RU2643750C2 - Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала - Google Patents

Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала Download PDF

Info

Publication number
RU2643750C2
RU2643750C2 RU2014141065A RU2014141065A RU2643750C2 RU 2643750 C2 RU2643750 C2 RU 2643750C2 RU 2014141065 A RU2014141065 A RU 2014141065A RU 2014141065 A RU2014141065 A RU 2014141065A RU 2643750 C2 RU2643750 C2 RU 2643750C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
insert
alloy
core
reinforcing element
titanium alloy
Prior art date
Application number
RU2014141065A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014141065A (ru
Inventor
Жан-Мишель ФРАНШЕ
Жилль КЛЕЙН
Жильбер 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 RU2014141065A publication Critical patent/RU2014141065A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2643750C2 publication Critical patent/RU2643750C2/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
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • 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
    • 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
    • F04D29/02—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
    • B23K2101/001—Turbines
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/506—Hardness
    • 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
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49231—I.C. [internal combustion] engine making
    • Y10T29/49234—Rotary or radial engine making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Welding Or Cutting Using Electron Beams (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области изготовления металлических элементов для защиты кромок лопаток турбомашин. Способ включает изготовление сердечника (3), имеющего форму внутренней полости усилительного элемента, изготовление боковых элементов из листового материала и придание им штамповкой заданной формы с формованием между ними соответствующих полостей, изготовление вставки (7) из сплава с более высокой твердостью, чем твердость материала боковых элементов, размещение элементов из листового материала вокруг сердечника (3), установку вставки (7) в соответствующую полость (6) и скрепление между собой собранных элементов, которые затем соединяют горячим изостатическим прессованием. После чего извлекают сердечник (3) и отделяют готовый усилительный элемент, наружный профиль которого подвергают финишной механической обработке с обнажением материала вставки (7). Использование изобретения позволяет повысить качество металлического элемента для защиты кромок лопаток. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область заявляемого изобретения относится к изготовлению металлических элементов, в частности изготовлению передних кромок или задних кромок из титана для авиации, например передних кромок для лопаток воздуходувки турбомашины, с широкой хордой, которые изготовлены из композитного материала.
Лопатки вентилятора турбореактивных двигателей, по соображениям веса и стоимости, изготавливают в настоящее время по большей части из композитного материала. Эти компоненты, которые подвергаются значительным механическим напряжениям, вследствие их скорости вращения и воздействующей на них аэродинамической нагрузки, должны выдерживать, кроме того, возможные удары частиц или инородных тел, которые попадают в воздушные тракты. Поэтому, на уровне их передней кромки и/или их задней кромки они защищены металлическим элементом, который покрывает их концы и который приклеен на композитном материале лопатки.
Гамма используемой обычно продукции передних кромок из титана для композитных лопаток вентилятора представляет собой тяжелые и сложные для практического применения элементы, что обуславливает их высокую себестоимость. Фактически их изготовление основано главным образом на операциях горячего формования, требующих оборудования, способного работать при высоких температурах. Кроме того, требуется также оборудование для существенной механической обработки как на стадии полуфабрикатов, так и на конечной стадии изготовления.
С другой стороны, требует решения вопрос о защите от эрозии изготовленной таким образом передней кромки. В этой области уже найдены различные решения, в том числе одно из них состоит в том, что создается структура из двух склеенных друг с другом металлических слоев. При этом первый слой выполнен из сплава на основе титана и позволяет противостоять деформации передней кромки при ударе, и второй слой, выполненный из сплава основе никеля, чтобы защитить против эрозии. Это решение предусмотрено лишь в случае простых форм для усиления передней кромки, в которых усилительный элемент может быть изготовлен простой фальцовкой тонких листовых материалов. Для усилительных элементов сложной формы, ассортимент продукции для усилительного элемента из сплава на основе никеля будет более сложным в плане окончательной разработки и сама деталь более дорогостоящей в изготовлении.
