RU2563907C2 - Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала - Google Patents

Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала Download PDF

Info

Publication number
RU2563907C2
RU2563907C2 RU2012139421/02A RU2012139421A RU2563907C2 RU 2563907 C2 RU2563907 C2 RU 2563907C2 RU 2012139421/02 A RU2012139421/02 A RU 2012139421/02A RU 2012139421 A RU2012139421 A RU 2012139421A RU 2563907 C2 RU2563907 C2 RU 2563907C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
central part
sheets
shape
insert
workpiece
Prior art date
Application number
RU2012139421/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012139421A (ru
Inventor
Жан-Мишель Патрик Морис ФРАНШЕ
Жилль Шарль Казимир КЛЕЙН
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 RU2012139421A publication Critical patent/RU2012139421A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2563907C2 publication Critical patent/RU2563907C2/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
    • 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
    • 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
    • B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
    • B23K20/02—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating by means of a press ; Diffusion bonding
    • B23K20/021—Isostatic pressure welding
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • 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
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing 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
    • 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
    • F05D2240/304—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 trailing edge of a rotor 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Abstract

Изобретение может быть использовано для защиты передней или задней кромки лопатки компрессора авиационного двигателя. Металлическим листам штамповкой придают первоначальную форму, приближенную к форме спинки (1Е) и корыта (1I) вставки. Центральная часть (3) соответствует по форме внутренней полости выполняемой металлической вставки. Обе стороны центральной части смыкаются в по меньшей мере одной точке, воспроизводя внутреннюю форму передней или задней кромки защищаемой лопатки. Соединяют листы заготовки на уровне заостренного конца центральной части посредством точечного соединения и сварки боковых краев листов. Размещают заготовку в вакууме и закрывают ее сваркой вокруг центральной части с сохранением остаточного пространства между листами заготовки и по меньшей мере одной точкой центральной части. Соединяют заготовку посредством горячего изостатического прессования до деформации листов заготовки для полного охвата центральной части. Разрезают заготовку по средней поперечной плоскости для извлечения центральной части (3) и разделяют на две вставки. Проводят финишную механическую обработку внешнего профиля вставки. Способ обеспечивает расширение технологических возможностей изготовления вставки при выполнении полости. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к способу изготовления металлических деталей, в частности, к способу изготовления передних кромок или задних кромок из титана в области самолетостроения, например, передних кромок лопаток вентилятора турбомашин с широкой хордой, которые выполнены из композитного материала.
Лопатки вентилятора турбореактивных двигателей в настоящее время из-за веса и производственных расходов выполняются, в основном, из композитных материалов. Эти детали, которые подвергаются значительным механическим напряжениям, вызванным их скоростью вращения и аэродинамической нагрузкой, которой они подвергаются, должны, кроме того, противостоять возможным столкновениям с частицами или посторонними телами, которые могли бы попасть в поток воздуха. Для этого они защищены на уровне их передней кромки и/или задней кромки металлической деталью, которая закрывает их края и которая приклеена к композитному материалу лопатки.
Существующий технологический процесс изготовления передних титановых кромок для лопаток вентилятора из композита является тяжелым и сложным для внедрения, что требует значительных экономических затрат. Он действительно основан, главным образом, на операциях горячего формования, что требует оборудования, выдерживающего используемые температуры. Он, кроме того, требует значительной механической обработки как на стадии промежуточных деталей, так и на финишной стадии изготовления.
По причинам веса и механической стойкости эти передние или задние кромки выполнены обычно из титана и имеют относительно малую толщину. С учетом этой малой толщины, естественно, было предложено использование способа изготовления, включающего соединение листов способом сверхпластичного формования и диффузионной сварки (SPFDB для Super Plastic Forming и Diffusion Bonding). Такой способ описан в заявке на патент ЕР 1574270 настоящего Заявителя.
Однако недостатком такого способа является то, что он с трудом позволяет управлять внутренним формованием полости, и, в частности, он ограничивает возможности оптимального соединения листов на уровне краев полости. Для механической стойкости передней кромки важно, действительно, выполнить соединение между двумя листами, имеющими общую касательную, поперечную продольной оси полости, и, если возможно, при большом радиусе кривизны, таким образом, что не обеспечивает способ SPFDB.
Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков путем предложения способа изготовления передней или задней кромок из титана, который предоставляет расширенные возможности для выполнения полости передней или задней кромок при уменьшенной стоимости производства.
Для этого объектом изобретения является способ изготовления металлической вставки для защиты передней или задней кромки лопатки компрессора авиационной машины из композиционного материала путем штамповки листов и их диффузионной сварки, отличающийся тем, что он содержит этапы:
- выполнение в первоначальной форме путем штамповки листов для их приближения к форме спинки и корыта упомянутой вставки,
- изготовление центральной части в виде внутренней полости выполняемой металлической вставки, при этом одна из ее поверхностей воспроизводит внутреннюю форму спинки вставки, а другая ее поверхность воспроизводит внутреннюю форму корыта вставки, причем обе поверхности сходятся в заостренном конце, воспроизводя внутреннюю форму передней или задней кромки,
- размещение упомянутых листов вокруг упомянутой центральной части, при этом оба листа сходятся на уровне заостренного конца центральной части, и соединение системы,
- помещение системы в вакуум и ее соединение сваркой,
- соединение системы путем изостатического прессования в горячем состоянии,
- резка системы для извлечения центральной части и разделения вставки,
- выполнение внешнего профиля вставки финишной механической обработкой.
Использование изостатического прессования в горячем состоянии, оказываемого на центральную часть, позволяет получить непрерывность кривизны внутренней полости металлической вставки и исключить, таким образом, концентрации напряжений в заостренном конце полости.
Предпочтительно, центральная часть имеет на половине каждой стороны форму, придаваемую спинке листов, а на другой половине - форму, придаваемую корыту листов для выполнения двух вставок при каждой операции.
Таким образом, производительность изготовления вставок передней и/или задней кромок увеличивается вдвое, и, таким образом, повышается производительность рабочего места.
Предпочтительно, центральная часть имеет продольное углубление на середине каждой из сторон такое, чтобы после изостатического прессования в изостатическом состоянии сделать видимыми линии разреза, разделяющие две вставки.
C таким видимым снаружи углублением мастер знает, где разрезать систему для разделения двух изготовленных передних кромок.
В варианте изготовления первоначальная штамповка листов вызывает образование ложемента на уровне заостренного конца передней или задней кромки.
Этот ложемент служит для размещения в нем усиления, которое диффундирует в материал вставки в процессе изостатического прессования в горячем состоянии для увеличения механической стойкости.
Предпочтительно, в этом варианте исполнения усиление из композитных волокон размещают в ложементе в процессе позиционирования листов вокруг упомянутой центральной части.
Предпочтительно, центральная часть выполнена из жаростойкого материала.
В другом варианте осуществления центральная часть выполнена из металлического материала, коэффициент расширения которого отличен от коэффициента расширения листов.
В этом варианте осуществления центральная часть, предпочтительно, покрыта материалом, являющимся противодиффузионным барьером, не загрязняющим металлический материал листов.
Предпочтительно, металлический материал центральной части является сплавом титана или никеля, а материалом барьера является оксид иттрия.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг. 1 схематично изображает вид этапа формовки листов в процессе изготовления передней кромки способом в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
- фиг. 2 схематично изображает вид этапа предварительного соединения листов в процессе выполнения передней кромки способом по варианту осуществления изобретения;
- фиг. 3 схематично изображает вид этапа соединения листов в процессе выполнения передней кромки способом по варианту осуществления изобретения;
- фиг. 4 схематично изображает этап резки листов в процессе выполнения передней кромки способом по варианту осуществления изобретения;
- фиг. 5 схематично изображает вид передней кромки, выполненной способом по варианту осуществления изобретения;
- фиг. 6 изображает вид передней части передней кромки в процессе этапа формовки листов в соответствии с вариантом способа по изобретению.
