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    Procédé de fabrication d'une aube creuse de turbomachine
    81.
    发明公开
    Procédé de fabrication d'une aube creuse de turbomachine 失效
    Verfahren zur Herstellung einer hohlen Turbinenschaufel

    公开(公告)号：EP0836899A1

    公开(公告)日：1998-04-22

    申请号：EP97402443.2

    申请日：1997-10-16

    申请人： SOCIETE NATIONALE D'ETUDE ET DE CONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION, "S.N.E.C.M.A."

    发明人： Calle, Gilles Michel Georges Louis ,  Klein, Gilles Charles

    IPC分类号： B21D26/02 ,  B21D53/78

    CPC分类号： B21D26/055 ,  B21D26/021 ,  B21D53/78 ,  B23K20/002 ,  B23K20/18 ,  B23P15/04 ,  F01D5/18 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/676 ,  Y10T29/49336 ,  Y10T29/49339

    摘要： Dans un procédé de fabrication d'une aube creuse de turbomachine assemblée par soudage-diffusion et formée superplastiquement par pression de gaz, après assemblage des pièces primaires (11-13) et mise en place dans un four, un traitement de pré-cuisson et élimination du liant du produit d'anti-diffusion, en enchaînement et sans déplacer les pièces, on effectue une mise sous vide de l'intérieur de l'ensemble d'aube (14) et simultanément une montée progressive à une vitesse V et jusqu'à une température T déterminées de manière à obtenir une déformation plastique permanente des pièces et à cette température T, l'intérieur dudit ensemble d'aube (14) est maintenu sous vide tandis qu'une pression isostatique est appliquée à l'extérieur dudit ensemble d'aube, ces conditions de température et pressions étant maintenues de manière à assurer un compactage du produit d'anti-diffusion et un pré-soudage des zones non revêtues de barrière de diffusion.

    摘要翻译： 该方法包括组装主要组分（11）并将其放置在炉中，进行预烘焙并消除反扩散产物的粘合剂。 然后，在不移动部件的情况下，叶片组件14的内部经历真空并同时增加温度，从而产生部件的永久塑性变形。 由钛合金制成的叶片组件的内部保持在真空下，同时将等静压力施加到外部，同时保持压力和温度条件以确保抗扩散产物的压实和预焊接 的扩散阻挡层的未涂覆区域。 随后，该组件通过气体压力膨胀并在进行最终加工之前被超塑模塑。

    METHOD OF FORMING FIBER AND METAL MATRIX COMPOSITE
    82.
    发明授权
    METHOD OF FORMING FIBER AND METAL MATRIX COMPOSITE 失效
    形成纤维和金属基复合材料的方法

    公开(公告)号：EP0044341B1

    公开(公告)日：1986-08-27

    申请号：EP81900604.0

    申请日：1981-01-26

    申请人： UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION

    发明人： DILLNER, James R. ,  STONE, Hilton F.

    IPC分类号： B23P15/04 ,  B23K20/02 ,  B21D53/78

    CPC分类号： B21D26/059 ,  B21D26/053 ,  B21D53/78 ,  B23P15/04 ,  Y10T29/49337 ,  Y10T29/49805 ,  Y10T29/4981

    摘要： Improved method of fabricating boron fiber and aluminum matrix composite structures, especially gas turbine compressor blades having titanium metal skins. Titanium skins (32, 32') and boron aluminum composite cores (34) are preformed by gas pressure and hard dies prior to hot pressing. The composite sheets (34) of the core are preformed with the use of expendable carrier sheets (36, 38) which hold the stacked sheets firmly as both the carrier sheets and composites are shaped through moderate temperature and gas pressure against a hard die (46). The preforming permanently shapes and lightly bonds the composite sheets. The skins (32, 32') are preformed in an analogous process using gas pressurization of a metal envelope into die cavities (24, 24'). The skins and composite core are then hot pressed in hard dies (54, 54') to form the finished part.

    AIRFOIL WITH ENCAPSULATING SHEATH
    85.
    发明公开
    AIRFOIL WITH ENCAPSULATING SHEATH 审中-公开

    公开(公告)号：EP3816399A1

    公开(公告)日：2021-05-05

    申请号：EP20205011.8

    申请日：2020-10-30

    申请人： Raytheon Technologies Corporation

    发明人： STILIN, Nicholas D.

    IPC分类号： F01D5/14 ,  B21D53/78 ,  B23P15/04 ,  F01D5/28 ,  F01D21/04 ,  F04D29/32

    摘要： An airfoil (164) includes an airfoil section (165) extending between a leading edge (LE) and a trailing edge (TE) in a chordwise direction (X) and extending between a tip portion (170) and a root section (168) in a spanwise direction (R). The airfoil section (165) defines pressure and suction sides (PS, SS) separated in a thickness direction (T), and includes a sheath (176) having first and second sheath portions (178, 180) extending along an airfoil body (172) of the airfoil section (165). The first sheath portion (178) includes a first interface portion (178B), and the second sheath portion (180) includes a second interface portion (180B) that cooperates with the first interface portion (178B) to establish a joint (182) having a circuitous profile along an edge (172C) of the airfoil body (172).

    HOLLOW AIRFOIL WITH CATENARY PROFILES
    87.
    发明公开
    HOLLOW AIRFOIL WITH CATENARY PROFILES 审中-公开

    公开(公告)号：EP3680059A1

    公开(公告)日：2020-07-15

    申请号：EP20150804.1

    申请日：2020-01-08

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： MALMBORG, Eric W.

    IPC分类号： B23P15/04 ,  B21D26/055 ,  B21D53/78 ,  F01D5/14 ,  F01D5/18

    摘要： A method of forming a gas turbine engine component (160) includes attaching a first skin (170) to a main body (168) to enclose at least one internal channel (172), the first skin (170) and the main body (168) cooperating to define pressure and suction sides (PS, SS) of an airfoil (160), holding the first skin (170) and the main body (168) between first and second dies (178), and pressurizing the at least one internal channel (172) such that walls (171) of the first skin (170) and the main body (168) move outwardly toward surface contours (180) of the first and second dies (178).