RU2585147C2 - Способ изготовления металлического элемента усиления - Google Patents

Способ изготовления металлического элемента усиления Download PDF

Info

Publication number
RU2585147C2
RU2585147C2 RU2013139303/02A RU2013139303A RU2585147C2 RU 2585147 C2 RU2585147 C2 RU 2585147C2 RU 2013139303/02 A RU2013139303/02 A RU 2013139303/02A RU 2013139303 A RU2013139303 A RU 2013139303A RU 2585147 C2 RU2585147 C2 RU 2585147C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
core
blade
sheets
reinforcing element
roughness
Prior art date
Application number
RU2013139303/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013139303A (ru
Inventor
Жилль Шарль Казимир КЛЕЙН
Жан-Мишель Патрик Морис ФРАНШЕ
Жильбер Мишель Марен ЛЕКОНТ
Доминик МАНЬОДЕКС
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 RU2013139303A publication Critical patent/RU2013139303A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2585147C2 publication Critical patent/RU2585147C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • B23K15/00—Electron-beam welding or cutting
    • B23K15/0046—Welding
    • B23K15/0053—Seam welding
    • 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
    • B23K15/06—Electron-beam welding or cutting within a vacuum chamber
    • 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
    • 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
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/352—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring for surface treatment
    • B23K26/3568—Modifying rugosity
    • B23K26/3584—Increasing rugosity, e.g. roughening
    • 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
    • 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
    • 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
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • B23K2101/006—Vehicles
    • 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
    • B23K2101/04—Tubular or hollow articles
    • B23K2101/045—Hollow panels
    • 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
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/08—Non-ferrous metals or alloys
    • B23K2103/14—Titanium or alloys thereof
    • 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
    • F05D2230/40—Heat treatment
    • F05D2230/42—Heat treatment by hot isostatic pressing
    • 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
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2300/15—Rare earth metals, i.e. Sc, Y, lanthanides
    • 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
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl
    • 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
    • Y10T29/49337—Composite blade

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Welding Or Cutting Using Electron Beams (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано при изготовлении металлического элемента усиления, предназначенного для установки на переднюю или заднюю кромку композитной лопатки турбомашины. Осуществляют формование двух листов с приданием им формы, приближенной к конечной форме усилительного элемента. Отформованные листы размещают с обеих сторон сердечника и герметично соединяют между собой. Деформируют отформованные листы на сердечнике изостатическим прессованием в горячем состоянии. Деформированные листы разрезают для отделения усилительного элемента и освобождения сердечника. При этом по меньшей мере части поверхности сердечника придают заданную шероховатость, посредством которой при изостатическом прессовании образуют шероховатость на соответствующей части внутренних поверхностей усилительного элемента. В результате исключается необходимость осуществления дополнительной механической обработки поверхности усилительного элемента для придания ей шероховатости, что позволяет упростить его изготовление. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение касается способа изготовления металлического элемента усиления, предназначенного для установки на переднюю кромку или заднюю кромку композитной лопатки турбомашины, такой как лопатка вентилятора авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя.
Для уменьшения массы и стоимости лопаток вентилятора турбомашины их обычно изготавливают из композитного материала. Лопатки вентилятора должны противостоять значительным напряжениям и ударам вследствие их скорости вращения и воздействия частиц или инородных тел, могущих проникнуть в поток воздуха. Для этого лопатки из композитного материала на уровне их передних и/или задних кромок защищают металлическими элементами усиления, наклеенными на лопасти лопаток.
Патент ЕР 1 574 270-А1 на имя Заявителя описывает способ изготовления элемента усиления посредством диффузионной сварки и сверхпластичной формовкой или SPF/DB (Super Plasting Forming/Diffusion Bonding), включающий следующие этапы:
- сварки двух листов диффузионной сваркой для получения предварительно отформованной заготовки, при этом часть пластин покрыта антидиффузионным веществом для исключения их сварки в заданных зонах;
- изгибание и скручивание предварительно отформованной заготовки,
- надувание предварительно отформованной заготовки для ее сверхпластичной формовки,
- разрезание предварительно отформованной заготовки для получения элемента усиления.
Этот способ не позволяет точно контролировать внутреннюю форму полости элемента усиления. В частности, зоны соединения листов образуют зоны концентрации напряжений и начальной стадии разрыва, ослабляющей элемент усиления.
Для повышения механической стойкости элемента усиления в заявке на патент FR 10/51992, поданной Заявителем и еще не опубликованной, предлагается способ изготовления металлического элемента усиления, включающий:
- придание формы двум листам путем штамповки для их приближения к окончательной форме воплощаемого элемента усиления;
- размещение двух листов с обеих сторон сердечника, воспроизводящего внутренние формы спинки лопасти и внутренней поверхности элемента усиления,
- соединение двух листов между собой вокруг сердечника герметичным образом в вакууме,
- обработка листов на сердечнике путем изостатического прессования в горячем состоянии,
- разрезание листов для разделения усиления и освобождения сердечника.
Горячее изостатическое прессование листов позволяет придать листам форму сердечника и получить в зоне соединения листов большой радиус соединения и, следовательно, исключить любую зону концентрации напряжений или начальную стадию разрыва.
Внутренняя стенка элемента усиления, образующая его внутреннюю поверхность и спинку лопасти, предназначенная для наклеивания соответственно на внутреннюю поверхность и спинку лопасти на уровне передней кромки или задней кромки, подвергается перед приклеиванием операции дополнительной механической обработки для придания ей большей шероховатости для получения лучшей адгезии элемента усиления к лопатке.
Такая операция механической обработки является сложной, так как инструмент должен проникнуть в остроконечную внутреннюю полость элемента усиления, ограниченную внутренней поверхностью и спинкой.
Задачей изобретения является, в частности, простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы.
Для решения этой задачи предложен способ изготовления металлического элемента усиления, предназначенного для установки на передней или задней кромке композитной лопатки турбомашины, включающий следующие этапы:
- формование двух листов для их приближения к конечной выполняемой форме элемента усиления,
- расположение двух листов с обеих сторон сердечника, воспроизводящих внутренние формы внутренней поверхности и спинки элемента усиления,