Наконец, по соображениям веса и механической прочности, эти передние или задние кромки, выполняемые обычно из титана, имеют относительно небольшую толщину. Разумеется, учитывая эту незначительную толщину, было предложено использовать способ изготовления, включающий соединение листового материала посредством суперпластического формования и диффузионной сварки (SPFDB, англ. Super Plastic Forming and Diffusion Bonding). Такой способ описан в нашей заявке на патент ЕР 1574270.
Впрочем, этот патент лишь с трудом позволят использовать внутреннюю форму полости и, в частности, он ограничивает возможности оптимального соединения листового материала в концевой зоне полости. Для устранения этих трудностей Заявитель разработал способ изготовления передних кромок или задних кромок из титана, в котором используется сердцевина, на которой листовые элементы из титана свариваются друг с другом и укладываются вокруг сердцевины посредством горячего изостатического прессования (HIP). Этот способ является предметом патента, опубликованного под номером FR 2957545.
Он существенно способствует исполнению передних кромок, однако в этой обновленной форме способ не учитывает высказанную выше потребность в отношении необходимости усиления передней кромки с тем, чтобы улучшить сопротивление явлению эрозии для находящейся в работе титановой детали.
Предлагаемое изобретение имеет задачей устранить эти недостатки и разработать простой и недорогостоящий способ создания титанового усилительного элемента для передней кромки или задней кромки лопатки турбомашины, которая обладает лучшей сопротивляемостью эрозии.
Для решения задачи предлагается способ изготовления металлического усилительного элемента для защиты передней кромки или задней кромки лопатки авиационного двигателя, выполненной из композитного материала посредством штамповки элементов из листового материала и их диффузионного сваривания между собой, отличающийся тем, что содержит следующие этапы:
- исполнение сердцевины, имеющей форму внутренней полости будущего металлического усилительного элемента, в которой одна из сторон воспроизводит внутреннюю форму верхней поверхности усилительного элемента, а другая сторона воспроизводит внутреннюю форму нижней поверхности усилительного элемента,
- исполнение вставки из сплава более высокой твердости, чем твердость усилительного элемента,
- придание штамповкой начальной формы элементам из листового материала, чтобы приблизить их к форме верхней поверхности и нижней поверхности указанного усилительного элемента, и формование между ними, с передней по потоку стороны указанной сердцевины полости, способной принять указанную вставку,
- позиционирование указанных элементов из листового материала вокруг указанной сердцевины, а также установка вставки в указанной полости и скрепление между собой элементов сборки,
- помещение в вакуум и замыкание сборки сваркой,
- соединение сборки горячим изостатическим прессованием,
- исполнение наружного профиля усилительного элемента посредством финишной механической обработки, с обнажением материала вставки,
- вырубку сборки для извлечения сердцевины и отделение усилительного элемента.
Таким способом обеспечивается изготовление усилительного элемента, снабженного острием повышенной твердости, которое изготовлено экономным образом, поскольку эта операция присоединения вставки не является дополнительной операцией, в сравнении с предыдущим уровнем техники.
Выгодным образом, предел упругости сплава вставки в холодном состоянии больше, чем соответствующий показатель материала усилительного элемента.
В первой форме исполнения, листовые элементы выполнены из титанового сплава, а вставка выполнена из титанового сплава, выбранного из гаммы типа Ti5553, Ti10-2-3 или Ti17.
Во второй форме исполнения, листовые элементы выполнены из титанового сплава, а вставка выполнена из интерметаллического сплава титана.
Предпочтительно, интерметаллический титановый сплав представляет собой сплав титан-алюминий.
В третьей форме исполнения, листовые элементы выполнены из титанового сплава, а вставка выполнена из орторомбического сплава.
Предпочтительно, орторомбический сплав представляет собой сплав титан-алюминий-ниобий.
Изобретение относится также к металлическому усилительному элементу для защиты передней кромки или задней кромки лопатки авиационного двигателя, выполненной из композитного материала, который содержит на своем передним по потоку конце вставку, выполненную из сплава, твердость которого превышает твердость усилительного элемента, и закрепленную на указанном усилительном элементе диффузионной сваркой.
Предпочтительно, материал усилительного элемента представляет собой первый титановый сплав, а материал вставки – второй титановый сплав, твердость и предел упругости которого в холодном состоянии превышают соответствующие показатели указанного усилительного элемента.
Предпочтительно, титановым сплавом усилительного элемента является TA6V, а сплав вставки выбран из сплавов Ti5553, Ti10-2-3, Ti17, TiAl или Ti2AlNb.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием неограничительного варианта его осуществления со ссылками на фигуры чертежей, на которых:
