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    MONTAGE D'AUBES EN PERIPHERIE D'UN DISQUE DE TURBOMACHINE
    1.
    发明公开
    MONTAGE D'AUBES EN PERIPHERIE D'UN DISQUE DE TURBOMACHINE 审中-公开

    公开(公告)号：EP3167162A1

    公开(公告)日：2017-05-17

    申请号：EP15748279.5

    申请日：2015-07-02

    申请人： SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

    发明人： CONGRATEL, Sébastien ,  BARIAUD, Christian ,  BOUSQUET, Dominique Jean André

    IPC分类号： F01D5/30

    CPC分类号： F01D9/042 ,  F01D5/3007 ,  F05D2230/60 ,  F05D2240/125

    摘要： The invention relates to a method for mounting vanes (10) in the periphery of a turbine engine disc (12), the disc (12) comprising cavities extending alternately with teeth, the vanes (10) respectively comprising: roots to be inserted into the cavities, shrouds (26), and blades (24) connecting the roots to the shrouds. According to the invention, the method comprises the following steps: (a) positioning the vanes (10) such that the root of each blade is axially facing one of the cavities of the disc; (b) providing a mounting tool (50) comprising a tip (40) with a shape partially matching the shroud (26) of one of the vanes; (c) engaging the tip (40) of the mounting tool (50) with the shroud (26) of the vane; (d) pivoting the shroud (26) of the vane by rotating (54) the mounting tool (50); and (e) axially inserting the root of the vane into the cavity of the disc.

    摘要翻译： 本发明涉及一种用于将叶片（10）安装在涡轮发动机盘（12）周围的方法，所述盘（12）包括与齿交替延伸的空腔，所述叶片（10）分别包括：根部，所述根部插入 空腔，护罩（26）以及将根部连接到护罩的叶片（24）。 根据本发明，该方法包括以下步骤：（a）定位叶片（10），使得每个叶片的根部轴向地面向盘的一个空腔; （b）提供包括尖端（40）的安装工具（50），所述尖端（40）具有与所述叶片之一的所述护罩（26）部分地匹配的形状; （c）将安装工具（50）的末端（40）与叶片的护罩（26）接合; （d）通过旋转（54）安装工具（50）来枢转叶片的护罩（26）; 和（e）将叶片的根部轴向插入盘的空腔中。

    PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UNE AUBE DE TURBOMACHINE COMPORTANT UN SOMMET POURVU D'UNE BAIGNOIRE DE TYPE COMPLEXE
    4.
    发明公开
    PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UNE AUBE DE TURBOMACHINE COMPORTANT UN SOMMET POURVU D'UNE BAIGNOIRE DE TYPE COMPLEXE 审中-公开
    PROCÉDÉDE FABRICATION D'UNE AUBE DE TURBOMACHINE COMPORTANT UN SOMMET POURVU D'UNE BAIGNOIRE DE TYPE COMPLEXE

    公开(公告)号：EP3233328A1

    公开(公告)日：2017-10-25

    申请号：EP15822972.4

    申请日：2015-12-15

    申请人： SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

    发明人： COYEZ, Dominique ,  BARIAUD, Christian ,  BENICHOU, Sami ,  HANNY, Jean-Claude, Marcel, Auguste

    IPC分类号： B22C9/10 ,  F01D5/28

    CPC分类号： F01D5/187 ,  B22C9/10 ,  B22C9/108 ,  B22C9/24 ,  B22D29/002 ,  F01D5/28 ,  F05D2230/211 ,  F05D2240/307 ,  F05D2300/17 ,  Y02T50/673 ,  Y02T50/676

    摘要： The invention relates to a method for manufacturing a turbine engine blade (25) comprising a pressure side and a suction side separated from one another by an inner space for the circulation of cooling air, said blade (25) comprising a tip (S) with a closing wall (29) joining the pressure side and suction side walls in the region of this tip (S) in order to define a well shape, said closing wall including through-holes. The closing wall (29) obtained by moulding has a considerable nominal thickness with pits (36, 37) locally reducing this thickness at each through-hole in order to facilitate the removal by chemical etching of alumina rods defining said holes. Since the closing wall (29) thus has a large nominal thickness, it can then be machined in order to form raised patterns or complex shapes inside the well.

    摘要翻译： 本发明涉及一种用于制造涡轮发动机叶片（25）的方法，所述涡轮发动机叶片（25）包括通过用于冷却空气循环的内部空间彼此分开的压力侧和吸力侧，所述叶片（25）包括具有 在该尖端（S）的区域中连接压力侧和吸入侧壁的闭合壁（29），以便限定井状，所述闭合壁包括通孔。 通过模制获得的封闭壁（29）具有相当大的公称厚度，凹坑（36,37）在每个通孔处局部地减小了该厚度，以便于通过化学蚀刻限定所述孔的氧化铝棒来移除。 由于封闭壁（29）因此具有大的标称厚度，因此可以对其进行机加工以在井内形成凸起图案或复杂形状。