるだろう。
られたサンドイッチ構造30の輪郭は、たとえばTIG
アーク、電子ビームまたはレーザによる溶接31を用い
て閉じられる。各先端には、管30が溶接されており、
これらの管32を用いて、サンドイッチ構造30の内側
に均一に隙間がつくられ、さらにこれらの管32を埋め
込むことでこの隙間が保たれる。下面28及び上面27
の鋳肌の周辺に余盛りが存在することから、組立て時に
羽根の構成部品間に一定の間隔を持たせることができ
る。
の組立て後に、先の(d)段階で施された拡散剤の焼成
を行うことも可能である。
根の構成部品13、27、28がぴったりと接触するよ
うに、均衡圧容器内で拡散溶接する。
圧時に生じる動きが、摩擦によって拡散防止剤の境界の
移動または劣化もしくはその両方を引き起こす恐れがあ
る。図25と図26に示された実施形態の詳細は、図3
の部品詳細図に示されているような補強材と鋳肌との間
の連結部を構成するための領域における一次部品上で、
ある場合には、プラスのルート面16と側方向の溝25
の存在を示し、他の場合には、マイナスのルート面33
と側方向溝25の存在を示している。溝25の存在は、
羽根の構成部品上の拡散防止剤のこの境界を、溶接平面
のレベルの下に置くことによって、その境界を保護す
る。図6を参照して前述したように、余盛り15のおか
げで、羽根の構成部品間の組立てに対して一定の間隔が
存在することから、拡散溶接の時に、不純物のトラップ
機能を行うことができる。場合によってはそうした不純
物が原因の欠陥が、落下させる領域に局在化される。
ように、下面側2と上面側3の羽根のプロペラの航空力
学的表面上に求められる翼断面を得ることができ、中央
一次部品13から出る補強材6の設置を可能にするよう
に内部空洞4の中に膨張圧を加えることによって、可塑
性条件において羽根1の構成部品の成形が行われる。こ
の目的のために、サンドイッチ構造30は、図27に概
略的に示されている鋳型34の中に置かれる。鋳型34
は二つの部分35と36で構成され、その特性によっ
て、6段階の自由度に応じて、二つの部分35と36の
正確な相対的位置を確立することができる。鋳型34
は、特に回転防止止め金具を備えており、その止め具の
位置と一定の鋳型の閉鎖手段によって、成形サイクルが
開始されるとすぐに、部分35と36を水平方向の回転
と平行移動に対して制動することができる。部品の末端
において、ジャーナル17と18と直角をなす下部のV
字形心出し部品38は、鋳型34内での部品の適切な位
置を確保する。鋳型34の中の羽根のブランクのこの厳
密な位置決めによって、羽根の反り、特に結果的に空洞
曲線部9と10を押しつぶすことになる側方移動を防ぐ
ことができる。このように、鋳型と羽根の位置決め特性
は、完成した羽根の求められる空洞の開始曲線部の寸法
と形状を得るのに役立つ。
れる前に部分段階(f1)が実施されるが、ここでは拡
散防止剤の圧縮状態によって必要となる一次部品の冷間
剥離が行われる。次に所定の成形用の加圧サイクルが行
われるが、特に得られる部品上に欠陥が存在しないよう
にするために膨張が開始されるとすぐに機械的に圧力が
加えられる。特に鋳型の締付け圧力と膨張圧との間に制
御が確立される。鋳型34を閉じた後に部分段階(f
2)が実施され、この間に前述の羽根の空洞の形成領域
の周囲に局在化された余盛り14のフローが行われる。
連続相の操作された連鎖、フロー、さらに膨張によっ
て、同時に、羽根の内部形状を発生させることができ、
空洞の開始部と直角の鋳肌欠陥を防ぐことができる。成
形中に、内部の気圧をうけるための所定のサイクルは、
特に、空洞の曲線部、鋳肌と補強材との間の連結領域の
中の曲線部、必要とされる曲線部の表面状態を獲得し、
補強材が収縮しないように、コントロールされた変形速
度を守ることもできる。このように、図28は、本発明
に合致した方法によって防ぐことができる補強材39の
収縮欠陥の詳細を示している。鋳型の位置決め特性と成
形サイクルの適用によって得られる変形率を制御するこ
とによって、曲線部の求められる値9、10、11、1
2を得ることができる。
1は、成形温度を維持しながら行われるこの作業の際に
部品の形状を保つ応力を加えることを含む機械的手段に
よって、鋳型34から取り出される。
知の方法で、最終的機械加工及び部品の仕上げ作業が行
われる。以上に記したタービンエンジンの中空羽根の製
造のための本発明に合致した方法の特別な実施形態によ
って、求められる結果、つまり特に羽根1の技術的品質
を得ることができる。先に詳述したこれらの主な結果を
簡単に思い起こしてみよう。
値及び鋳肌2と3及び補強材6の連結領域における溶接
開始曲線部の値が得られる。
線部における上記の領域における溶接線が適切に位置決
めされる。
的品質。
て適切な表面状態が得られる。
で鮮鋭である。
り、反り、偏心に関する品質。
ービンエンジンの中空羽根の前面図である。
断面図である。
ント間の連結部の詳細図である。
分図である。
放し部品の概略的斜視図である。
いる羽根の構成エレメントの概略的斜視図である。
と図2に示されている羽根のエレメントの部分的断面図
である。
と図2に示されている羽根のエレメントの部分的断面図
である。
る羽根のエレメントの斜視図である。
図である。
されているエレメントの図10と同類の概略的断面図で
ある。
示されているエレメントの図10と図11と同様の概略
的断面図である。
ら図12に示されているエレメントの図10から図12
と同様の概略的断面図である。
トの図10から図13と同様の概略的断面図である。
のエレメントの図10から図14と同様の概略的断面図
である。
図15のエレメントの図10から図15と同様の概略的
断面図である。
果である図9に示されたエレメントの図10から図16
と同様の概略的断面図である。
17のエレメントの図10から図17と同様の概略的断
面図である。
ントの図10から図20と同様の概略的断面図である。
ントの図10から図20と同様の概略的断面図である。
19のエレメントの図10から図20と同様の概略的断
面図である。
図20のエレメントの図10から図20と同様の概略的
断面図である。
ある。
である。
面の一つの実施例の詳細を示す概略的部分図である。
面の他の実施例の詳細を示す概略的部分図である。
段階において用いられる鋳型を構成する二つの部分の概
略的斜視図である。
ある。
Claims (11)
- 【請求項1】 (a)得るべき羽根(1)の定義から始
めて、コンピュータ/CFAO支援設計製作手段を使用
して羽根の構成部品(2、3、5)について検討する段
階と、 (b)一次部品(13)をプレス鍛造する段階と、 (c)下面鋳肌、上面鋳肌、少なくとも一つの中央部品
を備えた一次部品(13)を機械加工する段階と、 (d)所定のパターンに従って拡散障壁を堆積する段階
と、 (e)一次部品を組み立てた後、均衡圧で拡散溶接を行
う段階と、 (f)中央空洞によって分離され、前記中央部品から得
られた溶接された補強材で結合された羽根の下面と上面
の鋳肌の成形が得られるように圧力下での膨張および超
可塑成形を行う段階と、 (g)最終的機械加工を行う段階とを備えている、ター
ビンエンジンの中空羽根、特に大翼弦型ブロワにおける
ロータの羽根の製造方法であって、 (c)段階では、鋳肌の内面の局部的領域(14、1
5)内に予備材料を設け、(b)及び(c)段階では、
ジャーナル(17、18)を形成するエレメントが一次
部品の各末端に設けられ、少なくとも二つの位置決め穴
(19)が各部品上に設けられており、 (d)段階を以下の手順、すなわち、 (d1)少なくとも一つの一次部品の少なくとも一つの
面上に有機タイプのマスク(20)を塗布する段階と、 (d2)デジタル制御式機械上で特定の工具を用いて溶
接領域と非溶接領域の境界を表わす予め定義されたパタ
ーンに従ってマスク(20)を切断し、マスクの切断位
置の調整により、空洞曲線部が形成される羽根の前縁と
後縁の側面接続部に対応する領域及び補強材と鋳肌との
接続曲線部の領域において溶接位置の調節を可能にする
段階と、 (d3)非溶接領域を剥離する段階と、 (d4)表面を清浄化する段階と、 (d5)予備処理した表面上に拡散障壁を形成する被覆
剤を堆積する段階と、 (d6)残りのマスクを剥離する段階と、 (d7)拡散防止剤を予備焼成処理する段階と、 (d8)溶接すべき表面を清浄化し検査する段階に従っ
て実施し、 (e)段階で、一次部品の組立て段階が、前記の末端ジ
ャーナル(17、18)及び前記の位置決め穴(19)
内に置かれた側方位置決め柱脚(29)を用いて実施さ
れ、 (f)段階では、 (f1)膨張開始前に一次部品の冷間剥離を実施する段
階と、 (f2)(e)段階で得られたサンドイッチ形の部品が
置かれた鋳型を閉じた後に、羽根の空洞の周囲の余盛り
に設けられた材料(14)のフローを膨張前に実施する
段階と、 (f3)成形後、羽根に応力を加える機械的手段によっ
て成形温度で鋳型から羽根を取り出す段階とを含む所定
の成形用の加圧サイクルが適用されることを特徴とする
製造方法。 - 【請求項2】 (d2)段階において、使用される特定
の工具が、ローレットの所定の形状と工具の圧力の調整
により高精度の切断が行えるように、非対称歯面(2
2、23)型のローレット(21)である請求項1に記
載のタービンエンジンの中空羽根の製造方法。 - 【請求項3】 (d2)段階において、特定の工具が、
一次部品を損傷せずきれいに切断が行えるように電空式
システムによって制御されるメスである請求項1に記載
のタービンエンジンの中空羽根の製造方法。 - 【請求項4】 (d2)段階において、マスクの切断
が、一次部品を損傷せずきれいに切断を行う低出力レー
ザ加工を用いて行われる請求項1に記載のタービンエン
ジンの中空羽根の製造方法。 - 【請求項5】 (d3)段階が、 (d3’)溝付けすべき領域(25)を剥離する部分段
階と、 (d3”)溶接すべき領域の縁に溝を化学的に加工する
部分段階と、 (d3’”)非溶接領域の第二の剥離を行う部分段階と
に分解される請求項1から4のいずれか一項に記載のタ
ービンエンジンの中空羽根の製造方法。 - 【請求項6】 (d2)段階の前に (d1.1)溶接領域を剥離する部分段階と、 (d1.2)露出された領域を化学的に加工する部分段
階と、 (d1.3)溶接領域上にマスクの第二の塗布を行う部
分段階とが行われる請求項1から5のいずれか一項に記
載のタービンエンジンの中空羽根の製造方法。 - 【請求項7】 (c)段階において、材料の余盛り(1
4)が羽根の空洞を形成するための一次鋳肌領域の全周
囲に設けられ、この余盛り部分が(f)段階で可塑的に
変形されるフロー領域を構成する請求項1から6のいず
れか一項に記載のタービンエンジンの中空羽根の製造方
法。 - 【請求項8】 (c)段階において、ルート面タイプの
局部的余盛り(16)が、鋳肌と補強材との間の連結部
の溶接部位領域内の一次鋳肌の内面上に設けられる請求
項1から7のいずれか一項に記載のタービンエンジンの
中空羽根の製造方法。 - 【請求項9】 (e)段階において、サンドイッチ構造
(30)を形成する一次部品の組立て後、サンドイッチ
構造(30)の輪郭が気密性をもちながら閉じられ、先
端に管(32)が溶接される請求項1から8のいずれか
一項に記載のタービンエンジンの中空羽根の製造方法。 - 【請求項10】 サンドイッチ構造(30)の閉鎖(3
1)が、TIG溶接またはエネルギービーム型溶接によ
って得られる請求項9に記載のタービンエンジンの中空
羽根の製造方法。 - 【請求項11】 サンドイッチ構造(30)の組立て後
に、拡散障壁を形成する物質の焼成が行われる請求項1
から10のいずれか一項に記載のタービンエンジンの中
空羽根の製造方法。
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Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010207912A (ja) * | 2009-02-27 | 2010-09-24 | Rolls Royce Plc | ブレード製造方法 |
JP2010207911A (ja) * | 2009-02-27 | 2010-09-24 | Rolls Royce Plc | ブレード製造方法 |
JP2013036451A (ja) * | 2011-08-11 | 2013-02-21 | Hashida Giken Kogyo Kk | 蒸気タービン用静翼の製造法 |
WO2015001698A1 (ja) * | 2013-07-01 | 2015-01-08 | トヨタ自動車株式会社 | バルブシート用の肉盛方法及びシリンダヘッドの製造方法 |
Families Citing this family (41)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2752388B1 (fr) * | 1996-08-14 | 1998-09-18 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse de turbomachine comportant un decollement apres soudage |
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 |
FR2754478B1 (fr) * | 1996-10-16 | 1998-11-20 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse de turbomachine |
FR2820062B1 (fr) * | 2001-02-01 | 2003-03-07 | Snecma Moteurs | Installation de formage d'une piece et application au formage a chaud |
DE10145241C2 (de) * | 2001-09-13 | 2003-07-17 | Benteler Automobiltechnik Gmbh | Verfahren zur Herstellung von in der Dicke variierenden Blechprodukten |
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 |
FR2852537B1 (fr) * | 2003-03-21 | 2005-06-17 | Snecma Moteurs | Ensemble permettant la fabrication d'une piece mecanique creuse par soudage-diffusion et formage superplastique, utilisation d'un tel ensemble et procede de fabrication d'une telle piece mecanique |
FR2853572B1 (fr) * | 2003-04-10 | 2005-05-27 | Snecma Moteurs | Procede de fabrication d'une piece mecanique creuse par soudage-diffusion et formage superplastique |
DE102004001666A1 (de) * | 2004-01-12 | 2005-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Herstellung von Hohlschaufeln |
FR2871397B1 (fr) * | 2004-06-11 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs Sa | Installation de conformation d'une aube creuse |
FR2874339B1 (fr) * | 2004-08-23 | 2008-12-05 | Snecma Moteurs Sa | Procede de fabrication de pieces constitutives d'une aube creuse par forage sur presse |
GB0522121D0 (en) * | 2005-10-29 | 2005-12-07 | Rolls Royce Plc | A blade |
GB0614186D0 (en) * | 2006-07-18 | 2006-08-23 | Rolls Royce Plc | Blades |
GB2450934B (en) * | 2007-07-13 | 2009-10-07 | Rolls Royce Plc | A Component with a damping filler |
GB2450935B (en) * | 2007-07-13 | 2009-06-03 | Rolls Royce Plc | Component with internal damping |
GB0808840D0 (en) | 2008-05-15 | 2008-06-18 | Rolls Royce Plc | A compound structure |
GB2462102B (en) * | 2008-07-24 | 2010-06-16 | Rolls Royce Plc | An aerofoil sub-assembly, an aerofoil and a method of making an aerofoil |
RU2412017C2 (ru) * | 2008-12-24 | 2011-02-20 | ОАО "Авиадвигатель" | Способ изготовления полой вентиляторной лопатки |
GB0901235D0 (en) | 2009-01-27 | 2009-03-11 | Rolls Royce Plc | An article with a filler |
GB0901318D0 (en) | 2009-01-28 | 2009-03-11 | Rolls Royce Plc | A method of joining plates of material to form a structure |
GB0903613D0 (en) * | 2009-03-04 | 2009-04-08 | Rolls Royce Plc | Method of manufacturing an aerofoil |
GB0911416D0 (en) * | 2009-07-02 | 2009-08-12 | Rolls Royce Plc | A method of forming an internal structure within a hollow component |
GB201009216D0 (en) | 2010-06-02 | 2010-07-21 | Rolls Royce Plc | Rotationally balancing a rotating part |
GB2485831B (en) | 2010-11-26 | 2012-11-21 | Rolls Royce Plc | A method of manufacturing a component |
CN103089317B (zh) * | 2011-10-31 | 2015-06-10 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 一种空心风扇叶片及其制造方法 |
CN103089323B (zh) * | 2011-10-31 | 2015-01-14 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 一种空心风扇叶片及其制造方法 |
US11000899B2 (en) | 2012-01-29 | 2021-05-11 | Raytheon Technologies Corporation | Hollow airfoil construction utilizing functionally graded materials |
FR2994887B1 (fr) * | 2012-08-28 | 2016-04-15 | Snecma | Dispositif et procede pour la realisation de preformes |
CN102862035B (zh) * | 2012-09-24 | 2015-01-28 | 西北工业大学 | 薄壁叶片分区域对称精密切削加工方法及其专用夹具 |
GB2510562B (en) | 2013-02-06 | 2015-02-25 | Rolls Royce Plc | Method of forming a bonded assembly |
US9765623B2 (en) * | 2013-07-23 | 2017-09-19 | General Electric Company | Methods for modifying cooling holes with recess-shaped modifications |
US9416667B2 (en) | 2013-11-22 | 2016-08-16 | General Electric Company | Modified turbine components with internally cooled supplemental elements and methods for making the same |
CN104227103A (zh) * | 2014-07-24 | 2014-12-24 | 西安航空学院 | 薄壁件阶梯对称铣削加工方法 |
FR3032640A1 (fr) * | 2015-02-17 | 2016-08-19 | Inst De Rech Tech Jules Verne | Procede pour la fabrication d’une piece creuse raidie et vrillee de grande dimension et piece obtenue par un tel procede |
CN105773085B (zh) * | 2016-04-26 | 2017-10-17 | 杭州中水科技股份有限公司 | 一种扭曲叶片类工件的数控加工方法 |
CN106271447B (zh) * | 2016-08-31 | 2019-03-12 | 四川航天烽火伺服控制技术有限公司 | 一种抖轮的制造方法 |
RU2711697C1 (ru) * | 2019-04-15 | 2020-01-21 | Научно-производственная ассоциация "Технопарк Авиационных Технологий" | Способ изготовления упрочняющей накладки передней кромки лопатки вентилятора |
CN113020476A (zh) * | 2021-03-05 | 2021-06-25 | 北京航空航天大学 | 一种空心叶片的塑性成形装置及方法 |
CN113523728B (zh) * | 2021-08-04 | 2023-01-03 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种空心导叶片的特种加工方法 |
CN114289595B (zh) * | 2021-12-21 | 2024-04-16 | 北京星航机电装备有限公司 | 一种半封闭舱体及其成形方法 |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4882823A (en) * | 1988-01-27 | 1989-11-28 | Ontario Technologies Corp. | Superplastic forming diffusion bonding process |
US5063662A (en) * | 1990-03-22 | 1991-11-12 | United Technologies Corporation | Method of forming a hollow blade |
US5083371A (en) * | 1990-09-14 | 1992-01-28 | United Technologies Corporation | Hollow metal article fabrication |
US5253419A (en) * | 1991-02-20 | 1993-10-19 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Method of manufacturing a hollow blade for a turboshaft engine |
FR2672826B1 (fr) * | 1991-02-20 | 1995-04-21 | Snecma | Procede de fabrication d'une aube creuse pour turbomachine. |
JP2808500B2 (ja) * | 1991-08-23 | 1998-10-08 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの中空ファン動翼 |
US5243758A (en) * | 1991-12-09 | 1993-09-14 | General Electric Company | Design and processing method for manufacturing hollow airfoils (three-piece concept) |
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 |
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 |
-
1995
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Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010207912A (ja) * | 2009-02-27 | 2010-09-24 | Rolls Royce Plc | ブレード製造方法 |
JP2010207911A (ja) * | 2009-02-27 | 2010-09-24 | Rolls Royce Plc | ブレード製造方法 |
JP2013036451A (ja) * | 2011-08-11 | 2013-02-21 | Hashida Giken Kogyo Kk | 蒸気タービン用静翼の製造法 |
WO2015001698A1 (ja) * | 2013-07-01 | 2015-01-08 | トヨタ自動車株式会社 | バルブシート用の肉盛方法及びシリンダヘッドの製造方法 |
JP2015009268A (ja) * | 2013-07-01 | 2015-01-19 | トヨタ自動車株式会社 | バルブシート用の肉盛方法及びシリンダヘッドの製造方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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