Фиг. 1 изображает схематичный вид на этапе формования элементов из листового материала, в ходе исполнения усилительного элемента передней кромки способом согласно уровню техники;
Фиг. 2 – схематичный вид этапа предварительного соединения элементов из листового материала, в ходе исполнения усилительного элемента передней кромки способом согласно уровню техники;
Фиг. 3 - схематичный вид этапа соединения элементов из листового материала, в ходе исполнения усилительного элемента передней кромки способом согласно уровню техники;
Фиг. 4 - схематичный вид этапа предварительного соединения элементов из листового материала способом согласно форме исполнения изобретения;
Фиг. 5 - схематичный вид в разрезе усилительного элемента передней кромки после этапа прессования HIP согласно способу по изобретению; и
Фиг. 6 - схематичный вид в разрезе усилительного элемента передней кромки согласно изобретению, после финишной механической обработки.
На фиг. 1 показана в двух этапах операция горячей формовки листового материала 1 из титана для придания ему, на одной из его сторон, формы, которая соответствует приблизительно внешней форме жаростойкой сердцевины, причем указанная сердцевина имеет точную форму, которую надлежит придать внутренней полости передней кромки. Таким образом, последовательно формуют оба элемента из листового материала, один из которых призван стать верхней поверхностью 1Е передней кромки, а другой ее нижней поверхностью 1I.
На представленных фиг. 1-3 показано одновременное исполнение двух усилительных элементов передней кромки, используя свойство симметрии этих деталей.
На фиг. 2 показана сердцевина 3 из жаростойкого материала (или из металлического сплава, такого как IN100, имеющего коэффициент расширения, очень отличающийся от соответствующего показателя титана передней кромки), при этом сердцевина окружена двумя предварительно отформованными элементами из листового материала 1Е и 1I, как указано выше, чтобы подогнать их по сердцевине на большей части их длины. Следует обратить внимание, что оба элемента листового материала не отформованы настолько, чтобы они могли соединиться на этапе соединения, образуя поверхность по плоскому углу на уровне острого конца передней кромки, а заканчиваются участками, которые по существу параллельны и выровнены по средней плоскости сердцевины. Как следствие, оба элемента листового материала не охватывают точно сердцевину, на которой они будут соединены на уровне острого конца передней кромки. Оставлено частичное пространство 4, которое будет поглощено в ходе последующих этапов.
В этой конфигурации, элементы листового материала соединяют предварительной сваркой (pointage) (невидимой не чертеже) и сваркой TIG (дуговая сварка неплавящимся вольфрамовым электродом в инертной атмосфере), чтобы связать их друг с другом и неподвижно удерживать на сердцевине 3.
На фиг. 3 показан, согласно уровню техники, результат этапа соединения двух элементов листового материала 1E и 1I вокруг жаростойкой сердцевины посредством электронно-лучевой сварки (FE). Она осуществляется вдоль шва 5, параллельно боковым кромкам элементов листового материала, как это видно на фиг. 3, а также по поперечным кромкам детали (не видимым на фигуре).
На фиг. 4 показан этап соединения двух элементов листового материала 1E и 1I в форме исполнения способом согласно изобретению. На этапе формовки листового материала деформация каждого из элементов была выполнена таким образом, чтобы создать полость 6 между ними в момент предварительного соединения. Эта полость создается между сварным швом 5 и передним концом сердцевины 3, за частичным пространством 4, в положении выше по потоку, чем сердцевина 3. Это положение выше по потоку означает более продвинутое положение в направлении передней кромки лопатки. Перед предварительным соединением в эту полость была помещена вставка 7, выполненная из более стойкого к эрозии сплава, чем металл листовых элементов.
Следующий этап соединения листовых элементов способом горячего изостатического прессования (HIP англ. high isostatic pressure) аналогичен практикуемому согласно уровню техники. Способ HIP создает деформацию листовых элементов 1E и 1I, которые накладываются на сердцевину 3 и на вставку 7, идеально прилегая к ним согласно их форме.
На фиг. 5 представлено положение усилительного элемента передней кромки после этой операции. Частичное пространство было устранено 4 и вставка 7 включена в передний участок усилительного элемента. Пунктирной линией обозначена желательная форма усилительного элемента передней кромки, который идеально вписывается в объем, полученный в результате этой операции соединения.
На фиг. 6 показан усилительный элемент передней кромки, полученный в завершение способа исполнения согласно изобретению. Полученная деталь вырублена вдоль пунктирной линии на предыдущей фигуре, обнажив металл вставки 7, и сердцевина удалена посредством известных специалисту методов. Теперь усилительный элемент передней кромки готов к установке на лопатке из композитного материал, например, путем приклеивания, чтобы придать ей необходимую прочность в течение продолжительного срока использования.
Ниже описывается процесс изготовления усилительного элемента передней кромки способом согласно форме исполнения изобретения.
Принцип способа состоит, равно как согласно уровню техники, в диффузионной сварке и формовке вокруг сердцевины двух листовых элементов из титана в форме верхней и нижней поверхностей. Операция начинается классической операцией штамповки, которая придает листовым элементам близкую к желаемой форму усилительного элемента для передней кромки. С этой целью, предварительно была изготовлена сердцевина, имеющая форму внутренней полости металлического усилительного элемента, при этом одна из ее сторон воспроизводит внутреннюю форму верхней поверхности передней кромки, а другая сторона воспроизводит внутреннюю форму нижней поверхности передней кромки.
Согласно изобретению, в первую очередь, вставку 7 выполняют из стойкого к эрозии материала, и ее профиль определяют с запасом по объему, который желательно получить для нее на конце передней кромки. Он может быть получен механической обработкой, а также предпочтительно профилированием (filage) или ковкой, чтобы уменьшить до минимума операции механической обработки. Следующим этапом, после штамповки, на каждой листовой детали 1 осуществляют специальную деформацию, чтобы создать полость 6 между двумя листовыми элементами 1E и 1I в момент их предварительного соединения. Объем этой полости 6 соответствует объему вставки 7 и ее позиционирование отвечает искомому положению на конце передней кромки с тем, чтобы поместить там устойчивый к эрозии материал.
Дальнейшая реализация способа аналогична способу согласно уровню техники, включающая предварительное соединение листовых элементов вокруг сердцевины 3 и вставки 7 посредством операции предварительной сварки (pointage) и сварки TIG вдоль боковых кромок листовых элементов. Затем сборку помещают в вакуум для осуществления электронно-лучевой сварки. Непрерывный шов сварки выполняют одновременно вдоль боковых кромок листовых элементов, а также по их поперечным кромкам, что позволяет полностью окружить и замкнуть вместе сердцевину 3 и вставку 7. Таким образом, между листовыми элементами 1 и вставкой 3 поддерживается вакуум и, в частности, в пространстве 4, оставленном между листовыми элементами 1E и 1I, острием сердцевины 3 и вставкой 7.
Сборку, состоящую их сердцевины 3, вставки 7 и двух листовых элементов 1E и 1I из листового материала, подвергают затем операции горячего изостатического прессования, осуществляемого при температуре примерно 949°C, в рассматриваемом случае лопатки из сплава титана TA6V. При этой температуре металл относительно мягкий и может течь под давлением примерно 1000 бар, которое прикладывают к нему. Оба листовых элемента деформируются и идеально покрывают форму сердцевины 3 и форму вставки 7, удаляя частичное пространство 4. Параллельно, под действием тепла и давления, оба листовых элемента диффузионной сваркой свариваются друг с другом и свариваются диффузионной сваркой со вставкой.
Завершение способа включает этап удаления избыточного материала вдоль боковых кромок усилительного элемента передней кромки вырубкой по обозначенной на фиг.5 пунктиром линии и финишной механической обработкой, что позволяет придать искомую наружную форму передней кромке. Эта финишная механическая обработка обнажает металл вставки 7, которая помещается, таким образом, на конце усилительного элемента передней кромки, то есть там, где проблемы эрозии наиболее критические.
Концепция изобретения основана на принципе локального усиления острия передней кромки композитных лопаток вентилятора посредством более стойкого к эрозии сплава, чем сплав на титановой основе (как правило, TA6V), используемый для усилительных элементов.
Выбор стойкого к эрозии материала должен быть таким, чтобы этот материал мог свариваться диффузией с листом с верхней и нижней стороны на этапе формовки горячим изостатическим прессованием (HIP). Следовательно, он должен быть химически совместимым с титановым сплавом верхней и нижней листовой поверхности и не приводить, в частности, к взаимным загрязнениям двух сплавов. Он должен иметь также температурное окно для диффузионной сварки, близкое титановому сплаву листового материала, чтобы обеспечить диффузионную сварку между двумя сплавами. Предпочтительно, но не исключительно, сплав вставки 7 выбирают, соответственно, на основе титана по соображениям совместимости со сплавом верхней и нижней листовых поверхностей. Этот сплав должен иметь высокие показатели по твердости и пределу упругости при низкой температуре, и для этого он выбран предпочтительно из гаммы сплавов типа Ti5553, Ti10-2-3 или Ti17. Он может представлять собой также интерметаллический сплав типа TiAl или орторомбический сплав Ti2AlNb.
Изобретение описано, приняв в качестве примера лопатку вентилятора и ее переднюю кромку. Совершенно очевидно, что оно может быть использовано также для любой лопатки турбомашины, будь то лопатка любой ступени компрессора или лопатка турбины.

