用于涡轮机翼的加强边缘的制造方法技术

用于涡轮机翼的加强边缘的制造方法，其中加强边缘包括较厚的头部和一对较薄的相对的尾部，所述头部具有沿涡轮机翼的边缘安装的轮廓，所述尾部用于分别重叠涡轮机翼的吸力表面和压力表面，该方法包括：在流体压力下自相应的预型件压力成型预定的中空工件，中空工件包括加强边缘；以及自中空工件切出所述加强边缘，其中通过将一对较薄的金属片粘合至较厚的内板或粘在一起的内板叠层的相反两面来产生预型件，内板或内板叠层具有开口，开口限定金属片之间的封闭腔以引入所述流体压力，加强边缘的每个尾部由相应一个较薄金属片的一部分构成，加强边缘的头部由沿腔的一个边缘延伸的内板或内板叠层的一部分构成。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种加强边缘的制造方法，该加强边缘用于连接至涡轮机翼 (aerofoil)例如叶片。该加强边缘尤其可以是涡轮机翼的前缘，但也可以是涡轮机翼的后缘。
技术介绍
例如，对于某些涡轮机风扇叶片，特别是由复合材料制成的风扇叶片来说，希望加 强叶片的前缘，否则其会受到在叶片运行过程中产生的高机械应力所引起的损伤。加强这种叶片的边缘的一种方法是提供分立的加强边缘，然后沿叶片的前缘安装 该加强边缘。该方法允许使用抗应力材料例如钛来形成前缘，但仍然允许使用较轻的复合 材料来形成叶片的主体。
技术实现思路
本专利技术的目的是寻求提供一种改进的方法来制造加强边缘以连接至涡轮机叶片。根据本专利技术，提供了一种制造用于连接至涡轮机翼的加强边缘的方法，其中加强 边缘包括较厚的头部和一对较薄的相对的尾部，所述头部具有沿涡轮机叶片的边缘安装的 轮廓，所述尾部用于分别重叠涡轮机叶片的吸力表面和压力表面，该方法包括在流体压力下自相应的预型件压力成型预定的中空工件，中空工件包括加强边 缘；以及自中空工件切出所述加强边缘，其中通过将一对较薄的金属片粘合至较厚的内板或粘在一起的内板叠层的相反两面 来产生预型件，内板或内板叠层具有开口，开口限定金属片之间的封闭腔以引入所述气体 压力，加强边缘的每个尾部由相应一个较薄金属片的一部分构成，加强边缘的头部由沿腔 的一个边缘延伸的内板或内板叠层的一部分构成。预定的中空工件可以包括另一个加强边缘，另一个加强边缘包括由金属片的其余 部分构成的一对较薄的尾部和由沿腔的相对边缘延伸的内板或内板叠层的一部分构成的 较厚的头部，该方法还包括自中空工件切出另一个加强边缘以从单个中空工件获得两个加 强边缘。所述腔可以填充有紧密配合的插件以阻止所述腔的坍缩或所述腔的所述边缘的 变形。在本专利技术的一个实施例中，通过切除内板或内板叠层的一部分来形成所述开口，切除 部分用作所述腔内的所述插件。可以使用激光或射流自中空工件切出所述加强边缘或每个加强边缘，在切割过程 中所述插件可以保持在中空工件内以防止工件被激光或射流所穿透。薄金属片至内板或内板叠层的所述粘合可以是扩散粘合。该方法可以包括在粘合至内板或内板叠层之前，在金属片中轮廓研磨(profile grinding)倒角以在加强边缘的所述尾部中形成相应的倒角。附图说明作为示例，在图Ia-Id中示出了用于“掠扫(sw印t) ”风扇叶片的加强边缘的代表 形式，其中图Ia是沿加强边缘1的长度的侧视图；图Ib是沿图Ia中的A-A线截取的横截面；图Ic是沿图Ia中的B-B线截取的横截面；以及图Id是沿图Ia中的C-C线截取的横截面。图2a和2b分别示出了用于制造图Ia-Id中的加强边缘的预型件组件的侧视图和 相应的俯视图；图3示出了通过粘合图2a和2b中所示的预型件组件而得到的预型件；图4示出了由图3中的预型件压力成型的中空工件；以及图5示出了用于制造图Ia-Id中的加强边缘的替代性预型件。具体实施例方式参见图la，加强边缘1包括较薄的头部3和一对相对的、较薄的尾部5和7。在图Ia中的侧视图中，前缘的形状特征为一系列的掠扫轮廓线沿头部3的前部 延伸的掠扫线A ；沿头部3的后部延伸的掠扫线B ；沿尾部5的边缘延伸的掠扫线C ；以及沿 尾部7的边缘延伸的掠扫线D。加强边缘1的特征还在于沿其长度(相对于指定的中心线 CL测量)的可变的“交错角度(stagger angle) ”，范围从较小的交错角度θ (图lb)经过 中间交错角度α (图Ic)至较大的交错角度β (图Id)。在该实例中，使用了相对简单的翼，显示了掠扫特性。其它实施例可以包含相对其 侧面(profile)垂直倾斜或倾斜的翼。同样，给出的实例是叶片(blade)，但在其它实施例 中，翼可以是固定片，例如出口导叶(OGV)或前架叶。