RU2633564C1 - Method for manufacturing hollow blade of turbomachine - Google Patents
Method for manufacturing hollow blade of turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2633564C1 RU2633564C1 RU2016138258A RU2016138258A RU2633564C1 RU 2633564 C1 RU2633564 C1 RU 2633564C1 RU 2016138258 A RU2016138258 A RU 2016138258A RU 2016138258 A RU2016138258 A RU 2016138258A RU 2633564 C1 RU2633564 C1 RU 2633564C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elements
- blade
- trough
- scapula
- dimensions
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F04D29/38—Blades
Abstract
Description
Изобретение относится к способам изготовления лопаток турбомашин, может применяться в авиационных газотурбинных двигателях и энергетических установках для рабочих и направляющих лопаток вентиляторов и турбин.The invention relates to methods for the manufacture of blades of turbomachines, can be used in aircraft gas turbine engines and power plants for working and guide vanes of fans and turbines.
Известен способ изготовления лопатки, включающий штамповку пластин заданного профиля и различной длины, их наложение одна на другую, соединение их между собой фигурными перемычками с формированием пакета пластин и заточкой кромок (АС СССР №178932 "Рабочая лопатка осевого компрессора", МПК F04D 29/38, 1966 г.).A known method of manufacturing a blade, including stamping plates of a given profile and various lengths, stacking them one on top of another, connecting them together with curly jumpers with the formation of a package of plates and sharpening the edges (USSR AS No. 178932 "Working blade of an axial compressor", IPC F04D 29/38 , 1966).
Наиболее близким по техническим решением, выбранным в качестве прототипа является способ изготовления пустотелой лопатки турбомашины, заключающийся в формировании элементов спинки и корыта лопатки путем придания пластинам заданного профиля и размеров, их фиксации, обеспечивающей заданный профиль и размеры лопатки и их последующее неразъемное соединение друг с другом (Патент РФ№22290035, МПК F04D 29/38. Способ изготовления лопатки компрессора. 2004 г.).The closest technical solution, selected as a prototype, is a method of manufacturing a hollow blade of a turbomachine, which consists in the formation of the elements of the back and trough of the blade by giving the plates a predetermined profile and dimensions, their fixation, providing a given profile and dimensions of the blade and their subsequent one-piece connection with each other (RF patent No. 22290035, IPC F04D 29/38. A method of manufacturing a compressor blade. 2004).
Недостатком данного способа изготовления лопатки являются ограниченные функциональные возможности и, как следствие, получение лопаток, обладающих низкой эрозионной стойкостью.The disadvantage of this method of manufacturing a blade is limited functionality and, as a result, obtaining blades with low erosion resistance.
Задачей предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей способа.The task of the invention is to expand the functionality of the method.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является возможность использования различных методов соединения элементов лопатки и повышение износостойкости лопаток.The technical result of the invention is the ability to use various methods of connecting the elements of the blade and increase the wear resistance of the blades.
Технический результат достигается тем, что в способе получения пустотелой лопатки турбомашины, заключающемся в формировании элементов спинки и корыта лопатки путем придания пластинам заданного профиля и размеров, их фиксации, обеспечивающей заданный профиль и размеры лопатки и их последующее неразъемное соединение друг с другом, в отличие от прототипа, выпуклую и вогнутую части лопатки соединяют между собой через дополнительные металлические элементы, образующие входную и выходную кромки лопатки, соответствующие профилю и размерам входной и выходной кромок лопатки и имеющие углубления, обеспечивающие сопряженное присоединение с элементами спинки и корыта лопатки.The technical result is achieved by the fact that in the method for producing a hollow blade of a turbomachine, which consists in forming the back and trough elements of the blade by giving the plates a predetermined profile and dimensions, their fixation, providing a given profile and dimensions of the blade and their subsequent one-piece connection with each other, unlike of the prototype, the convex and concave parts of the blade are connected to each other through additional metal elements forming the input and output edges of the blade corresponding to the profile and dimensions in the leading and outlet edges of the blade and having recesses providing conjugate connection with the elements of the back and trough of the blade.
Технический результат достигается также тем, что в способе изготовления пустотелой лопатки турбомашины элементы спинки и корыта лопатки вырезают из прокатанного листа металла, дополнительные металлические элементы, образующие входную и выходную кромки лопатки, изготавливают из эрозионностойких материалов, а в качестве материала пластин элементов спинки и корыта лопатки используются титановые сплавы или легированные стали.The technical result is also achieved by the fact that in the method of manufacturing a hollow blade of a turbomachine, the back and trough elements of the blade are cut from a rolled sheet of metal, additional metal elements forming the inlet and outlet edges of the blade are made of erosion-resistant materials, and as the material of the plates of the back and trough of the blade titanium alloys or alloy steels are used.
