[发明专利]制造涡轮风扇叶片的方法

说明书

本申请是申请日为2008年12月30日、申请号为CN 200880127409.2、发明名称为“制造涡轮风扇叶片的方法”的发明专利申请的分案申请。

技术领域

本技术涉及用于飞行器发动机中的涡轮的风扇叶片。

背景技术

用于飞行器的喷气发动机具有带有风扇叶片的涡轮，当涡轮旋转时，该风扇叶片将空气吸入发动机。风扇叶片暴露在发动机前方的大气中，并可能与飞鸟或其他可能被吸入发动机的异物碰撞。由于这个原因，发动机风扇叶片典型地具有用于结构增强的金属前缘，以保护风扇叶片不被飞鸟撞击或类似事件损坏。

发明内容

通过切割和成形延长的金属部件来制造涡轮风扇叶片的金属前缘。该金属部件具有在部件的纵向上延伸的前缘和后缘，以及具有总体上为楔形的横截面，该横截面具有从前缘向后缘偏离的相对侧。从后缘向前缘向内切割出腔。这为部件提供了总体上为V形的横截面，该横截面具有从前缘向后偏离的相对侧壁。将心轴插入腔中，并且将V形部件的侧壁朝彼此弯曲，以将腔压缩成心轴的形状。然后，通过将涡轮风扇叶片组件插入压缩的腔中并将所述部件固定到所述组件来将部件安装为金属前缘。

附图说明

图1是示出截面上的涡轮风扇叶片的各部件的示意图。

图2是示出图1的风扇叶片的一部分的初始状态的示意性透视图。

图3是示出图2中所示的部件的中间状态的示意性剖面图。

图4是示出被夹紧到切割夹具的图2的部件的示意图。

图5是说明将部件置于图3的中间状态的切割步骤的示意图。

图6是说明示切割和表面修整步骤的示意图。

图7是部分地说明成形步骤的示意图。

图8也是部分地说明成形步骤的示意图。

图9是示出处于完成状态的部件的示意性剖面图。

具体实施方式

附图中示出的装置具有一些部件，这些部件是权利要求中记载的元件的实例。从而，以下描述包括了关于本领域的普通技术人员如何能够实现和使用要求保护的发明的例子。在此给出该描述，以满足书面说明、可以实现和最佳模式的法定要求，而不作出那些没有记载在权利要求中的限制。

如图1中部分地示出的，涡轮风扇叶片10具有由复合材料形成的主体组件12。金属部件14被安装在主体组件12的前部16，以限定风扇叶片10的前缘。尽管主体组件12被示意性地示出为单件复合材料，但是它也可以包括任何合适的部件或部件的组合，该部件的组合一起为风扇叶片10提供了翼型(airfoil)的总体构造。优选地由钛形成的金属部件14为风扇叶片10提供了结构上的强化，以保护该叶片不被飞鸟撞击损坏。

最初，金属部件14被形成为锻造金属条，该锻造金属条具有如图2中所示的延长的、总体上为矩形的构型。然后，部件14具有在其相对的端部24和26之间在纵向上延伸的前缘20和后缘22。尽管部件14将沿其长度而变化以符合主体组件12的翼型构型(图1)，但是其维持了一般为楔形的横截面，如图2中所示，该横截面具有例如在第二端部26处从前缘20向后缘22偏离的相对侧30和32。

在所示的实例中，相对侧30和32具有凹的轮廓，并且第一侧30长于第二侧32。前缘20是在部件14的前拐角34和36处垂直于相对侧30和32的平面。后缘22具有在较长侧30处的后拐角38和较短侧32处的后拐角40之间延伸的非平面轮廓。重要的是，部件14的后缘22处的初始厚度T1显著地大于风扇叶片10(图1)的厚度T2，在图1中，完成的部件14到达主体组件12的前部16。

图2的金属部件14在加工工序中获得图3的构型。具体地，部件14被夹紧到加工夹具(fixture)50，如图4所示，并且用铣刀52切割，如图5所示。刀具52或一个或多个不同尺寸的刀具切入部件14，以形成腔55。腔55从端部24到端部26在部件14的纵向上延伸，并且从后缘22向前缘20向内横向延伸。这为部件14的整个长度提供了总体上为V形的横截面，该横截面具有向后偏离的相对侧壁60和62。与图2的楔形截面类似，图3的V形截面将根据需要变化，以符合主体组件12的翼型构型。然而，部件14的后部的较大厚度T1使得腔55能够具有沿其整个长度的相应的较宽开口端65。此外，相对侧30和32处的凹的轮廓使得刀具52能够为侧壁60和62提供相应的凸的内表面66和68。较宽开口65和凸的内表面66和68增大了当刀具52从后缘22向前缘20向内推进时在腔55中可以操纵刀具52通过的间隙(clearance)。