Claims (17)

1. Способ изготовления металлического усилительного элемента с внутренней полостью для защиты передней кромки или задней кромки лопатки из композитного материала авиационной турбомашины, включающий этапы, в соответствии с которыми:
- изготавливают сердечник (3), соответствующий по форме внутренней полости указанного усилительного элемента, при этом одна из его сторон соответствует внутренней форме верхней поверхности упомянутого усилительного элемента, а другая сторона соответствует внутренней форме нижней поверхности упомянутого усилительного элемента,
- изготавливают металлические элементы (1) из листового материала и придают им посредством штамповки форму, приближенную к форме верхней и нижней поверхностей усилительного элемента, при этом указанные металлические элементы (1) деформируют с образованием полости (6) для размещения вставки (7) между внутренней полостью для размещения сердечника (3) и кромкой упомянутого усилительного элемента с частичным свободным пространством (4) между упомянутыми полостями,
- изготавливают вставку (7) в виде отдельной детали из сплава на основе титана с более высокой твердостью, чем твердость материала металлических элементов (1),
- располагают указанные металлические элементы (1) вокруг сердечника (3) и устанавливают вставку (7) в указанную полость (6) с обеспечением частичного свободного пространства между вставкой и сердечником и предварительно скрепляют между собой,
- осуществляют горячее изостатическое прессование собранных металлических элементов с одновременной диффузионной сваркой металлических элементов (1) между собой и со вставкой (7),
- формируют заданный наружный профиль металлического усилительного элемента посредством финишной механической обработки с обнажением материала вставки (7),
- удаляют сердечник (3) и отделяют полученный металлический усилительный элемент.
2. Способ по п. 1, при котором для изготовления вставки (7) используют сплав, предел упругости в холодном состоянии которого больше, чем соответствующий показатель материала, из которого изготавливают металлические элементы (1).
3. Способ по п. 1 или 2, при котором металлические элементы (1) выполняют из титанового сплава, а вставку (7) - из титанового сплава, выбранного из гаммы сплавов типа Ti5553, Ti10-2-3 или Ti17.
4. Способ по п. 1 или 2, при котором металлические элементы (1) выполняют из титанового сплава, а вставку (7) - из интерметаллического сплава титана.
5. Способ по п. 4, при котором в качестве интерметаллического титанового сплава используют сплав титан-алюминий.
6. Способ по п. 1 или 2, при котором металлические элементы (1) выполняют из титанового сплава, а вставку (7) - из орторомбического титанового сплава.
7. Способ по п. 6, при котором в качестве орторомбического сплава используют сплав титан-алюминий-ниобий.
8. Металлический усилительный элемент для защиты передней кромки или задней кромки лопатки из композитного материала авиационной турбомашины, содержащий скрепленные между собой диффузионной сваркой переднюю часть, сформированную вставкой (7), и боковые части, сформированные металлическими элементами (1) из листового материала, причем передняя часть выполнена из сплава на основе титана, твердость которого превышает твердость материала боковых частей, при этом упомянутый усилительный элемент изготовлен способом по любому из пп. 1-7.
9. Элемент по п. 8, в котором передняя часть выполнена из первого титанового сплава, а боковые части - из второго титанового сплава, причем твердость и предел упругости в холодном состоянии первого титанового сплава превышают соответствующие показатели второго титанового сплава.
10. Элемент по п. 9, в котором боковые части выполнены из титанового сплава TA6V, а передняя часть - из сплава, выбранного из гаммы сплавов Ti5553, Ti10-2-3, Ti17, TiAl или Ti2AlNb.
RU2014141065A 2012-04-19 2013-04-11 Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала RU2643750C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1253595 2012-04-19
FR1253595A FR2989607B1 (fr) 2012-04-19 2012-04-19 Procede de realisation d'un renfort metallique avec insert pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
PCT/FR2013/050785 WO2013156711A1 (fr) 2012-04-19 2013-04-11 Procédé de réalisation d'un renfort métallique avec insert pour la protection d'un bord d'attaque en matériau composite