使用中，掠扫风扇叶片的前缘在尾部5和7之间开有狭槽，风扇叶片的前缘沿头部 3的后部紧密地配合(由轮廓线B表征)。头部3因此沿风扇叶片的前缘延伸以保护风扇 叶片的前缘，同时尾部5和7与风扇叶片的压力和吸力表面重叠以减少空气动力损失。传统上，通过从原材料机械加工加强边缘，例如“接近尺寸(close-to-size) ”的锻 造来制造用于风扇叶片的分立的加强边缘。但是，许多加强边缘的复杂形状，如图1所示， 使得精确的机械加工变得困难、耗时以及成本高。尤其困难的是机械加工加强边缘的较薄 的尾部，其可具有大约Imm的厚度。通过预成型尾部并随后将尾部焊接至机械加工的头部 可以克服机械加工尾部的问题，但单独形成尾部给制造过程增加了复杂性。还会出现围绕 尾部至机械加工的头部的焊接的质量问题。最近，通过从预定的、中空的金属工件切出加强边缘来对其进行制造，工件从初始 的金属预型件超塑性地形成。这种制造方法公开于US2005278950。这种类型的方法的问题 是仍然需要大量的机械加工以获得初始预型件，并且制造预型件所引起的任何质量问题会 贯穿超塑性形成过程并进入最终的加强边缘。超塑性成型过程还比较慢。现在将参照图Ia-Id以及其余的附图来描述本专利技术的实施例。为了方便起见，参照图Ia-Id中所示的加强边缘的具体形式来描述本专利技术的方法。总体上，该方法包括制造预型件；自该预型件压力成型预定的中空工件，该中空 工件预定成包括加强边缘的外形；以及自该中空工件切出加强边缘。如果需要，可以对该加 强边缘实施精饰过程以获得成品零件。在本文中，“压力成型”意在覆盖在流体压力下至少部分通过膨胀并塑性变形预型 件来成型中空工件的任何方法。流体可以是气体或液体。因此，术语“压力成型”包括但不 限于超塑成型方法，例如EP1338353A中大体所述的一种方法。工件无需完全通过膨胀并塑 性变形预型件来成型；例如，头部可以通过后续的适应性机械加工步骤来完成。可以通过使用合适的模腔来执行中空工件的压力成型，该模腔根据中空工件的预 定形状来构造；而中空工件的预定形状可以由所需加强边缘的外形的计算机模型来确定。 在压力成型中空工件之前，可以扭曲和/或弯曲预型件以使其更好地接近模腔的形状。为了减少制造预型件本身所需的初始机械加工量，通过将一对较薄的金属片粘合 至较厚的内板或粘在一起的内板叠层的相反两面来制造预型件。可以使用扩散粘合过程将 金属片粘合至内板，其中在扩散粘合过程之前使用合适的中间固定装置来将金属片和内板 初始保持在一起。内板或内板叠层具有开口，开口限定金属片之间的封闭腔；然后可以使用该封闭 腔来引入自预型件压力成型中空工件所需的气体压力，加强边缘的尾部由相应一个较薄金 属片的一部分构成，而加强边缘的头部由沿腔的一个边缘延伸的内板或内板叠层的一部分 构成。在最终的加强边缘的尾部需要倒角的情况下，优选在扩散粘合至内板或内板叠层来 形成预型件之前预研磨金属片。金属片和头部(或内板叠层)可以由相同材料或不同等级的类似材料形成；如果 使用不同的材料，则需要合适的粘合类型。优选使用(更加昂贵的)耐冲击、防腐蚀材料来 用于压力表面，压力表面在使用过程中更可能经受来自小颗粒的冲击，并使用廉价的材料 来用于吸力表面。合适的预型件组件9示于图2a和2b，这种情况下包括一对较薄的金属片11和13， 通过传统的固定焊接(nail weld) 16 (仅在图2a中高本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种制造用于连接至涡轮机翼的加强边缘（１）的方法，其中加强边缘（１）包括较厚的头部（３）和一对较薄的相对的尾部（５、７），所述头部（３）具有沿涡轮机翼的边缘安装的轮廓，所述尾部（５、７）用于分别重叠涡轮机翼的吸力表面和压力表面，该方法包括：在流体压力下自相应的预型件（１０）压力成型预定的中空工件（２１），中空工件（２１）包括加强边缘（１）；以及自中空工件（２１）切出所述加强边缘（１），其中通过将一对较薄的金属片（１１、１３）粘合至较厚的内板（１５）或粘在一起的内板叠层的相反两面来产生预型件（１０），内板或内板叠层具有开口（１７），开口（１７）限定金属片（１１、１３）之间的封闭腔（１９）以引入所述流体压力，加强边缘（１）的每个尾部（５、７）由相应一个较薄金属片（１１、１３）的一部分构成，加强边缘（１）的头部（３）由沿腔（１９）的一个边缘延伸的内板（１５）或内板叠层的一部分构成。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：RM琼斯，
申请(专利权)人：劳斯莱斯有限公司，
类型：发明
国别省市：GB[英国]