RU2454290C2 - Способ изготовления лопатки вентилятора турбины - Google Patents

Способ изготовления лопатки вентилятора турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2454290C2
RU2454290C2 RU2010132258/02A RU2010132258A RU2454290C2 RU 2454290 C2 RU2454290 C2 RU 2454290C2 RU 2010132258/02 A RU2010132258/02 A RU 2010132258/02A RU 2010132258 A RU2010132258 A RU 2010132258A RU 2454290 C2 RU2454290 C2 RU 2454290C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
mandrel
cavity
leading edge
fan blade
Prior art date
Application number
RU2010132258/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010132258A (ru
Inventor
Джералд С. КАММЕР (US)
Джералд С. КАММЕР
Original Assignee
Тербин Энджин Компонентс Текнолоджиз Корпорейшн
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Тербин Энджин Компонентс Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Тербин Энджин Компонентс Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2010132258A publication Critical patent/RU2010132258A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2454290C2 publication Critical patent/RU2454290C2/ru

Links

Images

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
    • 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
    • B23P15/02—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from one piece
    • 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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49325—Shaping integrally bladed rotor
    • 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
    • Y10T29/49337—Composite blade
    • 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
    • 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
    • Y10T29/49995—Shaping one-piece blank by removing material

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области обработки металлов давлением и может быть использовано при изготовлении лопатки вентилятора. Металлическая передняя кромка лопатки вентилятора турбины изготавливается обработкой резанием и формовкой удлиненной металлической части. Металлическая часть имеет передний и задний края, проходящие по длине части, и имеет в основном клиновидное поперечное сечение, причем противоположные стороны расходятся от переднего края к заднему краю. Полость вырезана внутрь от заднего края к переднему краю. Это придает части в целом V-образное поперечное сечение, имеющее расходящиеся назад от переднего края противоположные боковые стенки. Оправка вставляется в полость, и боковые стенки V-образной части отклоняются друг к другу, чтобы сжать полость по форме оправки. Затем часть устанавливается в качестве металлической передней кромки путем введения элемента лопатки вентилятора турбины в сжатую полость и прикрепления части к элементу. Повышается качество. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Область техники
Эта технология относится к лопатке вентилятора турбины в авиационном двигателе.
Уровень техники
Реактивный двигатель для воздушного судна имеет турбину с лопатками вентилятора, которые засасывают воздух в двигатель по мере того, как турбина вращается. Лопатки вентилятора подвергаются воздействию атмосферы спереди двигателя и имеют вероятность столкновения с птицей или другим посторонним предметом, который может засосать в двигатель. Поэтому лопатка вентилятора турбины обычно имеет металлическую переднюю кромку для конструктивного усиления, чтобы защитить лопатку вентилятора от ударов птиц или подобного.
Сущность изобретения
Металлическая передняя кромка лопатки вентилятора турбины изготавливается обработкой резанием и формовкой удлиненной металлической части. Металлическая часть имеет передний и задний края, продолжающиеся по длине части, и имеет в целом клиновидное поперечное сечение, причем противоположные стороны расходятся от переднего края к заднему краю. Полость прорезана внутрь от заднего края к переднему краю. Это обеспечивает часть в целом V-образным поперечным сечением, имеющим расходящиеся назад от переднего края противоположные боковые стенки. Оправка вставляется в полость, и боковые стенки V-образной части отклоняются друг к другу, чтобы сжать полость по форме оправки. Затем часть устанавливается в качестве металлической передней кромки путем вставки элемента лопатки вентилятора турбины в сжатую полость и прикрепления части к элементу.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 - схематичный вид, изображающий части лопатки вентилятора турбины в сечении.
Фиг.2 - схематичный вид в перспективе, изображающий начальное состояние части лопатки вентилятора с фиг.1.
Фиг.3 - схематичный вид в сечении, изображающий промежуточное состояние части, изображенной на фиг.2.
Фиг.4 - схематичный вид, изображающий часть с фиг.2, зажатую в приспособлении для резания.
Фиг.5 - схематичный вид, изображающий этап резания, который ставит деталь в промежуточное состояние с фиг.3.
Фиг.6 - схематичный вид, изображающий этап резания и обработки поверхности.
Фиг.7 - схематичный вид, частично изображающий этап формовки.
Фиг.8 - также схематичный вид, частично изображающий этап формовки.
Фиг.9 - схематичный вид в сечении, изображающий часть в законченном состоянии.
Подробное описание
Устройство, изображенное на чертежах, имеет части, которые являются примерами элементов, перечисленных в формуле изобретения. Следующее описание, таким образом, включает в себя примеры того, как средний специалист в данной области техники может осуществить и использовать заявленное изобретение. Здесь представлено удовлетворение установленных требований письменного описания, достаточности раскрытия, лучшего варианта, не накладывая ограничений, которые не перечислены в формуле изобретения.
Как частично показано на фиг.1, лопатка 10 вентилятора турбины имеет элемент 12 корпуса, выполненный из композитного материала. Металлическая часть 14 установлена на передний участок 16 элемента 12 корпуса, чтобы определить переднюю кромку лопатки 10 вентилятора турбины. Хотя элемент 12 корпуса показан схематично как единая деталь из композитного материала, он может содержать любую подходящую часть или комбинацию частей, которые вместе образуют лопатку 10 вентилятора с общей формой аэродинамического профиля. Металлическая часть 14, которая предпочтительно выполнена из титана, обеспечивает лопатке 10 вентилятора конструктивное усиление для защиты от ударов птиц.
Металлическая часть 14 сначала формуется в виде штампованной металлической полосы, имеющей удлиненную, в целом, прямоугольную форму, изображенной на фиг.2. Часть 14 тогда имеет передний и задний края 20 и 22, продолжающиеся по длине между ее противоположными концами 24 и 26. Хотя часть 14 будет изменяться по ее длине, чтобы соответствовать форме аэродинамического профиля элемента 12 корпуса (фиг.1), она сохраняет в целом клиновидное поперечное сечение, причем противоположные стороны 30 и 32 расходятся от переднего края 20 к заднему краю 22, как показано, например, на втором конце 26 на фиг.2.
В показанном примере противоположные стороны 30 и 32 имеют вогнутые контуры, и первая сторона 30 длиннее второй стороны 32. Передний край 20 является плоской поверхностью, которая ортогональна противоположным сторонам 30 и 32 на передних углах 34 и 36 части 14. Задний край 22 имеет неплоский контур, продолжающийся между задним углом 38 на более длинной стороне 30 и задним углом 40 на более короткой стороне 32. Важно, что начальная толщина T1 части 14 на заднем крае 22 по существу больше толщины T2 лопатки 10 вентилятора (фиг.1), где законченная часть 14 поднимается выше переднего участка 16 элемента 12 корпуса.
Металлическая часть 14 с фиг.2 принимает форму с фиг.3 при механической обработке. В частности, часть 14 зажимается в обрабатывающем приспособлении 50, как показано на фиг.4, и обрабатывается фрезой 52, как показано на фиг.5. Фреза 52, или одна или более подобных фрез различных размеров, врезается в часть 14, чтобы образовать полость 55. Полость 55 продолжается по длине части 14 от конца 24 до конца 26 и продолжается поперечно внутрь от заднего края 22 к переднему краю 20. Это обеспечивает всей длине части 14 в целом V-образное поперечное сечение, имеющее противоположные боковые стенки 60 и 62, которые расходятся к задней части. Подобно клиновидному сечению с фиг.2, V-образное сечение с фиг.3 будет изменяться, как требуется для соответствия форме аэродинамического профиля элемента 12 корпуса. Однако завышенная толщина T1 на задней стороне части 14 позволяет полости 55 иметь соответственно широко открытый конец 65 по всей ее полной длине. Кроме того, вогнутые контуры на противоположных сторонах 30 и 32 позволяют фрезе 52 обеспечить боковые стенки 60 и 62 с соответственно выпуклыми внутренними поверхностями 66 и 68. Широкий раствор 65 и выпуклые внутренние поверхности 66 и 68 увеличивают зазор, через который фрезой 52 можно манипулировать внутри полости 55, по мере того как она подается внутрь из заднего края 22 к переднему краю 20.
Помимо выпуклых внутренних боковых поверхностей 66 и 68 фреза 52 образует вогнутую внутреннюю поверхность 70 внизу полости 55. Внутренние поверхности 66, 68 и 70, все, обеспечиваются машинной обработкой. Затем часть 14 переносится на оправку 80 для фрезерования для машинной обработки наружных поверхностей, как показано на фиг.6. Обработка резанием снаружи также обеспечивает часть 14 вновь образованным передним краем 82, имеющим скругленный контур, подходящий для окончательной передней кромки лопатки 10 вентилятора.
Этап формования следует за этапами обработки резанием. Как показано на фиг.7, часть 14 помещается на фасонную оправку 90 так, чтобы передний участок 92 оправки 90 принимался в открытую полость 55. Передний участок 92 оправки 90 имеет тот же размер и форму, что и передний участок 16 элемента 12 корпуса, на который металлическая часть 14 будет устанавливаться, как показано на фиг.1. Часть 14 и оправка 90 нагреваются до повышенной температуры и помещаются между парой разогретых фасонных матриц 96 и 98, как показано на фиг.8. По мере того как матрицы 96 и 98 съезжаются, они отклоняют боковые стенки 60 и 62 части друг к другу и в верхнее зацепление с передним участком 92 оправки 90. Это сжимает полость 55 до формы переднего участка 92 оправки 90 и также переднего участка 16 элемента 12 корпуса. Такое формование части 14 предпочтительно выполняется процессом холодного или горячего формования при повышенной температуре, которая поддерживается ниже температуры ковки титана или другого металла, из которого выполнена часть 14. Часть 14 затем удаляется из фасонных матриц 96 и 98 и оправки 90 и охлаждается до комнатной температуры. Охлажденная и отформованная часть 14, как показано на фиг.9, затем устанавливается на элемент 12 корпуса без дополнительного нагрева, обработки резанием или формования и прикрепляется к элементу 12 корпуса подходящим образом, известным в данной области техники.
Патентоспособный объем изобретения ограничен формулой изобретения и может включать в себя другие примеры того, как изобретение может быть осуществлено и использовано. Другие такие примеры, которые могут быть доступны до или после даты подачи заявки, предполагаются принадлежащими объему формулы изобретения, если они имеют элементы, которые не отличаются от точного языка формулы изобретения, или если они имеют эквивалентные элементы с несущественными отличиями от точного языка формулы изобретения.

Claims (11)

1. Способ изготовления металлической передней кромки, предназначенной для установки на передний участок заданных размеров и форм элемента корпуса лопатки вентилятора, согласно которому осуществляют механическую обработку удлиненной металлической части, имеющей передний край, проходящий по длине части, задний край, проходящий по длине части, и вырезание полости внутрь от заднего края к переднему краю для получения части, у которой противолежащие внутренние поверхности расходятся в направлении назад, помещают часть на формующую оправку, имеющую передний участок с заданными размерами и формой переднего участка элемента корпуса лопатки вентилятора, причем передний участок оправки размещают внутри полости, и
формуют часть на оправке, отклоняют противолежащие внутренние боковые поверхности друг к другу в форму переднего участка оправки.
2. Способ по п.1, при котором при вырезании получают часть с, в основном, V-образным поперечным сечением, у которого противолежащие боковые стенки расходятся назад.
3. Способ по п.1, при котором при вырезании получают противоположные внутренние поверхности с выпуклым контуром.
4. Способ по п.1, при котором при осуществлении механической обработки получают машинно-отделанные наружные поверхности до формования.
5. Способ по п.1, при котором при осуществлении механической обработки получают часть с передней кромкой, имеющей скругленный угол, соответствующий концевой передней кромке лопатки вентилятора до формования.
6. Способ по п.1, при котором при вырезании получают часть с вогнутой внутренней поверхностью, образующей дно полости, и противоположными внутренними боковыми поверхностями, имеющими выпуклые контуры, проходящие полностью от вогнутой внутренней поверхности к задней кромке части.
7. Способ изготовления металлической передней кромки, предназначенной для установки на передний участок заданных размеров и форм элемента корпуса лопатки вентилятора, согласно которому
осуществляют механическую обработку удлиненной металлической части, имеющей передний край, проходящий по длине части, и задний край, проходящий по длине части, врезание внутрь от заднего края к переднему краю для получения части с полостью большего размера, чем передний участок элемента корпуса лопатки вентилятора,
размещают часть на формующей оправке, имеющей передний участок с заданными размерами и формой переднего участка, причем передний участок оправки размещают внутри полости, и
формуют часть путем компрессионного отклонения части к оправке и на ней для стягивания полости в форму переднего участка оправки.
8. Способ по п.7, при котором при формовании формуют часть между фасонными матрицами за счет сведения матриц вместе на часть для компрессионного отклонения части к оправке и на ней.
9. Способ по п.7, при котором при врезании получают часть с, в основном, V-образным поперечным сечением, у которого противолежащие боковые стенки расходятся назад.
10. Способ по п.7, при котором в результате механической обработки получают машинно-отделанные наружные поверхности части до формования.
11. Способ по п.7, при котором механической обработкой получают часть с передней краем, имеющим скругленный угол, соответствующий концевой передней кромке лопатки вентилятора до формования.
RU2010132258/02A 2007-12-31 2008-12-30 Способ изготовления лопатки вентилятора турбины RU2454290C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/967,484 2007-12-31
US11/967,484 US7805839B2 (en) 2007-12-31 2007-12-31 Method of manufacturing a turbine fan blade

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010132258A RU2010132258A (ru) 2012-02-10
RU2454290C2 true RU2454290C2 (ru) 2012-06-27

Family

ID=40796396

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010132258/02A RU2454290C2 (ru) 2007-12-31 2008-12-30 Способ изготовления лопатки вентилятора турбины

Country Status (10)

Country Link
US (2) US7805839B2 (ru)
EP (1) EP2229248B1 (ru)
CN (2) CN101952065A (ru)
DK (1) DK2229248T3 (ru)
ES (1) ES2400032T3 (ru)
HK (1) HK1214206A1 (ru)
IL (1) IL206713A (ru)
PL (1) PL2229248T3 (ru)
RU (1) RU2454290C2 (ru)
WO (1) WO2009108253A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2553759C1 (ru) * 2014-03-12 2015-06-20 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем сверхпластичности металлов Российской академии наук (ИПСМ РАН) Способ изготовления металлической защитной накладки
RU2665861C2 (ru) * 2013-09-02 2018-09-04 Снекма Способ высокотемпературной формовки окантовки металлической лопасти

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0412915D0 (en) * 2004-06-10 2004-07-14 Rolls Royce Plc Method of making and joining an aerofoil and root
US9157139B2 (en) * 2008-08-08 2015-10-13 Siemens Energy, Inc. Process for applying a shape memory alloy erosion resistant protective structure onto an airfoil of a turbine blade
GB0913061D0 (en) * 2009-07-28 2009-09-02 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a reinforcing edge for a turbo machine aerofoil
FR2954200B1 (fr) * 2009-12-23 2012-03-02 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2961866B1 (fr) 2010-06-24 2014-09-26 Snecma Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine
US9222362B2 (en) 2010-11-05 2015-12-29 Barnes Group Inc. Hybrid metal leading edge part and method for making the same
FR2970196B1 (fr) * 2011-01-10 2012-12-28 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
CN103429780B (zh) * 2011-03-01 2017-05-17 斯奈克玛 用于制造金属部件，诸如涡轮发动机叶片加强件的方法
FR2976204B1 (fr) * 2011-06-10 2014-04-18 Snecma Procede d'usinage final d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
US20130199934A1 (en) * 2012-02-06 2013-08-08 United Technologies Corporation Electroformed sheath
FR2991206B1 (fr) * 2012-06-01 2014-06-20 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'une aube de turbomachine
US20140013599A1 (en) * 2012-07-11 2014-01-16 Pratt & Whitney Method of Manufacturing Fan Blade Shields
FR2993942B1 (fr) * 2012-07-24 2017-03-24 Snecma Aube composite de turbomachine a renfort structurel
US20140271214A1 (en) * 2013-03-14 2014-09-18 Bell Helicopter Textron Inc. Amorphous metal rotor blade abrasion strip
FR3004669B1 (fr) * 2013-04-18 2015-05-15 Snecma Procede de deformation par grenaillage pour l'assemblage de deux pieces de turbomachine
FR3005280B1 (fr) * 2013-05-06 2015-05-15 Safran Outillage pour la fixation d'un renfort metallique sur le bord d'attaque d'une aube de turbomachine et procede utilisant un tel outillage
US10260350B2 (en) 2014-09-05 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil structure
GB201420512D0 (en) 2014-11-19 2014-12-31 Rolls Royce Plc Shield
US9745851B2 (en) 2015-01-15 2017-08-29 General Electric Company Metal leading edge on composite blade airfoil and shank
FR3032898B1 (fr) * 2015-02-19 2017-03-10 Snecma Procede de forgeage a haute temperature d'une piece metallique preformee
FR3041684B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
US11149642B2 (en) 2015-12-30 2021-10-19 General Electric Company System and method of reducing post-shutdown engine temperatures
US11053861B2 (en) 2016-03-03 2021-07-06 General Electric Company Overspeed protection system and method
DE102016108527B4 (de) 2016-05-09 2018-01-04 LEISTRITZ Turbinentechnik GmbH Verfahren zur Herstellung einer Kantenabdeckung für ein Schaufelbauteil eines Flugtriebwerks oder einer Gasturbine sowie Kantenabdeckung für ein Schaufelbauteil
US10337405B2 (en) 2016-05-17 2019-07-02 General Electric Company Method and system for bowed rotor start mitigation using rotor cooling
US10583933B2 (en) 2016-10-03 2020-03-10 General Electric Company Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
CN108930664A (zh) * 2017-05-24 2018-12-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 混合结构航空发动机风扇叶片
US10947993B2 (en) 2017-11-27 2021-03-16 General Electric Company Thermal gradient attenuation structure to mitigate rotor bow in turbine engine
FR3079445B1 (fr) * 2018-03-28 2020-04-24 Safran Procede de fabrication d'une aube en materiau composite a bord d'attaque metallique rapporte pour turbine a gaz
GB201809531D0 (en) * 2018-06-11 2018-07-25 Rolls Royce Plc Process of forming an aerofoil
GB201814315D0 (en) 2018-09-04 2018-10-17 Rolls Royce Plc Gas turbine engine having optimized fan
FR3090437B1 (fr) 2018-12-21 2021-02-26 Mecachrome Renfort métallique d’aube de turbomachine et procédé correspondant
US11014190B2 (en) 2019-01-08 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Hollow airfoil with catenary profiles
US10808542B2 (en) 2019-01-11 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Method of forming gas turbine engine components
CN111687606B (zh) * 2019-03-11 2021-06-29 中国航发商用航空发动机有限责任公司 复合材料风扇叶片前缘金属加强边的制备方法
US10995632B2 (en) 2019-03-11 2021-05-04 Raytheon Technologies Corporation Damped airfoil for a gas turbine engine
CN111720237B (zh) * 2019-03-19 2022-02-15 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种风扇叶片
US11033993B2 (en) 2019-03-20 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Method of forming gas turbine engine components
US11236619B2 (en) 2019-05-07 2022-02-01 Raytheon Technologies Corporation Multi-cover gas turbine engine component
US11370016B2 (en) 2019-05-23 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Assembly and method of forming gas turbine engine components
US11174737B2 (en) 2019-06-12 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cover for gas turbine engine
US11248477B2 (en) 2019-08-02 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Hybridized airfoil for a gas turbine engine
US11148221B2 (en) 2019-08-29 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Method of forming gas turbine engine components
FR3107923B1 (fr) * 2020-03-03 2022-02-04 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d’aeronef
US11725524B2 (en) 2021-03-26 2023-08-15 General Electric Company Engine airfoil metal edge
US11879411B2 (en) 2022-04-07 2024-01-23 General Electric Company System and method for mitigating bowed rotor in a gas turbine engine
US11767607B1 (en) 2022-07-13 2023-09-26 General Electric Company Method of depositing a metal layer on a component

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU97903A1 (ru) * 1953-04-14 1953-11-30 Д.И. Заславский Лопатка дл пропеллерных вентил торов и способ изготовлени таких лопаток
SU989161A1 (ru) * 1981-06-17 1983-01-15 Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт По Оборудованию Для Кондиционирования Воздуха И Вентиляции Способ изготовлени лопатки осевого вентил тора
US5694683A (en) * 1993-04-20 1997-12-09 Chromalloy Gas Turbine Corporation Hot forming process
US6106231A (en) * 1998-11-06 2000-08-22 General Electric Company Partially coated airfoil and method for making

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2615236A (en) * 1947-06-27 1952-10-28 Curtiss Wright Corp Blade edge welding technique
US2799919A (en) * 1951-11-01 1957-07-23 Gen Motors Corp Sheet metal blade and manufacture
US3045967A (en) * 1952-04-12 1962-07-24 Stalker Corp Hollow blades and manufacture thereof
US3018542A (en) * 1952-04-12 1962-01-30 Stalker Corp Method of making hollow blades
US2787049A (en) * 1952-05-23 1957-04-02 Stalkcr Dev Company Process of fabricating blades for turbines, compressors and the like
US2889615A (en) * 1955-02-23 1959-06-09 Stalker Corp Process for fabricating hollow blades
US2869611A (en) * 1955-03-18 1959-01-20 Stalker Dev Company Apparatus including a female die receiving a reciprocating articulated male die for stretch-forming hollow blades
US3044152A (en) * 1955-06-08 1962-07-17 Stalker Corp Hollow blades for compressors
US3045327A (en) * 1957-03-04 1962-07-24 Stalker Corp Fabrication of blades for compressors, turbines and the like
US3057393A (en) * 1957-06-03 1962-10-09 Stalker Corp Fabrication of blade blanks
US3762835A (en) 1971-07-02 1973-10-02 Gen Electric Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods
US3936920A (en) 1972-08-14 1976-02-10 Tre Corporation Aerodynamic shell structure with fittings and method for fabricating same
US4006999A (en) 1975-07-17 1977-02-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge protection for composite blades
US5168741A (en) * 1990-11-20 1992-12-08 Braunheim Stephen T Method for forming a leading edge cover for jet engine blades
US5141400A (en) 1991-01-25 1992-08-25 General Electric Company Wide chord fan blade
GB9117546D0 (en) 1991-08-14 1992-02-19 British Aerospace Manufacture of structures by diffusion bonding and superplastic forming
US5375978A (en) 1992-05-01 1994-12-27 General Electric Company Foreign object damage resistant composite blade and manufacture
GB2306353B (en) 1995-10-28 1998-10-07 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a blade
FR2745589B1 (fr) 1996-02-29 1998-04-30 Snecma Piece hybride a haut rapport resistance-masse et procede de realisation
JPH1054204A (ja) 1996-05-20 1998-02-24 General Electric Co <Ge> ガスタービン用の多構成部翼
US5876651A (en) 1996-05-29 1999-03-02 United Technologies Corporation Method for forming a composite structure
DE19737845C2 (de) * 1997-08-29 1999-12-02 Siemens Ag Verfahren zum Herstellen einer Gasturbinenschaufel, sowie nach dem Verfahren hergestellte Gasturbinenschaufel
DE19751129C1 (de) * 1997-11-19 1999-06-17 Mtu Muenchen Gmbh FAN-Rotorschaufel für ein Triebwerk
DE19757331C1 (de) * 1997-12-22 1999-05-06 Siemens Ag Verfahren zur Herstellung eines bandförmigen Mehrkernsupraleiters mit Hoch-T¶c¶-Supraleitermaterial und mit dem Verfahren hergestellter Supraleiter
DE19959598A1 (de) * 1999-12-10 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Herstellen einer Schaufel einer Strömungsmaschine
GB2360236B (en) 2000-03-18 2003-05-14 Rolls Royce Plc A method of manufacturing an article by diffusion bonding and superplastic forming
EP1245785B1 (de) * 2001-03-26 2005-06-01 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel
WO2003051559A1 (en) * 2001-12-17 2003-06-26 Fortum Oyj Fan blade and method for producing the same
US6607358B2 (en) 2002-01-08 2003-08-19 General Electric Company Multi-component hybrid turbine blade
CN100359184C (zh) * 2002-10-04 2008-01-02 株式会社T.Rad 带环风扇及其制造方法
DE10301755A1 (de) 2003-01-18 2004-07-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fanschaufel für ein Gasturbienentriebwerk
GB2397855B (en) 2003-01-30 2006-04-05 Rolls Royce Plc A turbomachine aerofoil
DE10307610A1 (de) 2003-02-22 2004-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk
FR2867095B1 (fr) * 2004-03-03 2007-04-20 Snecma Moteurs Procede de fabrication d'une aube creuse pour turbomachine.
FR2867096B1 (fr) * 2004-03-08 2007-04-20 Snecma Moteurs Procede de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante
CN100416043C (zh) * 2004-07-28 2008-09-03 斯奈克玛马达公司 用于涡轮发动机的中空叶片的制造方法
GB0424481D0 (en) 2004-11-05 2004-12-08 Rolls Royce Plc Composite aerofoil
KR100727937B1 (ko) * 2005-06-01 2007-06-13 삼성전자주식회사 잉크 카트리지의 어레이 헤드 본딩 방법

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU97903A1 (ru) * 1953-04-14 1953-11-30 Д.И. Заславский Лопатка дл пропеллерных вентил торов и способ изготовлени таких лопаток
SU989161A1 (ru) * 1981-06-17 1983-01-15 Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт По Оборудованию Для Кондиционирования Воздуха И Вентиляции Способ изготовлени лопатки осевого вентил тора
US5694683A (en) * 1993-04-20 1997-12-09 Chromalloy Gas Turbine Corporation Hot forming process
US6106231A (en) * 1998-11-06 2000-08-22 General Electric Company Partially coated airfoil and method for making

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2665861C2 (ru) * 2013-09-02 2018-09-04 Снекма Способ высокотемпературной формовки окантовки металлической лопасти
RU2553759C1 (ru) * 2014-03-12 2015-06-20 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем сверхпластичности металлов Российской академии наук (ИПСМ РАН) Способ изготовления металлической защитной накладки

Also Published As

Publication number Publication date
US8256118B2 (en) 2012-09-04
EP2229248B1 (en) 2012-11-28
PL2229248T3 (pl) 2013-04-30
RU2010132258A (ru) 2012-02-10
US20090165299A1 (en) 2009-07-02
CN101952065A (zh) 2011-01-19
WO2009108253A3 (en) 2009-12-30
ES2400032T3 (es) 2013-04-05
IL206713A0 (en) 2010-12-30
EP2229248A4 (en) 2011-11-09
US7805839B2 (en) 2010-10-05
CN104889703B (zh) 2017-07-11
HK1214206A1 (zh) 2016-07-22
WO2009108253A2 (en) 2009-09-03
IL206713A (en) 2014-05-28
CN104889703A (zh) 2015-09-09
EP2229248A2 (en) 2010-09-22
US20110010937A1 (en) 2011-01-20
DK2229248T3 (da) 2013-02-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2454290C2 (ru) Способ изготовления лопатки вентилятора турбины
EP3263910B1 (en) Composite blade for a modular axial flow fan and method of manufacturing the same
US8782887B2 (en) Method for producing a metal insert to protect a leading edge made of a composite material
JP5163756B2 (ja) ファンブレードの前縁強化部材の製造方法
TWI537464B (zh) 風力渦輪機
US9683443B2 (en) Method for making gas turbine engine ceramic matrix composite airfoil
EP2985089B1 (en) Method of forming an inflated aerofoil
US20120114494A1 (en) Hybrid metal leading edge part and method for making the same
US9482102B2 (en) Method of reinforcing a mechanical part
US10471556B2 (en) Method for producing a protective reinforcement for a blade (P) having a curved leading edge or trailing edge
US6705011B1 (en) Turbine element manufacture
RU2015133406A (ru) Рабочее колесо вентилятора и компрессора и способ его изготовления из композиционного материала
EP2772614B1 (en) Turbomachine blade production method
RU2699298C2 (ru) Способ изготовления заготовки акустической структуры
CN105414531B (zh) 通槽的加工方法
US9956653B2 (en) Method of making an aerofoil cladding body
RU2013137433A (ru) Способ изготовления металлического усилительного элемента
TWM545653U (zh) 刀具固定結構
JPS58117301A (ja) 軸流回転機械の動翼を強化プラスチツクで製作する方法
JPH0233842B2 (ja) Uehasekisogatakureiyokunoseizohoho
JPH0726902A (ja) 中空翼
JPS6253133U (ru)
JP2006224683A (ja) ブロー成形用金型