Технический результат достигается также тем, что в способе изготовления пустотелой лопатки турбомашины фиксацию элементов спинки и корыта лопатки, а также элементов входной и выходной кромок осуществляют по следующим вариантам: помещая их в штамп, повторяющий профиль и размеры лопатки, укладывают без зазоров соответствующие элементы лопатки и производят диффузионную сварку в вакууме или нейтральной среде, в частности при температуре в пределах 800-900°C и давлении 0,5-10 МПа; помещая их в фиксирующее устройство, обеспечивающее заданный профиль и размеры лопатки, укладывают соответствующие элементы лопатки с обеспечением сварочных зазоров и производят дуговую сварку в защитной среде, в частности, используют аргоно-дуговую сварку; помещая их в фиксирующее устройство, обеспечивающее заданный профиль и размеры лопатки, укладывают соответствующие элементы лопатки с обеспечением сварочных зазоров и производят электронно-лучевую сварку; помещая их в штамп, повторяющий профиль и размеры лопатки, укладывают без зазоров соответствующие элементы лопатки и производят сварку твердофазным перемешиванием; помещая их в устройство, обеспечивающее возможность их взаимного перемещения без образования зазора и производят сварку трением в вакууме или нейтральной среде; помещая их в штамп, повторяющий профиль и размеры лопатки, укладывают без зазоров соответствующие элементы лопатки и производят пайкой высокопрочным припоем.The technical result is also achieved by the fact that in the method of manufacturing a hollow blade of a turbomachine, the fixing of the back and trough of the blade, as well as the elements of the inlet and outlet edges, is carried out according to the following options: placing them in a stamp repeating the profile and dimensions of the blade, fit the corresponding blade elements without gaps and diffusion welding is carried out in a vacuum or a neutral medium, in particular at a temperature in the range of 800-900 ° C and a pressure of 0.5-10 MPa; placing them in a fixing device that provides a given profile and dimensions of the blade, fit the corresponding elements of the blade with welding gaps and perform arc welding in a protective environment, in particular, argon-arc welding is used; placing them in a fixing device that provides a given profile and dimensions of the blade, stack the corresponding elements of the blade with welding gaps and perform electron beam welding; placing them in a stamp that repeats the profile and dimensions of the blade, fit the corresponding elements of the blade without gaps and perform welding by solid-phase mixing; placing them in a device that provides the possibility of their mutual movement without the formation of a gap and produce friction welding in a vacuum or neutral medium; placing them in a stamp that repeats the profile and dimensions of the scapula, fit the corresponding elements of the scapula without gaps and solder with high-strength solder.
Сущность изобретения поясняется чертежом. На чертеже показаны элементы лопатки в поперечном сечении до их соединения (а) и готовая лопатка турбомашины после соединения ее элементов (б). Чертеж содержит: 1 - верхняя пластина (спинка); 2 - нижняя пластина (корыто); 3 - элемент входной кромки; 4 - элемент выходной кромки; 5 - входная кромка лопатки; 6 - выходная кромка лопатки; 7 - полость лопатки; 8 - готовая лопатка.The invention is illustrated in the drawing. The drawing shows the elements of the blade in cross section prior to their connection (a) and the finished blade of the turbomachine after connecting its elements (b). The drawing contains: 1 - upper plate (back); 2 - bottom plate (trough); 3 - element of the input edge; 4 - element of the output edge; 5 - input edge of the blade; 6 - output edge of the blade; 7 - the cavity of the scapula; 8 - finished blade.
Предложенный способ изготовления лопатки турбомашины осуществляется следующим образом. Сначала вырезают наружные пластины 1 и 2, составляющие лопатку. Наружные пластины 1 и 2 вырезают и изгибают таким образом, что они повторяют профиль и размер спинки и корыта лопатки 8. Из эрозионностойких материалов изготавливают элемент входной 3 и элемент выходной 4 кромки лопатки 8. Каждую пластину 1 и 2 вырезают из листового металлического материала, толщина которого выбирается исходя из заданной конструкции лопатки 8. Элементы входной 3 и выходной 4 кромки лопатки изготавливают, предусматривая пазы для присоединения элементов спинки 1 и корыта 2. Закрепляют элементы лопатки 1, 2, 3 и 4 так, чтобы они соответствовали размерам и конфигурации лопатки 8 (a и b на чертеже), и производят их соединение, например, диффузионной сваркой. В результате сварки стыков элементов лопатки 1, 2, 3 и 4 получают готовую лопатку 8 с входной кромкой 5, выходной кромкой 6 и полостью 7.The proposed method of manufacturing a turbomachine blade is as follows. First, the
Предложенный способ изготовления лопатки турбомашины позволяет расширить функциональные возможности способа за счет использования различных методов соединения элементов лопатки и повышение эрозионной стойкости изготавливаемых лопаток. Кроме того, предлагаемое техническое решение позволяет снизить вес изготавливаемой лопатки и упростить технологический процесс ее изготовления.The proposed method for manufacturing a blade of a turbomachine allows to expand the functionality of the method by using various methods of connecting the elements of the blade and increasing the erosion resistance of the manufactured blades. In addition, the proposed technical solution allows to reduce the weight of the manufactured blades and to simplify the manufacturing process.
Claims (11)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016138258A RU2633564C1 (en) | 2016-09-26 | 2016-09-26 | Method for manufacturing hollow blade of turbomachine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016138258A RU2633564C1 (en) | 2016-09-26 | 2016-09-26 | Method for manufacturing hollow blade of turbomachine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2633564C1 true RU2633564C1 (en) | 2017-10-13 |
Family
ID=60129504
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016138258A RU2633564C1 (en) | 2016-09-26 | 2016-09-26 | Method for manufacturing hollow blade of turbomachine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2633564C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3942231A (en) * | 1973-10-31 | 1976-03-09 | Trw Inc. | Contour formed metal matrix blade plies |
US4595340A (en) * | 1984-07-30 | 1986-06-17 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk assembly |
RU2229035C2 (en) * | 2002-08-13 | 2004-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Compressor blade making method |
RU2464450C1 (en) * | 2011-04-25 | 2012-10-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Manufacturing method of multi-layer blade of turbomachine |
-
2016
- 2016-09-26 RU RU2016138258A patent/RU2633564C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3942231A (en) * | 1973-10-31 | 1976-03-09 | Trw Inc. | Contour formed metal matrix blade plies |
US4595340A (en) * | 1984-07-30 | 1986-06-17 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk assembly |
RU2229035C2 (en) * | 2002-08-13 | 2004-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Compressor blade making method |
RU2464450C1 (en) * | 2011-04-25 | 2012-10-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Manufacturing method of multi-layer blade of turbomachine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2896791B1 (en) | Mistuned airfoil assemblies | |
US9243504B2 (en) | Damper pin | |
US8894367B2 (en) | Compound cooling flow turbulator for turbine component | |
EP2733311B1 (en) | Nozzle ring | |
US8444389B1 (en) | Multiple piece turbine rotor blade | |
US3606580A (en) | Hollow airfoil members | |
EP2586978A2 (en) | Turbine of a turbomachine | |
US10119547B2 (en) | Housing device for a compressor stage of a compressor device that is embodied with multiple stages and method for manufacturing a housing device | |
US9797267B2 (en) | Turbine airfoil with optimized airfoil element angles | |
JP2002295202A5 (en) | ||
JP2005207424A (en) | Hollow fan blade for gas turbine engine | |
US9546552B2 (en) | Gas turbine | |
JP2005207425A (en) | Hollow fan blade for gas turbine engine | |
JP2013064366A (en) | Gas turbine blade | |
RU2680169C1 (en) | Double alloy blade | |
RU95046U1 (en) | BLANK TURBO MACHINE | |
RU2633564C1 (en) | Method for manufacturing hollow blade of turbomachine | |
DE102014115475A1 (en) | Trailing edge rounding of a gas turbine guide vane | |
CN208380978U (en) | A kind of low-pressure compressor casing assembling unit structure | |
RU2464450C1 (en) | Manufacturing method of multi-layer blade of turbomachine | |
RU2628843C1 (en) | Method for manufacturing combined hollow blade of turbomachine of aluminium alloy | |
US20160115966A1 (en) | Guide vane ring for a turbomachine and turbomachine | |
JP2010106833A (en) | Hybrid turbine blade | |
US9765632B2 (en) | Process for producing a TiAl guide vane ring for a gas turbine and a corresponding guide vane ring | |
EP3184736B1 (en) | Angled heat transfer pedestal |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180927 |