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014141065A RU2014141065A (ru) 2016-06-10
RU2643750C2 true RU2643750C2 (ru) 2018-02-05

Family

ID=48289462

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014141065A RU2643750C2 (ru) 2012-04-19 2013-04-11 Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9963971B2 (ru)
EP (1) EP2838692B1 (ru)
JP (1) JP6298808B2 (ru)
CN (1) CN104220212A (ru)
BR (1) BR112014025383B1 (ru)
CA (1) CA2870229C (ru)
FR (1) FR2989607B1 (ru)
RU (1) RU2643750C2 (ru)
WO (1) WO2013156711A1 (ru)

Families Citing this family (17)

* 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
US9969654B2 (en) * 2014-01-24 2018-05-15 United Technologies Corporation Method of bonding a metallic component to a non-metallic component using a compliant material
FR3026033B1 (fr) * 2014-09-19 2017-03-24 Snecma Procede de fabrication de bouclier de bord d'attaque
DE102016108527B4 (de) * 2016-05-09 2018-01-04 LEISTRITZ Turbinentechnik GmbH Verfahren zur Herstellung einer Kantenabdeckung für ein Schaufelbauteil eines Flugtriebwerks oder einer Gasturbine sowie Kantenabdeckung für ein Schaufelbauteil
CN106181250B (zh) * 2016-08-05 2018-07-03 航天材料及工艺研究所 异种复合构件热等静压扩散连接制备方法
JP6735299B2 (ja) * 2018-03-09 2020-08-05 三菱重工業株式会社 複合材翼、前縁金属カバー形成ユニット、複合材翼の製造方法
FR3084400B1 (fr) * 2018-07-24 2021-05-07 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee
US11454121B2 (en) 2018-09-28 2022-09-27 General Electric Company Airfoil with leading edge guard
US11156100B2 (en) 2018-12-04 2021-10-26 Raytheon Technologies Corporation Composite fan blade
US11286782B2 (en) 2018-12-07 2022-03-29 General Electric Company Multi-material leading edge protector
FR3092267B1 (fr) * 2019-02-04 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Procédé de désolidarisation d'une première pièce mécanique d'une deuxième pièce mécanique
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
CN110439627B (zh) * 2019-08-30 2022-02-11 中国航发动力股份有限公司 一种叶片的气膜孔及尾劈缝孔防护方法
US11725524B2 (en) 2021-03-26 2023-08-15 General Electric Company Engine airfoil metal edge
US11988103B2 (en) 2021-10-27 2024-05-21 General Electric Company Airfoils for a fan section of a turbine engine
US11655828B2 (en) 2021-10-27 2023-05-23 General Electric Company Anti-icing systems and airfoils for a fan section of a turbine engine
US11767607B1 (en) 2022-07-13 2023-09-26 General Electric Company Method of depositing a metal layer on a component

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4010530A (en) * 1975-07-24 1977-03-08 United Technologies Corporation Method for making blade protective sheaths
SU1483049A1 (ru) * 1987-09-17 1989-05-30 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Рабоча лопатка влажно-паровой турбины
RU2118462C1 (ru) * 1995-07-20 1998-08-27 Акционерное общество "К.Т.С." Рабочая лопатка турбомашины
EP2281645A1 (en) * 2009-07-28 2011-02-09 Rolls-Royce plc A method of manufacturing a reinforcing edge for a turbo machine aerofoil
FR2957545A1 (fr) * 2010-03-19 2011-09-23 Snecma Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4738594A (en) * 1986-02-05 1988-04-19 Ishikawajima-Harima Jukogyo Kabushiki Kaisha Blades for axial fans
EP0574290B1 (fr) * 1992-06-05 1996-04-17 Gec Alsthom Electromecanique Sa Procédé de pose d'un insert servant de revêtement protecteur sur une pièce en acier martensitique ou en alliage de titane
JP3531677B2 (ja) * 1995-09-13 2004-05-31 株式会社東芝 チタン合金製タービンブレードの製造方法およびチタン合金製タービンブレード
DE10305912B4 (de) * 2003-02-13 2014-01-30 Alstom Technology Ltd. Hybrid- Schaufel für thermische Turbomaschinen
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
US7575418B2 (en) * 2004-09-30 2009-08-18 General Electric Company Erosion and wear resistant protective structures for turbine components
EP2094967B1 (en) * 2006-12-15 2012-10-24 Bladena ApS Reinforced aerodynamic profile
US7866605B2 (en) * 2007-04-24 2011-01-11 The Boeing Company Energy absorbing impact band and method
EP2392422B1 (en) * 2009-01-22 2013-08-21 IHI Corporation Method of manufacturing member for reinforcing front edge of fan blade
FR2956602B1 (fr) * 2010-02-25 2012-05-25 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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4010530A (en) * 1975-07-24 1977-03-08 United Technologies Corporation Method for making blade protective sheaths
SU1483049A1 (ru) * 1987-09-17 1989-05-30 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Рабоча лопатка влажно-паровой турбины
RU2118462C1 (ru) * 1995-07-20 1998-08-27 Акционерное общество "К.Т.С." Рабочая лопатка турбомашины
EP2281645A1 (en) * 2009-07-28 2011-02-09 Rolls-Royce plc A method of manufacturing a reinforcing edge for a turbo machine aerofoil
FR2957545A1 (fr) * 2010-03-19 2011-09-23 Snecma Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite

Also Published As

Publication number Publication date
CA2870229C (fr) 2020-08-25
US20150104323A1 (en) 2015-04-16
RU2014141065A (ru) 2016-06-10
JP6298808B2 (ja) 2018-03-20
FR2989607A1 (fr) 2013-10-25
CN104220212A (zh) 2014-12-17
CA2870229A1 (fr) 2013-10-24
EP2838692B1 (fr) 2019-07-03
EP2838692A1 (fr) 2015-02-25
BR112014025383A2 (pt) 2017-06-20
WO2013156711A1 (fr) 2013-10-24
FR2989607B1 (fr) 2014-05-09
JP2015520033A (ja) 2015-07-16
US9963971B2 (en) 2018-05-08
BR112014025383B1 (pt) 2021-11-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2643750C2 (ru) Способ осуществления металлического усилительного элемента со вставкой для защиты передней кромки из композитного материала
RU2563907C2 (ru) Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала
RU2585147C2 (ru) Способ изготовления металлического элемента усиления
CN104364031B (zh) 制造用于涡轮引擎的叶片的金属加强件的方法
JP6026439B2 (ja) タービンエンジンブレード補強材などの金属部品を製造するプロセス
US5253419A (en) Method of manufacturing a hollow blade for a turboshaft engine
US20120233859A1 (en) Method for producing a metal reinforcement for a turbine engine blade
JP6616406B2 (ja) 前縁シールドの製造方法
US20120317810A1 (en) Method for making a metal reinforcement for the blade of a turbine engine
JP2015520033A5 (ru)
JPH05192729A (ja) ターボ機械用中空羽根の製造方法
US9915272B2 (en) Turbomachine blade and relative production method
EP2772614B1 (en) Turbomachine blade production method
EP2772613A1 (en) Turbomachine blade and relative production method

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner