[发明专利]用于涡轮机翼的加强边缘的制造方法

权利要求书

1.一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。

2.根据权利要求1的方法，其中预定的中空工件(21)包括另一个加强边缘(1b)，另一个加强边缘(1b)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(21)切出另一个加强边缘(1b)以从单个中空工件(21)获得两个加强边缘。

3.根据权利要求1的方法，其中所述腔填充有紧密配合的插件以阻止所述腔(19)的坍缩或所述腔(19)的所述边缘的变形。

4.根据权利要求1的方法，其中通过切除内板(15)或内板叠层的一部分(15a)来形成所述开口(17)，切除部分(15a)用作所述腔(19)内的所述插件。

5.根据权利要求3的方法，其中使用激光或射流自中空工件(21)切出所述加强边缘(1)或每个加强边缘(1)，在切割过程中所述插件保持在中空工件(21)内以防止工件(21)被激光或射流所穿透。

6.根据权利要求1的方法，其中薄金属片(11、13)至内板(15)或内板叠层的所述粘合是扩散粘合。

7.根据权利要求1的方法，包括在粘合至内板(15)或内板叠层之前，在金属片(11、13)中轮廓研磨倒角以在加强边缘(1)的所述尾部(5、7)中形成相应的倒角。