- соединение двух листов между собой вокруг сердечника герметичным образом в вакууме,
- обработка листов на сердечнике изостатическим прессованием в горячем состоянии,
- разрезание листов для разделения элемента усиления и освобождения сердечника,
отличающийся тем, что он заключается в придании, по меньшей мере, части поверхности сердечника заданной ненулевой шероховатости и в передаче этой шероховатости соответствующей части внутренней поверхности элемента усиления путем изостатического прессования в горячем состоянии.
Таким образом, шероховатость сердечника непосредственно «напечатывается» на внутренние стороны внутренней поверхности и спинки лопасти элемента усиления. Упомянутая дополнительная операция механической обработки более не является необходимой, что позволяет уменьшить продолжительность и стоимость изготовления элемента усиления.
Предпочтительно, по меньшей мере, часть поверхности сердечника имеет шероховатость Ra, превышающую 3 мкм, и предпочтительно составляет от 3,2 до 6,4 мкм.
После разделения элемента усиления сердечник может быть вновь использован для других циклов изготовления.
Такая шероховатость, перенесенная на внутренние части внутренней поверхности и спинки лопасти элемента усиления, обеспечивает лучшую адгезию клея.
В соответствии с вариантом изобретения наружная поверхность сердечника содержит зоны с различной шероховатостью.
Использование нескольких зон с различной шероховатостью может быть необходимым в частных случаях использования.
Шероховатость наружной поверхности сердечника может быть получена фрезеровкой, механической дробеструйной обработкой, пескоструйной обработкой, лазерной обработкой, электроэрозионной и/или химической обработкой.
Предпочтительно, сердечник изготовлен из металлического термостойкого материала, например, из никельного сплава или из керамики, пассивированного покрытием антидиффузионного барьера, незагрязняющего металлический материал листов, получаемого нанесением оксида, например, оксида иттрия, либо формированием окислительного слоя при тепловой обработке.
Таким образом, исключают адгезию листов к сердечнику в процессе изостатического прессования в горячем состоянии.
Листы могут быть выполнены из сплава на основе титана, например, из TA6V.
Такой материал может быть легко отформован при температурах порядка 940°С и способен противостоять значительным напряжениям и столкновениям с частицами или инородными телами при низкой температуре.
В соответствии с отличительным признаком изобретения формование листов перед размещением с обеих сторон сердечника выполняется штамповкой.
В соответствии с другим признаком соединение двух листов между собой осуществляется сваркой электронным пучком (FE).
Предпочтительно сердечник содержит первую сторону, воспроизводящую для одной половины внутреннюю форму внутренней поверхности первого элемента усиления, а для другой половины - внутреннюю форму спинки лопасти второго элемента усиления, при этом сердечник содержит вторую сторону, противолежащую первой и воспроизводящую для одной половины внутреннюю форму спинки лопасти первого элемента усиления, а для другой половины - внутреннюю форму внутренней поверхности второго элемента усиления, при этом два элемента усиления отделяются один от другого отрезанием после формирования листов на сердечнике изостатическим прессованием в горячем состоянии. Можно также изготовить два элемента усиления при цикличном производстве с одним сердечником, что уменьшает стоимость изготовления элементов усиления.
Изобретение касается, кроме того, лопатки турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающейся тем, что она содержит лопасть из композитного материала, имеющую внутреннюю поверхность и поверхность спинки, связанные между собой задней кромкой и передней кромкой, а также тем, что она содержит, по меньшей мере, один элемент усиления, полученный описанным выше способом, содержащий две внутренние противолежащие поверхности, наклеенные на поверхности внутренней поверхности и спинки лопасти на уровне передней кромки или задней кромки лопасти и имеющие каждая, по меньшей мере, одну часть с шероховатостью Ra, превышающую 3 мкм, предпочтительно, составляющую от 3,2 до 6,4 мкм.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг. 1 и 2 схематично изображают этап формования листов способом по изобретению,
- фиг. 3 схематично изображает этап соединения листов вокруг сердечника,
- фиг. 4 схематично изображает этап формирования листов на сердечнике изостатическим прессованием в горячем состоянии и этап разрезания листов для разделения усиления и освобождения сердечника,
- фиг. 5 изображает вид в изометрии части элемента усиления, полученной способом изготовления по изобретению.
Фиг. 1 изображает этап штампования в горячем состоянии листов 1 для формования с целью их приближения к конечной форме выполняемых элементов усиления. По окончании формования каждый лист 1 содержит вогнутую зону 2, ограничивающую полость. Листы 1 выполнены из сплава на основе титана, например, из TA6V. Этап формования осуществляют при температуре порядка 940°С.
Как изображено на фиг. 3, два одинаковых листа 1 располагают далее один напротив другого с обеих сторон сердечника 2, при этом в каждой из вогнутостей листов 1 размещена часть сердечника 2.
Сердечник 2 имеет плоскость симметрии Р, перпендикулярную листам, и содержит первую сторону, воспроизводящую для половины 3 внутреннюю форму внутренней поверхности первого выполняемого элемента усиления 4, а для другой половины 5 - внутреннюю форму спинки лопасти второго выполняемого элемента усиления 6. Сердечник 2 содержит, кроме того, вторую сторону, противолежащую первой и воспроизводящую для половины 7 внутреннюю форму спинки лопасти первого элемента усиления 5, а для второй половины 8 - внутреннюю форму внутренней поверхности 3 второго элемента усиления 6.
Соединительные зоны 9 между двумя сторонами, то есть боковые края сердечника 2, имеют радиус, составляющий от 2 до 6 мм.
Сердечник 2 выполнен из теплостойкого материала, диффузия титана в который отсутствует, и из металлического сплава, имеющего коэффициент расширения, весьма отличающийся от коэффициента расширения листов 1 из титана, например, в IN100.
Целью является исключение любой адгезии листов 1 к сердечнику 2 в процессе различных операций изготовления, в частности при операции изостатического прессования в горячем состоянии.
Для этого также сердечник 2 может быть пассивирован покрытием диффузионным барьером, незагрязняющим металлический материал листов, получаемым либо нанесением оксида, например, оксида иттрия, либо формированием оксидного слоя путем тепловой обработки.
Предварительно, поверхности сердечника 2 были обработаны или изготовлены таким образом, чтобы придать им заданную шероховатость, например шероховатость Ra, превышающую 3 мкм, предпочтительно, составляющую от 3,2 до 6,4 мкм.
Шероховатость наружной поверхности сердечника 2 может быть получена фрезеровкой, механической дробеструйной обработкой, пескоструйной обработкой, лазерной обработкой, электроэрозионной и/или химической обработкой.
При необходимости, наружная поверхность сердечника 2 может содержать зоны с различной шероховатостью.
После размещения листов 1 вокруг сердечника 2 они соединяются по периферии предварительной сваркой (не изображенной на чертеже) и сваркой TIG (вольфрамовым электродом в инертном газе) для их соединения и удержания в этом положении. Узел далее помещают в вакуумную камеру для сварки листов 1 между собой по всей периферии, например, сваркой электронным пучком (FE). Непрерывный периферийный сварочный шов 10 обеспечивает герметичность полости, образованной между листами 1.
Как изображено на фиг. 3, листы далее на сердечнике 2 подвергаются изостатическому прессованию в горячем состоянии, в процессе которого на листы 1 воздействуют внешним давлением, примерно, в 1000 баров при температуре, примерно, в 940°С и в течение, примерно, 3 часов в случае, когда листы 1 выполнены из сплава титана TA6V.
В процессе этой операции листы 1 деформируются так, чтобы полностью охватить сердечник 2, включая соединительные зоны 9 сердечника 2. В этих зонах, в частности, листы 1 встречаются, охватывая скругленную форму сердечника 2.
В процессе этого этапа шероховатость сердечника 2 преобразуется или «впечатывается» во внутренние поверхности листов 1 при контакте с шероховатым сердечником 2.
Параллельно, вследствие повышенной температуры оба листа 1 диффузионно свариваются между собой.
Два усиления 4, 6 далее разделяются путем разрезания листов 1 вдоль линий 11, расположенных на пересечении упомянутых листов с плоскостью симметрии Р.
Лишний периферийный материал 12 удаляется отрезанием по профильным линиям 13. Наконец, финишная механическая обработка позволяет придать заданную внешнюю форму элементам усиления 4, 6.
Таким образом, получают два элемента усиления, каждое из которых имеет форму, изображенную на фиг. 5, в которой соединение между двумя листами 1, выполненное диффузионной сваркой, обеспечивает механические характеристики, эквивалентные механическим характеристикам моноблочной детали. Полость 14 каждого элемента усиления содержит, кроме того, на уровне связи 15 между внутренней поверхностью 16 и спинкой 17 лопасти радиус кривизны достаточно большой, чтобы не вызывать концентрацию напряжений и появление трещин при использовании.
Наконец, внутренние поверхности 16, 17 полости 14 имеют достаточную шероховатость для обеспечения наклеивания элементов усиления 4, 6 на переднюю кромку или заднюю кромку лопатки из композитного материала, например, с помощью клея типа эпоксидного.
Собственно сердечник 2 может быть вновь использован для изготовления других элементов усиления.

Claims (10)

1. Способ изготовления металлического усилительного элемента (4, 6) лопатки турбомашины, выполненной из композитного материала с лопастью, имеющей спинку и внутреннюю поверхность, соединенные между собой передней и задней кромками, который предназначен для установки на передней или задней кромке лопасти лопатки с наклеиванием на ее спинку и внутреннюю поверхность, включающий следующие этапы:
- осуществляют формование двух листов (1) с приданием им формы, приближенной к конечной форме усилительного элемента (4, 6),
- размещают два упомянутых отформованных листа (1) с обеих сторон сердечника (2), выполненных с возможностью получения формы противолежащих внутренних поверхностей (16, 17) усилительного элемента (4, 6), обеспечивающей их приклеивание к спинке и внутренней поверхности лопасти лопатки,
- герметично соединяют два отформованных листа (1) между собой вокруг сердечника (2) в вакууме,
- деформируют отформованные листы (1) на сердечнике (2) изостатическим прессованием в горячем состоянии,
- разрезают деформированные листы (1) для отделения усилительного элемента (4, 6) и освобождения сердечника (2),
отличающийся тем, что он содержит этап, на котором по меньшей мере части поверхности сердечника (2) придают заданную шероховатость, посредством которой при изостатическом прессовании в горячем состоянии отформованных листов (1) образуют шероховатость на соответствующей части внутренних поверхностей (16, 17) усилительного элемента (4, 6).
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере часть поверхности сердечника имеет шероховатость Ra, превышающую 3 мкм, предпочтительно составляющую от 3,2 до 6,4 мкм.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что наружная поверхность сердечника (2) содержит зоны различной шероховатости.
4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что шероховатость наружной поверхности (3, 5, 7, 8) сердечника (2) получают фрезеровкой, механической дробеструйной обработкой, пескоструйной обработкой, лазерной обработкой, электроэрозионной и/или химической обработкой.
5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что сердечник (2) выполнен из теплостойкого металлического материала, например из сплава титана или никеля, и пассивирован покрытием незагрязняющего антидиффузионного барьера для металлического материала листов, например, оксидом иттрия.
6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что листы (1) выполнены из сплава на основе титана, например TA6V.
7. Способ по п. 1, отличающийся тем, что формование листов (1) перед размещением с обеих сторон сердечника (2) осуществляют штамповкой.
8. Способ по п. 1, отличающийся тем, что соединение двух листов (1) между собой выполняют сваркой электронным пучком.
9. Способ по п. 1, отличающийся тем, что сердечник (2) содержит первую сторону, выполненную с возможностью получения на одной половине (3) внутренней формы внутренней поверхности первого усилительного элемента (4), обеспечивающей приклеивание ее к внутренней поверхности лопасти лопатки, а на другой половине (5) - формы внутренней поверхности второго усилительного элемента (6), обеспечивающей приклеивание ее к спинке лопасти лопатки, и противоположную упомянутой первой стороне вторую сторону, выполненную с возможностью получения на одной половине (7) формы внутренней поверхности первого усилительного элемента (4), обеспечивающей приклеивание ее к спинке лопасти лопатки, а на другой половине (8) - формы внутренней поверхности второго усилительного элемента (6), обеспечивающей приклеивание ее к внутренней поверхности лопасти лопатки.
10. Лопатка турбомашины из композитного материала, содержащая лопасть из композитного материала, выполненную со спинкой и внутренней поверхностью, соединенными между собой передней и задней кромками, и по меньшей мере усилительный элемент, изготовленный способом по п. 1, установленный на передней и задней кромках лопасти и выполненный с двумя противолежащими внутренними поверхностями (16, 17), приклеенными к внутренней поверхности и спинке лопасти, при этом каждая из упомянутых противолежащих внутренних поверхностей (16, 17) выполнена с шероховатостью Ra, превышающей 3 мкм и предпочтительно равной величине из диапазона от 3,2 мкм до 6,4 мкм.
RU2013139303/02A 2011-01-24 2012-01-10 Способ изготовления металлического элемента усиления RU2585147C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1150532A FR2970668B1 (fr) 2011-01-24 2011-01-24 Procede de realisation d'un renfort metallique
FR1150532 2011-01-24
PCT/FR2012/050067 WO2012101356A1 (fr) 2011-01-24 2012-01-10 Procédé de réalisation d'un renfort métallique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013139303A RU2013139303A (ru) 2015-03-10
RU2585147C2 true RU2585147C2 (ru) 2016-05-27

Family

ID=44148639

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013139303/02A RU2585147C2 (ru) 2011-01-24 2012-01-10 Способ изготовления металлического элемента усиления

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9328614B2 (ru)
EP (1) EP2668001B1 (ru)
CN (1) CN103328150B (ru)
BR (1) BR112013014085B1 (ru)
CA (1) CA2823525C (ru)
FR (1) FR2970668B1 (ru)
RU (1) RU2585147C2 (ru)
WO (1) WO2012101356A1 (ru)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2957545B1 (fr) * 2010-03-19 2012-07-27 Snecma Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
FR2970196B1 (fr) * 2011-01-10 2012-12-28 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
FR2991206B1 (fr) 2012-06-01 2014-06-20 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'une aube de turbomachine
FR3009983B1 (fr) * 2013-08-29 2016-02-12 Snecma Procede de fabrication d'un bord de renforcement d'aube et bord de renforcement obtenu par ce procede
US9815139B2 (en) 2014-01-22 2017-11-14 Siemens Energy, Inc. Method for processing a part with an energy beam
FR3026033B1 (fr) * 2014-09-19 2017-03-24 Snecma Procede de fabrication de bouclier de bord d'attaque
FR3045710B1 (fr) * 2015-12-21 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Bouclier de bord d'attaque
RU2622682C1 (ru) * 2016-05-18 2017-06-19 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Пустотелая широкохордовая лопатка вентилятора. Способ её изготовления.
RU2626523C1 (ru) * 2016-06-08 2017-07-28 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Длинная пустотелая широкохордная лопатка вентилятора и способ ее изготовления
RU2665789C2 (ru) * 2016-10-19 2018-09-04 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Ротор компрессора авиационного газотурбинного двигателя со спаркой блисков и спаркой блиска с "классическим" рабочим колесом и со спаркой "классического" рабочего колеса с рабочим колесом с четвертой по шестую ступень с устройствами демпфирования колебаний рабочих лопаток этих блисков и рабочих колес, ротор вентилятора и ротор бустера с устройством демпфирования колебаний рабочих широкохордных лопаток вентилятора, способ сборки спарки с демпфирующим устройством
FR3061963B1 (fr) * 2017-01-18 2020-11-13 Safran Dispositif optique pour le traitement par laser de surfaces internes d'une piece de recouvrement
US11702941B2 (en) * 2018-11-09 2023-07-18 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with baffle having flange ring affixed to platform
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
FR3090695B1 (fr) * 2018-12-21 2020-12-04 Safran revetement pour noyau de conformage a chaud
RU2736388C1 (ru) * 2019-07-02 2020-11-16 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Длинная пустотелая широкохордая лопатка вентилятора авиационного ТРДД и способ её изготовления
RU2726955C1 (ru) * 2019-07-11 2020-07-17 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Длинная пустотелая широкохордая лопатка вентилятора авиационного ТРДД и способ ее изготовления
RU2727314C1 (ru) * 2019-10-04 2020-07-21 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Ротор вентилятора авиационного ТРДД с длинными широкохордными пустотелыми лопатками с демпферами
CN111168221B (zh) * 2019-12-13 2022-10-25 航天海鹰(哈尔滨)钛业有限公司 一种k417高温合金蒙皮骨架结构扩散连接工艺方法
US11572796B2 (en) * 2020-04-17 2023-02-07 Raytheon Technologies Corporation Multi-material vane for a gas turbine engine
FR3127147B1 (fr) * 2021-09-23 2024-03-01 Safran Aircraft Engines Procédé amélioré de fabrication de clinquant de bord d’attaque d’aube

Citations (3)

* 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
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
RU2350757C1 (ru) * 2007-09-21 2009-03-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Композиционная лопатка турбомашины

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1051992A (fr) 1952-03-03 1954-01-20 Mécanisme de commande de la barre faucheuse sur tracteurs de voirie
EP0192105B1 (de) * 1985-02-21 1989-05-03 BBC Brown Boveri AG Verfahren zum Warmumformen mindestens eines Bleches aus einem schwer verformbaren Werkstoff
US5694683A (en) 1993-04-20 1997-12-09 Chromalloy Gas Turbine Corporation Hot forming process
DE10307610A1 (de) * 2003-02-22 2004-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk
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
AU2008302241B2 (en) * 2007-09-19 2012-08-16 Barnes Group Inc. Diffusion bonding
EP2392422B1 (en) * 2009-01-22 2013-08-21 IHI Corporation Method of manufacturing member for reinforcing front edge of fan blade
GB0913061D0 (en) * 2009-07-28 2009-09-02 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a reinforcing edge for a turbo machine aerofoil
FR2956602B1 (fr) * 2010-02-25 2012-05-25 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2957545B1 (fr) * 2010-03-19 2012-07-27 Snecma Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
FR2970196B1 (fr) * 2011-01-10 2012-12-28 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
FR2970891B1 (fr) * 2011-02-01 2013-02-15 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique renforcee, telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
EP2681345B1 (fr) * 2011-03-01 2019-01-16 Safran Aircraft Engines Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2972124B1 (fr) * 2011-03-01 2014-05-16 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2978931B1 (fr) * 2011-08-10 2014-05-09 Snecma Procede de realisation d'un renfort de protection du bord d'attaque d'une pale
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
FR3011875B1 (fr) * 2013-10-11 2018-04-20 Snecma Aube de turbomachine a profil asymetrique

Patent Citations (3)

* 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
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
RU2350757C1 (ru) * 2007-09-21 2009-03-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Композиционная лопатка турбомашины

Also Published As

Publication number Publication date
BR112013014085A2 (pt) 2016-09-20
FR2970668B1 (fr) 2013-01-18
CA2823525C (fr) 2018-07-10
EP2668001A1 (fr) 2013-12-04
WO2012101356A1 (fr) 2012-08-02
EP2668001B1 (fr) 2016-08-17
RU2013139303A (ru) 2015-03-10
CN103328150B (zh) 2016-01-20
CN103328150A (zh) 2013-09-25
US20130294920A1 (en) 2013-11-07
CA2823525A1 (fr) 2012-08-02
FR2970668A1 (fr) 2012-07-27
BR112013014085B1 (pt) 2021-02-02
US9328614B2 (en) 2016-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2585147C2 (ru) Способ изготовления металлического элемента усиления
US9874103B2 (en) Method of making a metal reinforcing member for a blade of a turbine engine
RU2563907C2 (ru) Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала
RU2551741C2 (ru) Способ выполнения металлического усиления лопатки турбомашины
RU2643750C2 (ru) Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала
US4864706A (en) Fabrication of dual alloy integrally bladed rotors
JP3281551B2 (ja) タービンエンジンの中空羽根の製造方法
US9120189B2 (en) Method of making a piece of metal reinforcement
US9222362B2 (en) Hybrid metal leading edge part and method for making the same
JPH01294901A (ja) 物品突出部の接合方法および装置
US9321100B2 (en) Method for producing a metal reinforcement for a turbomachine blade
EP1600251B1 (en) Double near-net forging of article
JP6616406B2 (ja) 前縁シールドの製造方法
EP1605135B1 (en) Method of making and joining an aerofoil and root
EP1952917B1 (en) A method of manufacturing a component by consolidating powder material
RU2575894C2 (ru) Способ изготовления металлического усилительного элемента
JPH0233842B2 (ja) Uehasekisogatakureiyokunoseizohoho

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner