RU2551741C2 - Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины - Google Patents

Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2551741C2
RU2551741C2 RU2012130953/02A RU2012130953A RU2551741C2 RU 2551741 C2 RU2551741 C2 RU 2551741C2 RU 2012130953/02 A RU2012130953/02 A RU 2012130953/02A RU 2012130953 A RU2012130953 A RU 2012130953A RU 2551741 C2 RU2551741 C2 RU 2551741C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
sectors
turbomachine
metal
metal reinforcement
Prior art date
Application number
RU2012130953/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012130953A (ru
Inventor
Тьерри Жан Эмиль ФЛЕШ
Жан-Франсуа ФРОМЕНТЭН
Стефан Андре ЛЕВЕК
Летисья САНЧЕС
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2012130953A publication Critical patent/RU2012130953A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2551741C2 publication Critical patent/RU2551741C2/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
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/25—Direct deposition of metal particles, e.g. direct metal deposition [DMD] or laser engineered net shaping [LENS]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/60—Treatment of workpieces or articles after build-up
    • B22F10/64—Treatment of workpieces or articles after build-up by thermal means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/60—Treatment of workpieces or articles after build-up
    • B22F10/66—Treatment of workpieces or articles after build-up by mechanical means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/009—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine components other than turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K15/00—Electron-beam welding or cutting
    • B23K15/0046—Welding
    • B23K15/0053—Seam welding
    • B23K15/006—Seam welding of rectilinear seams
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K37/00—Auxiliary devices or processes, not specially adapted to a procedure covered by only one of the preceding main groups
    • B23K37/04—Auxiliary devices or processes, not specially adapted to a procedure covered by only one of the preceding main groups for holding or positioning work
    • B23K37/047—Auxiliary devices or processes, not specially adapted to a procedure covered by only one of the preceding main groups for holding or positioning work moving work to adjust its position between soldering, welding or cutting steps
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C14/00—Alloys based on titanium
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
    • B22F3/24—After-treatment of workpieces or articles
    • B22F2003/247—Removing material: carving, cleaning, grinding, hobbing, honing, lapping, polishing, milling, shaving, skiving, turning the surface
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
    • B22F3/24—After-treatment of workpieces or articles
    • B22F2003/248—Thermal after-treatment
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
    • B22F2998/10—Processes characterised by the sequence of their steps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B29C65/484—Moisture curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
    • B29C66/124—Tongue and groove joints
    • B29C66/1246—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove
    • B29C66/12461—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove being rounded, i.e. U-shaped or C-shaped
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
    • B29C66/124—Tongue and groove joints
    • B29C66/1246—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove
    • B29C66/12463—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove being tapered
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/301—Three-dimensional joints, i.e. the joined area being substantially non-flat
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/50—General aspects of joining tubular articles; General aspects of joining long products, i.e. bars or profiled elements; General aspects of joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; General aspects of joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/51—Joining tubular articles, profiled elements or bars; Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; Joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/53—Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/74—Joining plastics material to non-plastics material
    • B29C66/742—Joining plastics material to non-plastics material to metals or their alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B29L2031/082—Blades, e.g. for helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/234—Laser welding
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/236—Diffusion bonding
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • 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
    • 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
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement
    • 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
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency
    • 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
    • Y10T29/49318—Repairing or disassembling
    • 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
    • Y10T29/49826—Assembling or joining
    • 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
    • Y10T29/4998—Combined manufacture including applying or shaping of fluent material

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение касается способа изготовления металлической детали усиления (30) передней или задней кромки лопатки (10) турбомашины. Способ включает последовательно выполняемые этап изготовления нескольких элементов (30a, 30b, 30c, 30d) с сечением V-образной формы, образующих различные секторы детали усиления (30), распределенные между ее ножкой (32) и вершиной (34), этап позиционирования упомянутых секторов на приспособлении (40), воспроизводящем форму передней или задней кромки лопатки турбомашины, этап соединения секторов для образования полного профиля металлической детали усиления (30) с рекомбинацией различных секторов. Для изготовления детали усиления (30) используется приспособление (40), выполненное в виде соединенных между собой нескольких съемных секторов, образующих поверхность, воспроизводящую форму передней или задней кромки лопатки турбомашины. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение касается способа выполнения металлического усиления металлической или композитной лопатки турбомашины.
Изобретение касается, в частности, способа выполнения металлического усиления передней кромки лопатки турбомашины.
Изобретение относится к области турбомашин, в частности к лопаткам вентилятора турбомашины, выполненным из композитного материала или металла, и передняя кромка которых содержит структурное металлическое усиление.
Настоящее изобретение применимо также для выполнения металлического усиления, предназначенного для усиления задней кромки лопатки турбомашины.
Известно, что передняя кромка соответствует передней части аэродинамического профиля, который находится на пути воздушного потока и который разделяет воздушный поток на внутренний поток воздуха и на наружный поток воздуха. Задняя кромка соответствует задней части аэродинамического профиля, где встречаются внутренний и наружный потоки воздуха.
Известно оснащение вентиляторных лопаток турбомашины, выполненных из композитных материалов, структурным металлическим усилением, располагаемым по всей высоте лопатки и за ее передней кромкой, как упомянуто в документе ЕР 1908919. Такое усиление позволяет защитить композитную систему лопаток при попадании в вентилятор постороннего предмета, например птицы, града или гравия.
В частности, структурное металлическое усиление защищает переднюю кромку композитной лопатки при исключении риска расслоения, разрыва волокна либо также повреждения, вызванного нарушением сцепления волокна с основой.
В классическом случае, лопатка турбомашины содержит аэродинамическую поверхность, простирающуюся в первом направлении между передней кромкой и задней кромкой и во втором направлении, по существу, перпендикулярном первому направлению, между ножкой и вершиной лопатки. Металлическое структурное усиление плотно облегает переднюю кромку аэродинамической поверхности лопатки и простирается в первом направлении за переднюю кромку аэродинамической поверхности лопатки для соединения профиля внутренней поверхности и наружной поверхности лопатки и во втором направлении между ножкой и вершиной лопатки.
В известном случае, металлическое структурное усиление представляет собой металлическую деталь, выполненную полностью фрезерованием из блока материала.
Однако металлическое усиление переднего края лопатки является сложной в изготовлении деталью, требующей множество повторяющихся операций и сложного оборудования, вызывающих значительное повышение стоимости выполнения.
В этом контексте задачей изобретения является решение вышеупомянутых проблем с использованием способа выполнения металлического усиления передней кромки или задней кромки лопатки турбомашины, позволяющего значительно уменьшить стоимость выполнения такой детали и упростить технологический процесс.
Задача решается способом выполнения металлического усиления передней кромки или задней кромки лопатки турбомашины, содержащей усилительную ножку и усилительную вершину, включающим следующие последовательные операции:
- этап изготовления нескольких истончающихся элементов V-образной формы, образующих различные секторы упомянутого металлического усиления, чтобы упомянутое металлическое усиление было разделено на несколько секторов, распределенных между упомянутой ножкой и упомянутой вершиной;
- этап размещения упомянутых секторов на оборудовании, повторяющем форму упомянутой передней кромки или упомянутой задней кромки упомянутой лопатки турбомашины;
- этап соединения различных секторов для образования упомянутого полного профиля упомянутого металлического моноблочного усиления путем рекомбинации различных секторов.
Благодаря изобретению металлическое структурное усиление выполняется быстро и просто из нескольких секторов, которые далее соединяются таким образом, чтобы образовать полное моноблочное усиление.
Выполнение металлического усиления путем рекомбинации нескольких секторов, изготовленных независимо, позволяет исключить отклонения, связанные с моноблочным изготовлением одной такой детали, и, в частности, на уровне тонких усилительных боковых поверхностей, которые имеют тенденцию к скручиванию.
Действительно, этап выполнения нескольких усилительных секторов позволяет ограничить напряжения, накапливающиеся в детали в процессе изготовления и, вследствие этого, вызывающие деформацию боковых поверхностей с тонкой стенкой в процессе изъятия детали из оборудования.
Такой способ выполнения позволяет, таким образом, избавиться от сложного изготовления усиления путем фрезерования из одного куска плоских моноблочных частей, требующих при изготовлении большого объема материала и, следовательно, значительных затрат при снабжении первичным материалом.
Способ по изобретению позволяет также существенно уменьшить стоимость изготовления такой детали.
Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины по изобретению позволяет также обеспечить соответствие одной или нескольким представленным ниже характеристикам, рассматриваемым в отдельности или в совокупности всех технически возможных комбинаций:
- в процессе упомянутого этапа изготовления нескольких элементов, образующих упомянутые секторы упомянутого металлического усиления, каждый сектор изготовлен с помощью способа лазерного плавления;
- упомянутый этап соединения различных секторов выполнен способом диффузионной пайки;
- способ содержит этап конформации в горячем состоянии, выполняемый в процессе упомянутого этапа соединения;
- способ содержит этап удаления из формы упомянутого оборудования упомянутого металлического усиления, при этом упомянутое оборудование образовано несколькими подвижными секциями, а упомянутое удаление из формы осуществляется последовательным отведением упомянутых съемных секций;
- способ содержит этап финишной обработки упомянутого металлического усиления, включающий подэтап полирования упомянутого усиления и/или подэтап исправления боковых поверхностей упомянутого усиления;
- упомянутый этап соединения различных секторов осуществляется с помощью сварки; в этом случае предпочтительно, упомянутый этап соединения различных секторов осуществляется последовательно с помощью:
- этапа позиционирования упомянутых соединенных секторов, образующих упомянутое усиление на оборудовании, воспроизводящем форму упомянутой передней кромки или упомянутой задней кромки лопатки турбомашины;
- этапа термической обработки для снятия напряжений;
- этапа конформации в горячем состоянии;
- этапа удаления из формы упомянутого оборудования упомянутого металлического усиления, при этом упомянутое оборудование образовано съемными секциями, расположенными между упомянутой ножкой и упомянутой вершиной упомянутого усиления;
- этапа финишной обработки упомянутого металлического усиления, включающего этап полирования поверхности упомянутого усиления и/или один подэтап исправления боковых поверхностей упомянутого усиления.
Объектом изобретения является также способ ремонта лопатки турбомашины, содержащей изношенное металлическое усиление задней кромки или передней кромки упомянутой лопатки, при этом упомянутый способ включает:
- этап разъединения упомянутого металлического усиления с упомянутой лопаткой;
- этап выполнения металлического усиления передней кромки или задней кромки лопатки турбомашины в соответствии с изобретением;
- этап соединения упомянутого металлического усиления, выполненного в процессе предыдущего этапа, с упомянутой лопаткой турбомашины.
Объектом изобретения является также оборудование для осуществления способа выполнения металлического усиления лопатки турбомашины по изобретению, содержащего несколько съемных секций.
Оборудование по изобретению может также соответствовать одной или нескольким ниже представленным характеристикам, рассматриваемым в отдельности или в любых технически возможных комбинациях:
- упомянутое оборудование содержит количество съемных секций, превышающее количество секторов усиления;
- упомянутое оборудование выполнено из материала с коэффициентом расширения, превышающим коэффициент расширения материала упомянутого усиления.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает вид сбоку лопатки, содержащей структурное металлическое усиление передней кромки, полученное с помощью способа выполнения по изобретению;
Фиг.2 изображает частичный вид в разрезе фиг.1 по плоскости разреза АА;
Фиг.3 является синоптической схемой, представляющей основные этапы изготовления структурного металлического усиления передней кромки лопатки турбомашины способом выполнения усиления по изобретению;
Фиг.4 изображает вид металлического усиления передней кромки лопатки турбомашины в процессе первого этапа способа, представленного на фиг.3;
Фиг.5 изображает вид металлического усиления передней кромки лопатки турбомашины в процессе второго этапа способа, представленного на фиг.3;
Фиг.6 изображает вид металлического усиления передней кромки лопатки турбомашины в ее окончательном виде, полученного способом выполнения по изобретению, представленного на фиг.3.
На всех чертежах одинаковые элементы обозначены одинаковыми позициями за исключением противоположного уточнения.
Фиг.1 изображает вид сбоку лопатки, содержащей структурное металлическое уплотнение передней кромки, полученное с помощью способа по изобретению.
Изображенная лопатка 10 является, например, подвижной лопаткой вентилятора турбомашины (не изображенной на чертеже).
Лопатка 10 содержит аэродинамическую поверхность 12, простирающуюся в первом осевом направлении 14 между передней кромкой 16 и задней кромкой 18 и во втором радиальном направлении 20, по существу, перпендикулярном первому направлению 14, между ножкой 22 и вершиной 24.
Аэродинамическая поверхность 12 образует наружную поверхность 13 и внутреннюю поверхность 11 лопатки 10, при этом наружная поверхность 13 лопатки 10 изображена на фиг.1. Внутренняя поверхность 11 и наружная поверхность 13 образуют боковые поверхности лопатки 10, которые связывают переднюю кромку 16 с задней кромкой 18 лопатки 10.
В этом варианте воплощения лопатка 10 является композитной лопаткой, получаемой обычно складыванием тканого композитного материала. Например, используемый композитный материал может состоять из соединения тканых углеродных волокон и полимерной основы, причем узел отформован литьем под давлением с помощью вакуумного способа литья полимера типа RTM ("Resin Transfer Molding").
Лопатка 10 содержит структурное металлическое усиление 30, приклеенное на уровне ее передней кромки 16, которое простирается одновременно в первом направлении 14 за передней кромкой 16 аэродинамической поверхности 12 лопатки 10 и во втором направлении 20 между ножкой 22 и вершиной 24 лопатки.
Как изображено на фиг.2, структурное усиление 30 охватывает форму передней кромки 16 аэродинамической поверхности 12 лопатки 10, которую оно продолжает для формирования передней кромки 31, называемой передней кромкой усиления.
В классическом случае, структурное усиление 30 является моноблочной деталью, имеющей сечение V-образной формы с основанием 39, образующим переднюю кромку 31, продолженным двумя боковыми поверхностями 35 и 37, охватывающими соответственно внутреннюю поверхность 11 и наружную поверхность 13 аэродинамической поверхности 12 лопатки. Боковые поверхности 35, 37 имеют тонкий профиль или истончающийся в направлении задней кромки лопатки.
Основание 39 имеет скругленный внутренний профиль 33, способный округло охватывать переднюю кромку 16 лопатки 10.
Структурное усиление 30 является металлическим и, предпочтительно, на основе титана. Преимуществом этого материала является большая способность поглощения энергии, вызванной ударами. Усиление наклеено на лопатку 10 с помощью известного специалистам клея, например цианоакрилата или эпоксидного.
Этот тип структурного металлического усиления 30, используемого для усиления композитной лопатки турбомашины, в частности, описан в заявке на патент ЕР1908919.
Способ по изобретению позволяет выполнить структурное усиление, как изображено на фиг.1, 2 и 6, при этом фиг.2 и 6 изображают усиление 30 в готовом виде.
Фиг.3 изображает синоптическую схему, иллюстрирующую основные этапы способа 100 выполнения структурного металлического усиления 30 передней кромки лопатки 10, изображенной на фиг.1 и 2.
Первый этап 110 способа выполнения 100 является этапом выполнения нескольких секторов 30а, 30b, 30с, 30d металлического усиления 30.
Фиг.4 изображает, в частности, различные секторы 30а, 30b, 30c, 30d, полученные на первом этапе 110.
Для этого металлическое усиление 30 предварительно разделено на несколько секторов в процессе проектирования или в процессе построения цифровой модели.
В соответствии с предпочтительным вариантом изобретения различные секторы усиления 30 изготавливаются независимо способом быстрого макетирования и, в особенности, с помощью способа лазерного плавления. Действительно, лазерное плавление является способом, который позволяет выполнить каждый сектор усиления 30 осаждением нескольких последовательных слоев материала, что позволяет легко создавать сложные формы и, в частности, истончающуюся V-образную форму металлического усиления 30 с малыми толщинами на уровне боковых поверхностей 35, 37.
Способ лазерного плавления или способ спекания путем лазерного плавления является способом, известным специалисту, и рассмотрен во многих патентах, как, например, патентах ЕР 2060343 или ЕР 2125339; следовательно, заявитель не будет детально описывать принцип воплощения этого способа изготовления.
Выполнение металлического усиления 30 путем рекомбинации нескольких секторов 30a, 30b, 30c, 30d позволяет исключить отклонения, связанные с изготовлением такой детали за один проход из плоского моноблока, и, в частности, скручивание боковых поверхностей 35, 37 малой толщины.
Каждый сектор 30а, 30b, 30c, 30d, выполненный на первом этапе 110, образует часть основания 39, передней кромки 31 и плоских поверхностей 35, 37 конечного усиления 30.
Второй этап 120 способа выполнения 100 является этапом позиционирования различных секторов 30a, 30b, 30c, 30d на оборудовании 40 специальной формы для рекомбинации. Этот второй этап 120 позиционирования изображен на фиг.5.
Оборудование 40 образовано путем объединения нескольких секторов 40a, 40b, 40c, 40d, 40e, 40f, которые соединены так, чтобы образовать отпечаток 43, дополнительный к внутреннему профилю 33 усиления 30. Отпечаток 43 оборудования 40 соответствует, по существу, профилю лопатки 10, когда различные секторы 40b, 40c, 40d, 40e, 40f соединены.
Таким образом, в процессе второго этапа различные секторы 30a, 30b, 30c, 30d усиления 30 позиционированы сектор за сектором на оборудовании 40 так, чтобы образовать полностью профиль усиления на оборудовании. Форма оборудования 40 и, в частности, профиль отпечатка 43 выполнены таким образом, чтобы образовать желаемые очертания и профиль внутренней поверхности и наружной поверхности металлического усиления 30.
Предпочтительно, оборудование 40 содержит количество секторов, превышающее количество секторов усиления 30.
Третий этап 130 способа 100 изготовления является этапом соединения, или воссоединения, различных секторов 30a, 30b, 30c, 30d усиления 30 способом диффузионной пайки. Для этого, соединения 31 между каждым плотно прилегающим сектором 30a, 30b, 30c, 30d заполняются лентами припоя, полученными диффузионной пайкой из припоя в форме узкой полоски или порошка. Этот припой позволяет соединить различные секторы 30a, 30b, 30c, 30c для образования моноблочного усиления 30 с его конечным профилем.
Заявитель напоминает, что диффузионная пайка является операцией, заключающейся в обеспечении полной миграции припоя в материал основы до исчезновения расплавленной части припоя.
Диффузионная пайка позволяет, в частности, получить прекрасные результаты при соединении механически обработанных деталей относительно небольшого размера и со сложными профилями.
Четвертый этап 140 способа 100 изготовления является этапом конформации в горячем состоянии, выполняемым на том же формующем оборудовании, что и на предыдущих этапах, при этом оборудование затем помещается в печь, нагретую до температуры ковки используемого материала.
Этот этап конформации в горячем состоянии позволяет выполнить усиление 30 до получения его конечной формы.
Предпочтительным, чтобы оборудование 40 было изготовлено из материала, имеющего коэффициент расширения, превышающий коэффициент расширения материала усиления. Например, оборудование 40 может быть изготовлено из стали, когда усиление выполнено на базе титана. Профиль оборудования 40 и размеры оборудования 40 согласованы с учетом усадки различных используемых материалов.
В соответствии с предпочтительным вариантом изобретения этап 140 конформации в горячем состоянии выполняется в процессе этапа 130 диффузионной пайки.
Пятый этап 150 является этапом удаления формы оборудования 40 с упомянутого усиления 30. Для этого различные секторы 40a, 40b, 40c, 40d, 40e, 40f оборудования 40 являются съемными и способны индивидуально разбираться для облегчения удаления формы с усиления 30.
Для облегчения удаления формы оборудование 40 можно предварительно подготовить путем наложения защитного слоя на отпечаток 43 оборудования 40 для исключения приклеивания усиления 30 к оборудованию 40. В качестве примера, такой защитный слой может быть слоем окиси алюминия.
Наконец, шестой этап 160 способа 100 изготовления является этапом финишной обработки и исправления усиления 30 механической обработкой. Этот финишный этап 160 заключается, в частности:
- в исправлении боковых поверхностей 35, 37; этот этап, в частности, заключается в обработке по заданному профилю боковых поверхностей 35, 37 и в утончении боковых поверхностей внутренней поверхности и внешней поверхности 35, 37;
- в полировании усиления 30 для получения требуемого состояния поверхности.
Фиг.6 изображает усиление 30 в его конечном состоянии, полученном способом выполнения по изобретению.
В комбинации с этими основными этапами выполнения способ по изобретению может также содержать этапы неразрушающего контроля усиления 30, позволяющие удостовериться в геометрическом и металлургическом соответствии получаемого узла. В качестве примера видов неразрушающего контроля может быть приведен рентгенологический контроль.
В соответствии со вторым вариантом воплощения изобретения этап соединения, или воссоединения, различных усилений диффузионной пайкой заменен этапом соединения разных усилений сваркой, например электронным пучком.
Во втором варианте воплощения этап соединения сваркой выполняется без формующего оборудования. Этот этап осуществляют после этапа выполнения различных секторов усиления.
Таким образом, во втором варианте воплощения способ выполнения структурного металлического уплотнения 30 передней кромки лопатки 10, как изображено на фиг.1 и 2, включает:
- первый этап выполнения нескольких секторов 30a, 30b, 30c, 30d металлического усиления, например, способом лазерного плавления;
- второй этап соединения сваркой различных секторов 30a, 30b, 30c, 30d, образующих различные части усиления;
- третий этап позиционирования упомянутых секторов 30a, 30b, 30c, 30d, соединенных вместе на оборудовании, образующем внутренний отпечаток усиления и содержащем профиль передней кромки лопатки турбомашины;
- четвертый этап термической обработки для ослабления напряжений;
- пятый этап конформации в горячем состоянии;
- шестой этап удаления формы с металлического усиления 30 оборудования, при этом оборудование разделено на различные съемные секторы для облегчения удаления формы с усиления 30;
- финишный этап выполнения металлического усиления 30, включающий подэтап полирования поверхности усиления и/или подэтап исправления боковых поверхностей усиления 30.
Способ по изобретению был, в основном, описан для структурного металлического усиления на основе титана; во всяком случае, способ по изобретению применим также к материалам на основе никеля, а также на основе стали.
Изобретение было также описано для выполнения металлического усиления композитной лопатки турбомашины; во всяком случае, изобретение применимо также для выполнения металлического усиления задней кромки лопатки турбомашины.
Изобретение было, в частности, описано для способа лазерного плавления для выполнения первого этапа; во всяком случае, первый этап может быть выполнен по-другому, например, способом быстрого макетирования или способом механической обработки.
Целесообразность выполнения лазерным плавлением усиления из нескольких независимых секторов позволяет ограничить напряжения, накапливающиеся в детали в процессе способа изготовления путем лазерного плавления, а также деформацию тонкостенных боковых поверхностей при снятии детали с оборудования. Действительно, усиление содержит тонкостенные боковые поверхности, которые стремятся тем больше деформироваться в процессе снятия детали с оборудования, чем большими являются размеры детали.
Способ изготовления металлического усиления по изобретению хорошо совмещается с общим способом ремонта лопатки турбомашины, который таким образом, включает:
- первый этап отсоединения использованного металлического усиления пиролитическими средствами, позволяющими нагреть клей или полимер до температуры порядка от 100 до 400°С для размягчения и/или разрушения клея, используемого для соединения металлического усиления с лопаткой турбомашины;
- второй этап выполнения нового металлического усиления в соответствии с изобретением;
- и, наконец, третий этап соединения металлического усиления, изготовленного в процессе второго этапа, склеиванием с помощью известного специалисту клея для наклеивания усиления на лопатку, например цианоакрилата либо эпоксидного клея.
Другими преимуществами изобретения являются следующие:
- уменьшение стоимости производства;
- уменьшение времени изготовления;
- упрощение технологического процесса;
- уменьшение стоимости материала.

Claims (13)

1. Способ изготовления металлической детали усиления (30) передней или задней кромки лопатки (10) турбомашины, имеющей ножку (32) и вершину (34), включающий последовательные этапы, на которых:
на этапе (110) изготавливают несколько элементов (30а, 30b, 30с, 30d) с сечением V-образной формы, боковые поверхности которых выполнены утончающимися в направлении задней кромки, образующих различные секторы упомянутой металлической детали усиления (30) в соответствии с ее разделением на секторы между упомянутыми ножкой (32) и вершиной (34);
на этапе (120) позиционируют элементы (30а, 30b, 30с, 30d) на приспособлении (40), воспроизводящем форму упомянутых передней или задней кромки упомянутой лопатки (10) турбомашины;
на этапе (130) соединяют различные элементы (30а, 30b, 30с, 30d) с их рекомбинацией для образования полного профиля металлической детали усиления (30).
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в процессе этапа (110) изготовления нескольких элементов (30а, 30b, 30с, 30d), образующих секторы металлической детали усиления (30), каждый из них изготавливают методом лазерного плавления.
3. Способ по одному из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что на этапе (130) соединение различных элементов (30а, 30b, 30с, 30d) выполняют методом диффузионной пайки.
4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что он включает этап (140) горячей формовки упомянутой детали (30), осуществляемый одновременно с этапом соединения (130).
5. Способ по п. 3, отличающийся тем, что он включает этап (150) удаления с металлической детали усиления (30) приспособления (40), выполненного в виде формы, образованной несколькими съемными секторами (40а, 40b, 40с, 40d, 40е, 40f), при этом удаление осуществляют последовательным отведением упомянутых съемных секторов (40а, 40b, 40с, 40d, 40е, 40f).
6. Способ по п. 5, отличающийся тем, что он включает этап (160) финишной обработки металлической детали усиления (30), содержащий подэтап полирования поверхности упомянутой детали и/или подэтап исправления боковых поверхностей (35, 37) упомянутой детали усиления (30).
7. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что этап (130) соединения различных элементов (30а, 30b, 30с, 30d) осуществляют методом сварки.
8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что после этапа (130) соединения различных элементов (30а, 30b, 30с, 30d) осуществляют последовательно:
- этап тепловой обработки упомянутой детали (30) для снятия напряжений;
- этап горячей формовки упомянутой детали (30);
- этап удаления с металлической детали усиления (30) приспособления (40), выполненного в виде формы, образованной несколькими съемными секторами (40а, 40b, 40с, 40d, 40е, 40f), распределенными между ножкой (32) и вершиной (34) детали усиления (30);
- этап финишной обработки металлической детали усиления (30), содержащий подэтап полирования поверхности упомянутой детали усиления (30) и/или подэтап исправления боковых поверхностей (35, 37) упомянутой детали усиления (30).
9. Способ ремонта лопатки турбомашины, содержащей изношенную металлическую деталь усиления передней или задней кромки упомянутой лопатки, включающий:
- этап удаления упомянутой металлической детали усиления (30) с упомянутой лопатки;
- этап изготовления металлической детали усиления (30) передней или задней кромки лопатки (10) турбомашины способом по одному из пп. 1-8;
- этап соединения упомянутой металлической детали усиления (30), изготовленной на предыдущем этапе, с упомянутой лопаткой (10) турбомашины.
10. Приспособление (40) для изготовления металлической детали усиления (30) передней кромки или задней кромки лопатки турбомашины способом по одному из пп. 1-8, выполненное в виде соединенных между собой нескольких съемных секторов (40а, 40b, 40с, 40d, 40е, 40f), образующих поверхность, воспроизводящую форму передней или задней кромки лопатки (10) турбомашины.
11. Приспособление (40) для ремонта лопатки турбомашины, изготовленной с металлической деталью усиления (30) передней кромки или задней кромки лопатки способом по п. 9, выполненное в виде соединенных между собой нескольких съемных секторов (40а, 40b, 40с, 40d, 40е, 40f), образующих поверхность, воспроизводящую форму передней или задней кромки лопатки (10) турбомашины.
12. Приспособление (40) по п. 10 или 11, отличающееся тем, что оно состоит из съемных секторов (40а, 40b, 40с, 40d, 40е, 40f), количество которых превышает количество элементов (30а, 30b, 30с, 30d) детали усиления (30).
13. Приспособление (40) по п. 10 или 11, отличающееся тем, что оно выполнено из материала с коэффициентом расширения, превышающим коэффициент расширения материала детали усиления (30).
RU2012130953/02A 2009-12-23 2010-12-22 Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины RU2551741C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0959551A FR2954200B1 (fr) 2009-12-23 2009-12-23 Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR0959551 2009-12-23
PCT/EP2010/070576 WO2011076890A1 (fr) 2009-12-23 2010-12-22 Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012130953A RU2012130953A (ru) 2014-01-27
RU2551741C2 true RU2551741C2 (ru) 2015-05-27

Family

ID=42321088

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012130953/02A RU2551741C2 (ru) 2009-12-23 2010-12-22 Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9199345B2 (ru)
EP (1) EP2516107B1 (ru)
JP (1) JP5628342B2 (ru)
CN (1) CN102686356B (ru)
BR (1) BR112012015720B1 (ru)
CA (1) CA2785374C (ru)
FR (1) FR2954200B1 (ru)
RU (1) RU2551741C2 (ru)
WO (1) WO2011076890A1 (ru)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011080187A1 (de) 2011-08-01 2013-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Erzeugen einer Schaufel für eine Strömungskraftmaschine und Schaufel für eine Strömungskraftmaschine
FR2990642B1 (fr) * 2012-05-16 2014-12-26 Snecma Procede de collage de pieces intermediaires de fabrication dites pif sur une aube en materiau composite de turbomachine
FR2994708B1 (fr) * 2012-08-23 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Aube a bord renforce pour une turbomachine
CN103008463A (zh) * 2012-12-12 2013-04-03 山西汾西重工有限责任公司 中厚铝板压制成型模具
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
JP6090931B2 (ja) * 2013-10-02 2017-03-08 三菱重工業株式会社 継手及び航空機構造
JP6278191B2 (ja) * 2014-04-07 2018-02-14 株式会社Ihi 複合材翼及び複合材翼の製造方法
CN104002050A (zh) * 2014-05-08 2014-08-27 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种钛合金鱼唇形薄壁蒙皮零件的激光焊接方法和装置
US20150345310A1 (en) * 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Turbine bucket assembly and turbine system
US20150345307A1 (en) * 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Turbine bucket assembly and turbine system
US20150345309A1 (en) * 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Turbine bucket assembly and turbine system
DE102014012425A1 (de) * 2014-08-22 2016-03-17 Cl Schutzrechtsverwaltungs Gmbh Verfahren zum Herstellen eines dreidimensionalen Objekts
CN105436819B (zh) * 2014-09-01 2018-05-25 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法
EP3020925A1 (en) * 2014-10-29 2016-05-18 Alstom Technology Ltd Rotor blade with edge protection
FR3040902B1 (fr) * 2015-09-10 2017-09-01 Snecma Procede de fabrication d'un renfort de protection pour une aube (p) presentant un bord d'attaque ou de fuite courbe
CN106514149B (zh) * 2016-11-29 2018-08-10 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种整体式导向器的加工方法
US10934850B2 (en) * 2017-08-25 2021-03-02 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Turbine blade having an additive manufacturing trailing edge
CN107674959B (zh) * 2017-09-25 2019-04-16 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种用于大叶片热处理定型工具
FR3076753B1 (fr) * 2018-01-18 2020-10-02 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'une aube de turbomachine
EP3533897A1 (en) * 2018-02-28 2019-09-04 Siemens Aktiengesellschaft Improvements relating to the metal alloy components and their manufacture
US11426818B2 (en) 2018-08-10 2022-08-30 The Research Foundation for the State University Additive manufacturing processes and additively manufactured products
CN109590192B (zh) * 2018-11-27 2019-11-12 中国航空制造技术研究院 一种复合材料叶片保护壳体制造方法
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
FR3102378B1 (fr) * 2019-10-23 2021-11-12 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d’une aube en matériau composite avec bord d’attaque métallique rapporté
FR3114762B1 (fr) * 2020-10-06 2022-08-19 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'une aube de compresseur de turbomachine par compactage
CN114952523B (zh) * 2021-02-26 2023-12-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机的叶片的加工方法和加工装置
CN113263250B (zh) * 2021-04-20 2022-07-19 上海交通大学 航空发动机风扇叶片金属加强边的复合制造方法
CN113578872B (zh) * 2021-08-07 2022-04-19 武汉晟和自动化模冲有限公司 一种汽车冲压模具内腔面清洁处理机械及清洁处理方法
FR3128891A1 (fr) * 2021-11-08 2023-05-12 Safran Procédé de fabrication d’un clinquant
CN115255093B (zh) * 2022-07-29 2023-03-14 山东大学 一种大型坯料或构件的构筑锻挤成形方法
FR3141721A1 (fr) * 2022-11-09 2024-05-10 Safran Support d’encollage de renfort et procédé d’encollage de renfort à l’aide d’un tel support d’encollage

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2027496A (en) * 1978-08-09 1980-02-20 Mtu Muenchen Gmbh Turbine blade
SU1278469A1 (ru) * 1985-03-25 1986-12-23 Предприятие П/Я А-3513 Рабоча лопатка влажно-паровой турбины
SU1483049A1 (ru) * 1987-09-17 1989-05-30 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Рабоча лопатка влажно-паровой турбины
RU2118462C1 (ru) * 1995-07-20 1998-08-27 Акционерное общество "К.Т.С." Рабочая лопатка турбомашины
DE19734273A1 (de) * 1997-08-07 1999-02-11 Siemens Ag Hitzebeständige Leitschaufel
RU2241123C1 (ru) * 2003-04-22 2004-11-27 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
RU2316418C1 (ru) * 2006-09-18 2008-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ ремонта лопаток турбинных машин
EP1908919A1 (fr) * 2006-09-26 2008-04-09 Snecma Aube composite de turbomachine à renfort métallique

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3430898A (en) * 1967-05-01 1969-03-04 Us Navy Leading edge for hypersonic vehicle
US4010530A (en) * 1975-07-24 1977-03-08 United Technologies Corporation Method for making blade protective sheaths
US4326833A (en) * 1980-03-19 1982-04-27 General Electric Company Method and replacement member for repairing a gas turbine engine blade member
JPS61164002A (ja) * 1985-01-17 1986-07-24 Toshiba Corp タ−ビン羽根
DE3815906A1 (de) * 1988-05-10 1989-11-23 Mtu Muenchen Gmbh Luftschraubenblatt aus faserverstaerktem kunststoff
US5694683A (en) * 1993-04-20 1997-12-09 Chromalloy Gas Turbine Corporation Hot forming process
US6508000B2 (en) * 2001-02-08 2003-01-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Transient liquid phase bonding repair for advanced turbine blades and vanes
US6532656B1 (en) * 2001-10-10 2003-03-18 General Electric Company Gas turbine engine compressor blade restoration method
US6843928B2 (en) * 2001-10-12 2005-01-18 General Electric Company Method for removing metal cladding from airfoil substrate
US6800829B1 (en) * 2003-05-29 2004-10-05 General Electric Company Method and apparatus for repairing air-cooled airfoils
EP1489264A1 (de) * 2003-06-18 2004-12-22 Siemens Aktiengesellschaft Modular aufgebaute Schaufel
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
US20050235492A1 (en) * 2004-04-22 2005-10-27 Arness Brian P Turbine airfoil trailing edge repair and methods therefor
US7246773B2 (en) * 2004-05-06 2007-07-24 Goodrich Coporation Low power, pulsed, electro-thermal ice protection system
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
US7789621B2 (en) * 2005-06-27 2010-09-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine airfoil
US20070163114A1 (en) * 2006-01-13 2007-07-19 General Electric Company Methods for fabricating components
WO2008026500A1 (en) 2006-08-28 2008-03-06 Panasonic Electric Works Co., Ltd. Metal powder for metal photofabrication and method of metal photofabrication using the same
US20090050735A1 (en) * 2007-08-24 2009-02-26 Kirkhill-Ta Co. Systems and methods related to electromagnetic energy dissipation
DE102007056984A1 (de) 2007-11-27 2009-05-28 Eos Gmbh Electro Optical Systems Verfahren zum Herstellen eines dreidimensionalen Objekts mittels Lasersintern
US7805839B2 (en) * 2007-12-31 2010-10-05 Turbine Engine Components Technologies Corporation Method of manufacturing a turbine fan blade
JP5163756B2 (ja) * 2009-01-22 2013-03-13 株式会社Ｉｈｉ ファンブレードの前縁強化部材の製造方法
WO2010084942A1 (ja) * 2009-01-22 2010-07-29 株式会社Ihi ファンブレードの前縁強化部材の製造方法
US9222362B2 (en) * 2010-11-05 2015-12-29 Barnes Group Inc. Hybrid metal leading edge part and method for making the same

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2027496A (en) * 1978-08-09 1980-02-20 Mtu Muenchen Gmbh Turbine blade
SU1278469A1 (ru) * 1985-03-25 1986-12-23 Предприятие П/Я А-3513 Рабоча лопатка влажно-паровой турбины
SU1483049A1 (ru) * 1987-09-17 1989-05-30 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Рабоча лопатка влажно-паровой турбины
RU2118462C1 (ru) * 1995-07-20 1998-08-27 Акционерное общество "К.Т.С." Рабочая лопатка турбомашины
DE19734273A1 (de) * 1997-08-07 1999-02-11 Siemens Ag Hitzebeständige Leitschaufel
RU2241123C1 (ru) * 2003-04-22 2004-11-27 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
RU2316418C1 (ru) * 2006-09-18 2008-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ ремонта лопаток турбинных машин
EP1908919A1 (fr) * 2006-09-26 2008-04-09 Snecma Aube composite de turbomachine à renfort métallique

Also Published As

Publication number Publication date
CA2785374C (fr) 2018-02-27
WO2011076890A1 (fr) 2011-06-30
RU2012130953A (ru) 2014-01-27
BR112012015720B1 (pt) 2021-08-17
EP2516107A1 (fr) 2012-10-31
JP2013527359A (ja) 2013-06-27
FR2954200B1 (fr) 2012-03-02
FR2954200A1 (fr) 2011-06-24
JP5628342B2 (ja) 2014-11-19
EP2516107B1 (fr) 2016-07-06
CA2785374A1 (fr) 2011-06-30
US20120255176A1 (en) 2012-10-11
US9199345B2 (en) 2015-12-01
CN102686356B (zh) 2016-05-11
CN102686356A (zh) 2012-09-19
BR112012015720A2 (pt) 2021-01-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2551741C2 (ru) Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины
RU2585147C2 (ru) Способ изготовления металлического элемента усиления
RU2563907C2 (ru) Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала
US6438838B1 (en) Method for repairing and producing integrally bladed rotors for a turbine or turbo engine
JP4353981B2 (ja) ガスタービンブレード又はブレード一体化ガスタービンロータを製造又は修理する際に、ブレードをブレード付け根部もしくはロータディスクへ接合する方法
CN109332993B (zh) 一种薄壁叶片结构的焊接修复方法
RU2643750C2 (ru) Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала
JP2011501019A (ja) ブリスクまたはブリングの製造方法、該製造方法により製造された構成部品、及びタービンブレード
US10036254B2 (en) Dual alloy bladed rotors suitable for usage in gas turbine engines and methods for the manufacture thereof
US20080148566A1 (en) Method And Apparatus For Producing And/Or Repairing An Integrally Bladed Rotor By Inductive Diffusion Welding
US20120317810A1 (en) Method for making a metal reinforcement for the blade of a turbine engine
RU2607389C2 (ru) Способ изготовления металлической детали
US8661669B2 (en) Method of making and joining an aerofoil and root
RU2634657C2 (ru) Способ повышения жесткости металлической усиливающей детали и металическая усиливающая деталь турбомашины
CN106794545A (zh) 制造前缘护罩的方法
US8141225B2 (en) Method of manufacturing a component by consolidating powder material
US8322595B2 (en) Joining method and resultant article
US20170044912A1 (en) Dual alloy gas turbine engine rotors and methods for the manufacture thereof
EP3315239A1 (en) Dual alloy bladed rotors suitable for usage in gas turbine engines and methods for the manufacture thereof
US20190366470A1 (en) Manufacture of a hollow aerofoil
RU2575894C2 (ru) Способ изготовления металлического усилительного элемента
FR2985208A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece et piece obtenue par ce procede

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner