[发明专利]用于涡轮机翼的加强边缘的制造方法

说明书

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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。

根据本发明，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。在本发明的一个实施例中，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1a-1d中示出了用于“掠扫(swept)”风扇叶片的加强边缘的代表形式，其中：

图1a是沿加强边缘1的长度的侧视图；

图1b是沿图1a中的A-A线截取的横截面；

图1c是沿图1a中的B-B线截取的横截面；以及

图1d是沿图1a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1a-1d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1a-1d中的加强边缘的替代性预型件。

具体实施方式

参见图1a，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1a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1b)经过中间交错角度α(图1c)至较大的交错角度β(图1d)。

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。