На фиг. 1 в двух этапах представлена операция формовки в горячем состоянии листа 1 для придания ему внутренней формы, которая, примерно, соответствует наружной форме жаростойкой центральной части, при этом упомянутая центральная часть во внутренней полости имеет форму, точно соответствующую передней кромке. Таким образом, последовательно отформовано два листа, профиль одного из которых соответствует профилю спинки 1Е передней кромки, а профиль другой - корыту 1I.
Фиг. 2 изображает центральную часть 3 из жаростойкого материала (или из металлического сплава, такого как 1'IN100, который имеет коэффициент расширения, отличный от коэффициента расширения передней кромки), окруженную двумя предварительно отформованными листами 1Е и 1I, как указано ранее, для того, чтобы придать центральной части возможность адаптироваться по большей части длины. Отмечается, что оба листа не совмещаются после соединения, образуя плоский угол напротив уровня заостренного конца передней кромки, но оканчиваются частями, которые, по существу, параллельны и выровнены по средней плоскости центральной части. Как следствие, два листа не точно охватывают центральную часть, с которой они будут соединены на уровне заостренного конца передней кромки. Оставшееся пространство 4 будет удалено в процессе последующих этапов.
В такой конфигурации листы точечно соединяются (на чертеже не изображено) сваркой TIG (дуговая сварка в инертной среде не плавящимся вольфрамовым электродом) для того, чтобы их соединить между собой и удерживать на месте на центральной части.
Фиг. 3 изображает результат этапа соединения двух листов 1Е и 1I вокруг жаростойкой центральной части сваркой электронным пучком (FE). Последняя осуществляется вдоль линии 5 параллельно боковым кромкам листов, как изображено на фиг. 3, а также поперечным краям детали (не изображенным).
Фиг. 4 изображает переднюю кромку, выполненную после соединения листов способом изостатического прессования в горячем состоянии (или HIP для high isostatic pressure). Способ HIP вызывает деформацию листов 1, которые размещаются на центральной части 3, повторяя ее форму. По окончании этого этапа оставшиеся пространства 4 устранены.
Фиг. 4 изображает также то, каким образом осуществляются этапы, которые следуют за этапом прессования HIP. Прежде всего, следует отметить, что каждый лист 1 был предварительно отформован таким образом, чтобы приблизить спинку 1Е передней кромки к первой половине и корыто 1I - ко второй половине. Таким же образом центральная часть 3 имеет также продольную ось симметрии, представляя внутреннюю форму передней кромки на одной из своих половин 3', и ту же форму на другой половине 3", но размещенную на противоположной стороне центральной части. Две внутренние формы находятся напротив средней поперечной плоскости центральной части 3, что позволяет изготавливать две передние кромки одновременно.
Правая часть чертежа изображает, таким образом, первую переднюю кромку, выполненную путем соединения полулиста спинки 1'Е, расположенную на верхней поверхности центральной части, с полулистом 1'I, размещенным на нижней поверхности, тогда как левая часть изображает вторую переднюю кромку, выполненную из полулиста корыта 1"I и полулиста спинки 1"Е.
Фиг.4 изображает также две линии разреза 6 и 6', которые расположены вдоль средней поперечной плоскости системы, образованной ситами 1, и центральной части 3. Они позволяют отделить две передние кромки одна от другой после осуществления прессования HIP. Она изображает также две линии 7 и 7' обрезки по профилю, вдоль которых осуществляют удаление лишнего материала с боковых краев двух передних кромок.
Фиг. 5 изображает переднюю кромку в конце изготовления после отделения ее от такой же кромки и соответствующей финишной механической обработки профиля.
Фиг. 6 изображает вариант способа по изобретению, в котором этап формования осуществляют путем размещения ложемента 8 между двумя листами в конце остаточного пространства 4 с каждой стороны центральной части 3. Ложемент размещают таким образом, чтобы он находился на уровне ребра передней кромки после прессования HIP. Этот ложемент, как изображено на чертеже, но необязательно имеет трубчатую форму для того, чтобы вставить в него цилиндрическое усиление из композитных волокон.
Далее будет описан процесс одновременного изготовления двух передних кромок способом по варианту осуществления изобретения.
Изготовление начинается классической операцией штамповки, которая придает листам форму, близкую к желаемой для передней кромки. Хотя в известном уровне техники формование должно быть точным для придания деталям практически окончательных размеров, а в данном случае формование используется только как средство приближения к желаемой форме для упрощения последующей задачи горячего формования. В дополнение, в известном уровне техники формование может сопровождаться появлением волн на поверхности листа после формования, особенно, если хотят получить деталь c большим коэффициентом кручения. Это явление в изобретении отсутствует, деформация при формовании является менее значительной.
Форма матрицы такова, что она придает форму спинки одной половине листа и форму корыта - другой половине. Два листа сформованы таким образом, что один предназначен для размещения на верхней части центральной части, а второй - на нижней части напротив первой.
Два листа соединены, таким образом, вокруг центральной части операцией точечной сварки TIG вдоль боковых краев листов. Далее система помещается в вакуумную камеру для осуществления сварки электронным пучком. Непрерывный сварочный шов 5 выполняется одновременно вдоль боковых краев листов и их поперечных краев, что позволяет полностью окружить центральную часть 3 и закрыть систему. Таким образом, вакуум удерживается между листами 1 и центральной частью 3 и, в особенности, в остаточных пространствах 4 между листами 1Е, 1I и заостренными концами центральной части 3. Следует отметить, что операция вакуумирования, необходимая для сварки электронным пучком, была бы также необходима для осуществления следующего этапа способа по изобретению. Комбинация этих двух операций в вакууме приводит к упрощению способа и способствует также уменьшению стоимости изготовления передней кромки.
Система, образованная центральной частью 3 и двумя листами 1Е и 1I, подвергается далее изостатическому прессованию в горячем состоянии, проводимому при температуре, примерно, в 940°С, в рассматриваемом случае лопатки из титанового сплава TA6V. При этой температуре металл относительно мягок и может течь под действием прикладываемого к нему давления, примерно, в 1000 баров. Два листа деформируются для полного охватывания формы центральной части 3 и подавления остаточных пространств 4. В частности, два листа сходятся на уровне заостренного конца центральной части под плоским углом. Параллельно под действием тепла два листа свариваются при помощи диффузии. Комбинация двух явлений приводит к образованию внутренней полости передней кромки, которая точно имеет форму центральной части и которая имеет в своем заостренном конце желаемый радиус кривизны. Вследствие приемлемой температуры радиус кривизны получают без появления коэффициента напряжений в этой точке, как это было в известном уровне техники.
Следующая операция заключается в рассоединении двух передних кромок путем выполнения разрезов 6 и 6' вдоль медианной плоскости, проходящей по системе, закрывающей центральную часть 3. Для облегчения этой операции центральная часть имеет, предпочтительно, вдоль линии разреза продольное углубление, не изображенное на чертежах, но обозначающее место расположения линии разреза. В процессе прессования HIP металл листов течет и заполняет углубление центральной части 3, и создает углубление на внешней поверхности листов, которая будет видна снаружи. Оператор сможет, таким образом, выполнить два разреза 6 и 6'.
Кроме того, центральная часть выполняется из материала, выбранного таким образом, что адгезия листов к нему отсутствует. Этот материал, обычно, является жаростойким материалом, с которым отсутствует диффузия титана, или из металлического материала, имеющего коэффициент расширения, отличный от коэффициента расширения листов. Эта разность в расширениях исключает в этом случае приклеивание листов 1 к центральной части 3 в процессе операции прессования HIP. В особом варианте осуществления центральная часть из металлического материала покрыта, кроме того, материалом с антидиффузионным барьером, не загрязняющим титан, таким как оксид иттрия, что исключает любой риск склеивания при операции прессования HIP.
Каким бы ни был тип используемой центральной части, изобретение позволяет ее повторное использование, так как она не разрушается и не расходуется в процессе осуществления способа по изобретению. Это позволяет, таким образом, уменьшить стоимость изготовления передней кромки, независимо от качества, получаемого при выполнении ее внутренней полости.
Конечная операция способа включает этап удаления лишнего материала вдоль боковых краев двух передних кромок путем отрезания по линиям обрезки по профилю 7 и 7'. Финишная механическая обработка позволяет придать заданную внешнюю форму передней кромке.
В варианте, представленном на фиг. 6, матрица для предварительной формовки листов выполнена таким образом, чтобы образовать ложемент 8 на краю остаточного пространства 4. Усиление из композитных волокон размещается в этом ложементе в момент установки листов 1 на центральную часть 3 перед операцией точечного сваривания TIG. Заключенное в этом ложементе волокно диффундирует в металл листов в процессе операции HIP и создает волокнистое упрочнение на уровне заостренного конца передней кромки. Таким образом, улучшают сопротивляемость передней кромки к эрозии и столкновениям.
Хотя изобретение описано в отношении частного варианта осуществления, очевидно, что оно включает все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если они входят в рамки изобретения.

Claims (9)

1. Способ изготовления металлической вставки для защиты передней или задней кромки лопатки компрессора авиационного двигателя, выполненной из композитного материала путем штамповки листов (1) и их диффузионной сварки между собой, содержащий этапы, в соответствии с которыми:
- придают металлическим листам путем штамповки первоначальную форму, приближенную к форме спинки (1Е) и корыта (1I) упомянутой вставки,
- изготавливают центральную часть (3), соответствующую по форме внутренней полости выполняемой металлической вставки, при этом одна из ее сторон воспроизводит внутреннюю форму спинки (1Е) металлической вставки, а другая сторона воспроизводит внутреннюю форму корыта (1I) вставки, при этом обе стороны центральной части смыкаются в по меньшей мере одной точке, воспроизводя внутреннюю форму передней или задней кромки лопатки, защищаемой вставкой,
- размещают упомянутые листы заготовки вокруг упомянутой центральной части и соединяют листы заготовки на уровне заостренного конца центральной части посредством точечного соединения и сварки боковых краев листов, которые оканчиваются по существу параллельными частями, выровненными по средней плоскости центральной части,
- размещают заготовку в вакууме и закрывают ее вокруг центральной части посредством сварки, при этом сохраняется остаточное пространство между листами заготовки и по меньшей мере одной точкой центральной части,
- соединяют заготовку путем диффузии в твердом состоянии посредством горячего изостатического прессования до деформации листов заготовки для полного охвата центральной части,
- разрезают заготовку по средней поперечной плоскости для извлечения центральной части (3) и разделяют заготовку на две вставки,
- проводят финишную механическую обработку внешнего профиля вставки.
2. Способ по п. 1, в котором центральная часть (3) имеет на половине каждой стороны форму, придаваемую спинке (1′Е) листов, а на другой половине - форму, придаваемую корыту (1′I) листов, для выполнения двух вставок при каждой операции.
3. Способ по п. 2, в котором центральная часть (3) имеет продольное углубление на середине каждой из сторон для того, чтобы сделать видимыми после изостатического прессования в горячем состоянии линии разреза (6) разделяющие две вставки.
4. Способ по п. 1, в котором первоначальная штамповка листов образует ложемент (8) на уровне заостренного конца передней или задней кромки.
5. Способ по п. 4, в котором усиление из композитных волокон размещают в ложементе (8) в процессе размещения листов (1) вокруг упомянутой центральной части (3).
6. Способ по п. 1, в котором центральная часть выполнена из жаростойкого материала.
7. Способ по п. 1, в котором центральная часть (3) выполнена из металлического материала, коэффициент расширения которого отличается от коэффициента расширения листов (1).
8. Способ по п. 7, в котором центральная часть (3) покрыта антидиффузионным барьером, не загрязняющим металлический материал листов (1).
9. Способ по п. 8, в котором металлическим материалом центральной части является сплав титана или никеля, а барьером является оксид иттрия.
RU2012139421/02A 2010-03-19 2011-03-18 Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала RU2563907C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1051992A FR2957545B1 (fr) 2010-03-19 2010-03-19 Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
FR1051992 2010-03-19
PCT/FR2011/050554 WO2011114073A1 (fr) 2010-03-19 2011-03-18 Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012139421A RU2012139421A (ru) 2014-04-27
RU2563907C2 true RU2563907C2 (ru) 2015-09-27

Family

ID=42340764

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012139421/02A RU2563907C2 (ru) 2010-03-19 2011-03-18 Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8782887B2 (ru)
EP (1) EP2547489B1 (ru)
JP (1) JP5805678B2 (ru)
CN (1) CN102834220B (ru)
BR (1) BR112012023423B1 (ru)
CA (1) CA2793338C (ru)
FR (1) FR2957545B1 (ru)
RU (1) RU2563907C2 (ru)
WO (1) WO2011114073A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105880943A (zh) * 2016-05-06 2016-08-24 西安煤矿机械有限公司 一种大型空间曲面板的成型方法

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2970668B1 (fr) 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
US8919633B2 (en) * 2012-01-04 2014-12-30 General Electric Company Seal assembly and method for assembling a turbine
FR2989607B1 (fr) * 2012-04-19 2014-05-09 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique avec insert pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
FR2991206B1 (fr) * 2012-06-01 2014-06-20 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'une aube de turbomachine
FR2991710B1 (fr) * 2012-06-06 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comportant un insert recouvrant le bord de fuite
KR101677030B1 (ko) * 2013-05-10 2016-11-17 엘지전자 주식회사 원심팬
US9995311B2 (en) 2013-05-10 2018-06-12 Lg Electronics Inc. Centrifugal fan
WO2015047698A1 (en) * 2013-09-24 2015-04-02 United Technologies Corporation Bonded multi-piece gas turbine engine component
DE102013226594A1 (de) * 2013-12-19 2015-06-25 Robert Bosch Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Laufrads und eines Läufers
GB201400883D0 (en) 2014-01-20 2014-03-05 Rolls Royce Plc Method of making an aerofoil cladding body
CN103936450B (zh) * 2014-03-26 2015-04-08 西北工业大学 一种尖锐前缘的制备方法
FR3026033B1 (fr) * 2014-09-19 2017-03-24 Snecma Procede de fabrication de bouclier de bord d'attaque
US10107136B2 (en) 2014-12-19 2018-10-23 Rolls-Royce Plc Blade
EP3034786B1 (en) 2014-12-19 2019-07-31 Rolls-Royce plc A gas turbine fan blade having a plurality of shear zones
US10174625B2 (en) * 2014-12-19 2019-01-08 Rolls-Royce Plc Blade
FR3038622B1 (fr) * 2015-07-06 2017-08-04 Snecma Procede de traitement thermique d'une preforme en poudre en alliage a base de titane
PL3211243T3 (pl) * 2016-02-24 2021-02-08 Punker Gmbh Łopatka profilowana, koło wentylatora i sposób wytwarzania łopatki profilowanej
FR3049883B1 (fr) * 2016-04-12 2018-05-04 Safran Noyau de conformation a chaud d'une piece metallique et procede de fabrication
FR3090426B1 (fr) 2018-12-21 2022-02-11 Safran Procede de fabrication d’un noyau metallique, et procede de fabrication d’un bouclier de bord d’attaque d’une aube a partir d’un tel noyau metallique
FR3090427B1 (fr) * 2018-12-21 2023-11-10 Safran Procede de fabrication d’un noyau
FR3090695B1 (fr) 2018-12-21 2020-12-04 Safran revetement pour noyau de conformage a chaud
GB201900911D0 (en) * 2019-01-23 2019-03-13 Rolls Royce Plc A method of forming a protective sheath for an aerofoil component
US10953461B2 (en) * 2019-03-21 2021-03-23 Raytheon Technologies Corporation Investment casting method including forming of investment casting core
FR3094253B1 (fr) 2019-03-29 2023-06-16 Safran Aircraft Engines Procede de collage d’une piece metallique sur un element en materiau composite d’une turbomachine d’aeronef
FR3097791B1 (fr) 2019-06-28 2021-06-18 Safran Aircraft Engines Noyau de conformation a chaud d’une piece metallique et procede de fabrication, de regeneration et de conformation
US11215054B2 (en) * 2019-10-30 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with encapsulating sheath
US11466576B2 (en) 2019-11-04 2022-10-11 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with continuous stiffness joint
FR3114762B1 (fr) 2020-10-06 2022-08-19 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'une aube de compresseur de turbomachine par compactage
CN114961873A (zh) * 2021-02-25 2022-08-30 中国航发商用航空发动机有限责任公司 可恢复变形的叶片及包含其的涡扇发动机
FR3128895A1 (fr) 2021-11-10 2023-05-12 Safran Procédé de fabrication d’un dispositif de protection métallique du bord d’attaque d’une aube intégrant un système de dégivrage et dispositif de protection obtenu par ce procédé
FR3129311A1 (fr) 2021-11-24 2023-05-26 Safran Bouclier de bord d’attaque, aube comprenant un bouclier et procede de fabrication
US20230271242A1 (en) * 2022-02-28 2023-08-31 Spirit Aerosystems, Inc. Method for forming and heat treating near net shape complex structures from sheet metal
CN114669970A (zh) * 2022-05-06 2022-06-28 北京航空航天大学 一种复材叶片钛合金包边的成形方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2319008A1 (fr) * 1975-07-24 1977-02-18 United Technologies Corp Procede de fabrication de gaines protectrices pour pales
EP0192105A1 (de) * 1985-02-21 1986-08-27 BBC Brown Boveri AG Verfahren zum Warmumformen mindestens eines Bleches aus einem schwer verformbaren Werkstoff
RU2251476C1 (ru) * 2003-09-17 2005-05-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Уралавиаспецтехнология" Способ восстановления лопаток паровых турбин
EP1574270A1 (fr) * 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки

Family Cites Families (26)

* 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
US3002567A (en) * 1953-10-21 1961-10-03 Parsons Corp Spar for sustaining rotors
US2884077A (en) * 1953-10-21 1959-04-28 Parsons Corp Rotor blade having a gap-bonded aft structure and method of fabricating same
US3936920A (en) * 1972-08-14 1976-02-10 Tre Corporation Aerodynamic shell structure with fittings and method for fabricating same
US3981344A (en) * 1974-08-21 1976-09-21 United Technologies Corporation Investment casting mold and process
US4642863A (en) 1985-04-15 1987-02-17 Ontario Technologies Corporation Manufacturing method for hollow metal airfoil type structure
FR2616409B1 (fr) * 1987-06-09 1989-09-15 Aerospatiale Pale en materiaux composites et son procede de fabrication
US5099573A (en) 1990-06-27 1992-03-31 Compressor Components Textron Inc. Method of making hollow articles
US5210946A (en) * 1992-06-26 1993-05-18 Hudson Products Corporation Leading edge protection for fan blade
DE10307610A1 (de) * 2003-02-22 2004-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk
DE10337866B4 (de) * 2003-08-18 2014-07-24 MTU Aero Engines AG Verfahren zur Herstellung von Bauteilen für Gasturbinen
US7896616B2 (en) * 2007-01-29 2011-03-01 General Electric Company Integrated leading edge for wind turbine blade
EP2109713B1 (en) * 2007-01-29 2013-07-24 Bladena ApS Wind turbine blade
US8083487B2 (en) * 2007-07-09 2011-12-27 General Electric Company Rotary airfoils and method for fabricating same
FR2918919B1 (fr) * 2007-07-17 2013-03-29 Eurocopter France Procede et dispositif pour coller la coiffe metallique d'un bord d'attaque d'une voiture
WO2010084941A1 (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
JP5429193B2 (ja) * 2009-01-22 2014-02-26 株式会社Ｉｈｉ ファンブレードの前縁強化部材の製造方法
US20120233859A1 (en) * 2009-11-30 2012-09-20 Snecma Method for producing a metal reinforcement for a turbine engine blade
FR2956602B1 (fr) * 2010-02-25 2012-05-25 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
FR2965202B1 (fr) * 2010-09-28 2012-10-12 Snecma Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede
FR2965498B1 (fr) * 2010-10-05 2012-09-28 Snecma Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine.
FR2970196B1 (fr) * 2011-01-10 2012-12-28 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
FR2970668B1 (fr) * 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
RU2570254C2 (ru) * 2011-03-01 2015-12-10 Снекма Способ изготовления металлической части, такой как усиление лопатки турбинного двигателя

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2319008A1 (fr) * 1975-07-24 1977-02-18 United Technologies Corp Procede de fabrication de gaines protectrices pour pales
EP0192105A1 (de) * 1985-02-21 1986-08-27 BBC Brown Boveri AG Verfahren zum Warmumformen mindestens eines Bleches aus einem schwer verformbaren Werkstoff
RU2251476C1 (ru) * 2003-09-17 2005-05-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Уралавиаспецтехнология" Способ восстановления лопаток паровых турбин
EP1574270A1 (fr) * 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105880943A (zh) * 2016-05-06 2016-08-24 西安煤矿机械有限公司 一种大型空间曲面板的成型方法
CN105880943B (zh) * 2016-05-06 2018-11-16 西安煤矿机械有限公司 一种大型空间曲面板的成型方法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012139421A (ru) 2014-04-27
CN102834220B (zh) 2015-05-20
US20130008027A1 (en) 2013-01-10
JP5805678B2 (ja) 2015-11-04
FR2957545A1 (fr) 2011-09-23
CA2793338A1 (fr) 2011-09-22
JP2013522059A (ja) 2013-06-13
CN102834220A (zh) 2012-12-19
WO2011114073A1 (fr) 2011-09-22
BR112012023423A2 (pt) 2018-05-08
US8782887B2 (en) 2014-07-22
FR2957545B1 (fr) 2012-07-27
CA2793338C (fr) 2017-10-31
EP2547489B1 (fr) 2014-11-05
BR112012023423B1 (pt) 2020-09-08
EP2547489A1 (fr) 2013-01-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2563907C2 (ru) Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала
RU2643750C2 (ru) Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала
RU2585147C2 (ru) Способ изготовления металлического элемента усиления
JP3281551B2 (ja) タービンエンジンの中空羽根の製造方法
US9222362B2 (en) Hybrid metal leading edge part and method for making the same
US9199345B2 (en) Method for producing a metal reinforcement for a turbine engine blade
US5711068A (en) Method of manufacturing a blade
US20120233859A1 (en) Method for producing a metal reinforcement for a turbine engine blade
US9120189B2 (en) Method of making a piece of metal reinforcement
US9321100B2 (en) Method for producing a metal reinforcement for a turbomachine blade
JPS641641B2 (ru)
JP2017531753A (ja) 前縁シールドの製造方法
US9915272B2 (en) Turbomachine blade and relative production method
US10066492B1 (en) Turbomachine blade and relative production method
EP2772614B1 (en) Turbomachine blade production method
RU2575894C2 (ru) Способ изготовления металлического усилительного элемента

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner