JPH0567763B2 - - Google Patents

Info

Publication number
JPH0567763B2
JPH0567763B2 JP62275922A JP27592287A JPH0567763B2 JP H0567763 B2 JPH0567763 B2 JP H0567763B2 JP 62275922 A JP62275922 A JP 62275922A JP 27592287 A JP27592287 A JP 27592287A JP H0567763 B2 JPH0567763 B2 JP H0567763B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
outer shell
blade
vane
rib
support rib
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
JP62275922A
Other languages
English (en)
Other versions
JPS6487803A (en
Inventor
Esu Dooburu Goodon
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Turbine Engine Components Textron Inc
Original Assignee
Airfoil Textron Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airfoil Textron Inc filed Critical Airfoil Textron Inc
Publication of JPS6487803A publication Critical patent/JPS6487803A/ja
Publication of JPH0567763B2 publication Critical patent/JPH0567763B2/ja
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
    • B23K20/02—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating by means of a press ; Diffusion bonding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Forging (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、２つのブレード半分体又は羽根半分
体を接合して成る。ガスタービンエンジンに使用
するためのブレード又は羽根、及びそのようなブ
レード又は羽根を特に鍛造及び拡散接合によつて
製造する方法に関する。
「ブレード半分体」又は「羽根半分体」は、
「ブレード部材」又は「羽根部材」又は「エアフ
オイル半分体」又は「ブレード部材又は羽根部
材」とも称する。
２つのブレード半分体又は羽根半分体を接合し
て成る、「ブレード」又は「羽根」は、「割り中空
エアフオイル構造体」、「中空エアフオイル構造
体」又は「エアフオイル構造体」とも称する。
従来の技術 従来、ガスタービンエンジンのためのブレード
や羽根などのエアフオイルは、長手方向に分割さ
れた２つのエアフオイル半分体（ブレード部材又
は羽根部材）を拡散接合することによつて製造さ
れている。この技法においては、各エアフオイル
半分体は１つ又はそれ以上の支持リブを有し、両
半分体の支持リブの互いに対向する半径方向内表
面を接合することによつて中空エアフオイルを形
成する。中空エアフオイルの内部の各リブとリブ
との間の空間は、圧縮機の吐出側からの冷却空気
流などの冷却用流流体の内部通路を構成する。
例えば第１，２図に示されるように、従来技術
では、支持リブ１，１′は、エアフオイルの根元
４近くから先端５に向けてエアフオイル半分体
３，３′のエアフオイル形成外殻２，２′からそれ
らの外殻に対して実質的に垂直に突出している。
そして、第１，２図から分かるように、各エアフ
オイル半分体３，３′は、エアフオイルの根元４
近くから先端５に向けて長手軸線に沿つて軸周り
に大きく捩れている。
このようにエアフオイルの根元から先端まで大
きく捩れていることと、支持リブ１，１′が外殻
２，２′に対して実質的に突出していることの結
果として、支持リブ１，１′は、その接合面１ａ，
１a′を含めて、根元から先端に向けて長手軸線に
沿つて螺旋状に捩れているので、エアフオイル半
分体３と３′とをそれらの支持リブの接合面で接
合するための接合工程が複雑になる。詳述すれ
ば、支持リブの軸周りの捩れが大きいので、リブ
の接合面間に精密な整合関係を維持するためには
重ね合わせたエアフオイル半分体を受容する１対
の接合用ダイ半分体の合わせ面の間に極めて精度
の高い嵌合精度が要求され、接合圧の作用方向に
対して垂直でないリブの接合面１ａ，１a′が変形
するのを防止するためにダイ及びエアフオイル半
分体をプレスするのに用いる接合圧力を非常に小
さくしなければならない。適用することができる
接合圧が小さいことの当然の結果として、エアフ
オイル半分体を拡散接合により接合するのに必要
とされる接合時間が長くなる。例えば、捩れリブ
を有するエアフオイル半分体を接合する場合、４
〜６時間もの接合時間を必要とする。
エアフオイルの外殻に対して垂直（直角）に突
出し全長に亙つて捩れた支持リブを有するエアフ
オイル半分体に関連して上述した従来技術のもう
１つの欠点は、支持リブが軸周りに大きく捩れて
いるためにエアフオイル半分体を鍛造法によつて
最終形状に近い形状にまで形成することができな
いことである。そのために、従来は、エアフオイ
ル半分体は鋳造又は機械加工（研削）によつて形
成されていた。
エアフオイル外殻に対し垂直に突出した支持リ
ブ、従つて軸周りに大きく捩れた支持リブを有す
る捩れエアフオイルは、米国特許第4512069号及
び4501053号に開示されている。
発明が解決しようとする問題点 従つて、本発明は、鍛造によつて製造するのに
適し、かつ、比較的短時間で接合することができ
る、ガスタービンエンジンのためのエアフオイル
構造体（ブレード又は羽根）を求める要望を充足
することを企図したものである。
問題点を解決するための手段 上記問題点を解決するために、本発明は、ガス
タービンエンジンに使用するために他のブレード
部材又は羽根部材に接合するためのブレード部材
又は羽根部材であつて、長手軸線に沿つて軸周り
に捩られた部分エアフオイルの形とした外殻と、
外殻から内方に突出し接合面に終端する少なくと
も１つの支持リブとから成り、該接合面の全長の
どの部分においても接合面上の同じ所定の横断位
置において接合面に対して直角な軸線は、実質的
に互いに平行となるように、該接合面は、長手軸
線に沿つ軸周りにに捩れていないことを特徴とす
るブレード部材又は羽根部材即ちブレード半分体
又は羽根半分体を提供する。
前記少なくと１つの支持リブの少なくとも１つ
の側壁は、その実質的に全長に亙つて（即ち、根
元から先端まで）前記外殻に対しては直角以外の
角度で突出し、前記接合面に対しては実質的に直
角をなすようにすることが好ましい。本発明によ
るこのようなブレード部材は、鍛造によつて比較
的価格で製造することができる。
本発明は、又、２つの上記ブレード部材を接合
することによつてブレード（エアフオイル）を製
造する方法を提供する。本発明の方法によれば、
１対のエアフオイル外殻、即ち、第１エアフオイ
ル外殻と第２エアフオイル外殻を好ましくは鍛造
によつて形成し、互いに対向し合致する接合面を
有する内部支持リブをその実質的に全長に亙つて
前記第１及び第２外殻に対しては直角以外の角度
で、該接合面に対しては実質的に直角に延長する
ように形成し、該対向する接合面を衝接させて第
１外殻と第２外殻も合致させるようにして２つの
ダイの間に挿入し、ダイを介して第１外殻及び第
２外殻及び支持リブを加熱しながら、該接合面の
全長のどの部位においても接合面上の同じ所定の
横断位置において接合面に対して実質的に直角な
方向に該接合面に接合圧力を加えて該対向した接
合面を接合するように、第１外殻及び第２外殻に
力を加える。本発明によれば、接合圧力は支持リ
ブの接合面に対し実質的に直角に加えられるの
で、高圧による拡散接合を行なうことができ、従
つて、接合時間を大幅に短縮することができる。
通常、接合時間は約15分とすることができる。
実施例 第３図を参照すると、本発明に従つて製造され
たブレード半分体又は羽根半分体（「ブレード部
材」又は「羽根部材」又は「ブレード部材又は羽
根部材」とも称する）２０が示されている。
図に示されるように、ブレード部材又は羽根部
材（以下、単に「ブレード部材」と称する）ブレ
ード部材２０は、根元部２２、ブレードホーム部
２３、及び先端２５に終端する（先端２５で終つ
ている）エアフオイル２４とから成る。このブレ
ード部材２０は、製造すべき最終エアフオイル即
ちブレード又は羽根８０（第４，８図）の半分を
構成する。
ブレード部材２０は、根元部から先端２５にま
で長手方向に延長した流体チヤンネル２６を有し
ている。これらのチヤンネルは、接合されたエア
フオイル内に、必要に応じて、空気流等の冷却用
流体を導くための長手方向の冷却通路２７を形成
するようにすることができる。あるいは、通路２
７は、単にブレード又は羽根８０の重量を減じる
ためのものとしもよい。
根元部２２は、周知のように、デイスク又はハ
ブに形成された対応するモミの木状スロツトに受
容されるモミの木状部分３０をを有する。通常、
この根元部２２は、鍛造された時点では、最終形
状より大きめであり、機械加工（研削）による最
終公差への仕上げは、ブレード部材２０と２０′
を接合することによつてブレード又は羽根８０を
形成した後）に、行なわれる。
エアフオイル部２４は、該エアフオイル部の長
手軸線Ｌ（エアフオイルの中心線又は合わせ線と
も称される）に沿つて軸周りに捩れたエアフオイ
ルの半分体の形に賦形された外殻３２を有してい
る。エアフオイルの長手軸線に沿つての軸周りの
捩れは、接合されたエアフオイル即ちブレード又
は羽根８０を示す第４図から明らかである。この
図では、根元部２２に近い側のエアフオイル部２
４の断面と、先端２５に近い側のエアフオイル部
２４の断面が重ねて示されている。軸周りの捩れ
の方向は、第４図に矢印で示されている。
外殻３２は、部分エアフオイル外表面３４を有
する。この外表面３４は、そのブレード部材２０
と合着するブレード部材２０′の部分エアフオイ
ル外表面３４′と協同してブレード又は羽根のた
めの完全なエアフオイル外表面を画定する。
外殻３２は、その内側面３８に第４図に見られ
るように、エアフオイルの長手軸線Ｌに沿つて軸
周りに捩れた先行側周縁接合面４０と、後行側周
縁接合面４２を有している。これらの接合面４
０，４２は、最終的に、そのブレード部材２０と
合着するブレード部材２０′の先行側周縁接合面
４０′及び後行側周縁接合面４２′に接合される。
先行側周縁接合面４０と後行側周縁接合面４２と
の間には、エアフオイルの弦方向に互いに離隔
し、長手方向に延長した内部支持リブ５０，５
２，５４が形成されており、それらのリブの間に
冷却用空気等を通すための流体チヤンネル２６が
画定される。後に説明するように、支持リブ５
０，５２，５４は、部分エアフオイル外表面３４
及び先行側周縁接合面４０及び後行側周縁接合面
４２とは異なり、長手軸線に沿つて軸周りに捩れ
ていない。（ここで、「先行側」、「後行側」とは、
タービン軸に取付けられたエアフオイルが回転す
る方向に対してそれぞれ前側、後側であることを
言う。） 根元部２２は、対応するブレード部材２０′の
根元部２２′のそれぞれ対応する表面と嵌合し接
合するための先行側接合表面６０、後行側接合表
面６２及びそれらの中間に位置する中間接合表面
６４を有する。この根元部２２の接合表面６０，
６２，６４及び対応するブレード部材２０′の根
元部２２′の対応する接合表面は、軸周りに捩れ
ていてもよい。
先に述べたように、ブレード部材２０の支持リ
ブ５０，５２．５４は、エアフオイルの長手軸線
Ｌに沿つて軸周りに捩れていない。支持リブが捩
れていないことは第４図に明示されている。
第４図に示されるように、各リブ５０，５２，
５４は、外殻３２の内側面３８からその実質的に
全長に亙つて横方向に外殻３２との交差部におい
て外殻に対して垂直即ち直角以外の角度で、又、
接線方向以外の角度で突出している。ただし、各
リブの全長の間のほぼ中間点を通る横断面だけは
例外である。即ち、この中間の横断面において
は、各リブは、外殻３２に対して実質的に直角に
突出している。この中間の横断面は、外殻に対す
る接線を含む（この接線は各リブの接合面５０
ａ，５２ａ，５４ａに対して平行である）。この
明細書において、各リブは、外殻３２の内側面３
８からその「実質的に」全長に亙つて横方向に外
殻に対して直角以外の角度で突出しているという
記載において「実質的」にという表現を用いてい
るのは上記中間横断面における例外を考慮しての
ことである。
第４図に見られるようにエアフオイルのどの断
面においても各支持リブは、その実質的に全長に
亙つてリブが終端しているそれぞれの接合面５０
ａ，５２ａ，５４ａによつて画定される接合平面
に対して実質的に直角即ち垂直に突出している。
これは、支持リブを外殻から接合平面に対してで
はなく外殻に対して実質的に直角即ち垂直に突出
させる従来技術とは基本的に異なる。
しかも、第４図から明らかなように本発明によ
れば、各接合面５０ａ，５２ａ，５４ａは長手軸
線に沿つて軸周りに捩れておらず、各接合面に対
して直角な軸線は、長手軸線に沿つて見た場合互
いに、かつ、エアフオイルの所定の縦平面LL（第
４図）に対して平行である。換言すれば、長手軸
線Ｌと交差するエアフオイル部２４のどの横断面
においても各リブ５０，５２，５４の接合面は、
先行側周縁から後行側周縁の方に（又は後行側周
縁から先行側周縁の方に）見て互いに平行であ
り、かつ、所定の横平面Ｔに対して平行なそれぞ
れの横平面T1，T2内に位置する。各リブ５０，
５２，５４の接合面は、どの横断面においても、
互いに、かつ、所定の横平面Ｔに対して平行なそ
れぞれの横平面T1、T2内に位置する。
【図面の簡単な説明】
第１図は、従来技術の捩れブレード部材（半分
体）の透視図である。第２図は、従来技術の捩れ
ブレード部材の根元側部分（根元に近い部分）と
先端側部分（先端に近い部分）の２つの横断面を
重ねた断面図である。第３図は、本発明の捩れブ
レード部材（ブレード半分体）の、第１図と同様
の透視図である。第４図は、本発明の捩れブレー
ド部材の、第２図と同様の断面図である。第５図
は、本発明の支持リブの別の実施例の部分断面図
である。第６図は、拡散接合のためにダイの間に
挿入され重ね合わされた本発明のブレード部材の
概略断面図である。第７図は、接合されたエアフ
オイル（ブレード）の透視図である。 ２０，２０′：ブレード部材又は羽根部材（半
分体）、２２：根元部分、２４：エアフオイル部、
２５：先端部分、２６：流体チヤンネル、２７：
冷却通路、３２，３２′：外殻、５０，５２，５
４：内部支持リブ、５０ａ，５２ａ，５４ａ：接
合面。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ガスタービンエンジンに使用するために他の
    ブレード部材又は羽根部材２０′に接合するため
    のブレード部材又は羽根部材２０であつて、 根元部分２２と先端部分２５を有し、該根元部
    分と先端部分の間で長手軸線に沿つて軸周りに捩
    られた部分エアフオイルの形とした外殻３２と、
    該外殻と一体であり外殻から内方に突出して接合
    面５０ａに終端する少なくとも１つの支持リブ５
    ０を有し、該接合面の前記根元部分と先端部分の
    間の全長のどの部位においても接合面上の同じ所
    定の横断位置において接合面に対して直角な軸線
    は、実質的に互いに平行となるように、該接合面
    は、長手軸線に沿つて軸周りに捩れていないこと
    を特徴とするブレード部材又は羽根部材。 ２ 前記少なくとも１つの支持リブ５０は、その
    実質的に全長に亙つて前記外殻３２に対し直角以
    外の角度で突出していることを特徴とする特許請
    求の範囲第１項記載のブレード部材又は羽根部
    材。 ３ 前記少なくとも１つの支持リブ５０の少なく
    とも１つの側壁５０ｂは、その実質的に全長に亙
    つて前記外殻３２に対しては直角以外の角度で突
    出し、前記接合面５０ａに対しては実質的に直角
    をなしていることを特徴とする特許請求の範囲第
    １項記載のブレード部材又は羽根部材。 ４ 鍛造によつて製造されたことを特徴とする特
    許請求の範囲第１項記載のブレード部材又は羽根
    部材。 ５ ガスタービンエンジンに使用するためのブレ
    ード又は羽根８０であつて、 根元部分２２と先端部分２５を有し、該根元部
    分と先端部分の間で長手軸線に沿つて軸周りに捩
    られた第１外殻３２及び第２外殻３２′を含むエ
    アフオイル部２４と、一方の外殻と一体であり該
    両外殻の実質的に全長に亙つて両外殻の間に延長
    した少なくとも１つの支持リブ５０，５０′とか
    ら成り、該少なくとも１つの支持リブは、第１外
    殻及び第２外殻との間に接合面５０ａ，５０a′を
    有し、該支持リブの接合面の前記根元部分と先端
    部分の間の全長のどの部位においても接合面上の
    同じ所定の横断位置において接合面に対して直角
    な軸線は、実質的に互いに平行となるように、該
    接合面は、長手軸線に沿つて軸周りに捩れていな
    いことを特徴とするブレード又は羽根。 ６ 前記少なくとも１つの支持リブ５０，５０
    は、前記第１外殻３２から一体的に突出した第１
    リブ５０と、該第１リブに対向して第２外殻３
    ２′から一体的に突出した第２リブ５０′とから成
    ることを特徴とする特許請求の範囲第５項記載の
    ブレード又は羽根。 ７ 前記第１外殻３２及びそれと一体のリブ５
    ０、及び前記第２外殻３２′及びそれと一体のリ
    ブ５０′は、鍛造によつて製造されたものである
    ことを特徴とする特許請求の範囲第６項記載のブ
    レード又は羽根。 ８ ガスタービンエンジンに使用するためのブレ
    ード又は羽根８０であつて、 根元部分２２と先端部分２５を有し、該根元部
    分と先端部分の間で長手軸線に沿つて軸周りに捩
    られた第１外殻３２及び第２外殻３２′と、該両
    外殻の実質的に全長に亙つて両外殻の間に延長
    し、接合平面T1，T2を画定する、互いに対向し
    た接合面５０，５０′において接合された少なく
    とも１つの支持リブ５０とから成り、該支持リブ
    は、前記根元部分と先端部分の間で該リブの実質
    的に全長に亙つて前記第１外殻と第２外殻の間に
    該外殻に対しては直角以外の角度で延長し、前記
    接合平面に対しては実質的に直角をなしているこ
    とを特徴とするブレード又は羽根。 ９ 前記少なくとも１つの支持リブ５０，５０′
    は、前記第１外殻３２から一体的に突出した第１
    リブ５０と、該第１リブに対向して第２外殻３
    ２′から一体的に突出した第２リブ５０′とから成
    ることを特徴とする特許請求の範囲第８項記載の
    ブレード又は羽根。 １０ 前記第１外殻３２及びそれと一体のリブ５
    ０、及び前記第２外殻３２′及びそれと一体のリ
    ブ５０′は、鍛造によつて製造されたものである
    ことを特徴とする特許請求の範囲第９項記載のブ
    レード又は羽根。 １１ 第１外殻３２と第２外殻３２′の間に延長
    した内部支持リブ５０，５０′の互いに対向し合
    致する接合面５０ａ，５０a′を有し、根元部分２
    ２と先端部分２５の間で長手軸線に沿つて軸周り
    に捩られたエアフオイル部２４を形成するように
    該両外殻を接合することによつてガスタービンエ
    ンジンに使用するためのブレード又は羽根８０を
    製造する方法であつて、 内部支持リブを前記根元部分と先端部分の間で
    該リブの実質的に全長に亙つて前記第１及び第２
    外殻に対しては直角以外の角度で、そして前記接
    合面に対しては実質的に直角に延長するように形
    成し、該対向する接合面を衝接させて第１外殻と
    第２外殻を合致させ、第１外殻及び第２外殻及び
    支持リブを加熱しながら、該接合面の全長のどの
    部位においても接合面上の同じ所定の横断位置に
    おいて接合面に対して実質的に直角な方向に該接
    合面に接合圧力を加えて該対向した接合面を接合
    するように、第１外殻及び第２外殻に力を加える
    ことを特徴とするブレード又は羽根製造方法。 １２ 前記内部支持リブの一部分５０を第１外殻
    ３２に形成し、該支持リブの他の部分５０′を第
    ２外殻３２′に形成し、第１外殻と第２外殻を合
    致させたとき支持リブの該両部分が互いに対向す
    る接合面５０ａ，５０a′を画定するようにするこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第１１項記載のブ
    レード又は羽根製造方法。 １３ 前記第１外殻に形成する支持リブの前記一
    部分及び前記第２外殻に形成する支持リブの前記
    他の部分は、鍛造によつて形成することを特徴と
    する特許請求の範囲第１１項記載のブレード又は
    羽根製造方法。 １４ 前記接合面を拡散接合するのに十分な接合
    圧力及び温度を加えることを特徴とする特許請求
    の範囲第１１項記載のブレード又は羽根製造方
    法。 １５ ガスタービンエンジンに使用するために他
    のブレード部材又は羽根部材２０′に接合するた
    めのブレード部材又は羽根部材２０であつて、 根元部分２２と先端部分２５を有し、該根元部
    分と先端部分の間で長手軸線に沿つて軸周りに捩
    られた部分エアフオイルの形とした外殻３２と、
    該外殻と一体であり外殻から内方に突出して接合
    面５０ａに終端する少なくとも１つの支持リブ５
    ０を有し、該接合面は、長手軸線に沿つて軸周り
    に捩れていないことを特徴とするブレード部材又
    は羽根部材。 １６ 前記少なくとも１つの支持リブ５０は、そ
    の実質的に全長に亙つて前記外殻３２に対し直角
    以外の角度で突出していることを特徴とする特許
    請求の範囲第１５項記載のブレード部材又は羽根
    部材。 １７ 前記少なくとも１つの支持リブ５０の少な
    くとも１つの側壁５０ｂは、その実質的に全体に
    亙つて前記外殻に対しては直角以外の角度で突出
    し、前記接合面５０ａに対しては実質的に直角を
    なしていることを特徴とする特許請求の範囲第１
    ５項記載のブレード部材又は羽根部材。 １８ 鍛造によつて製造されたことを特徴とする
    特許請求の範囲第１５項記載のブレード部材又は
    羽根部材。
JP62275922A 1986-11-03 1987-11-02 Hollow torsional aerofoil and manufacture thereof Granted JPS6487803A (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/926,152 US4815939A (en) 1986-11-03 1986-11-03 Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS6487803A JPS6487803A (en) 1989-03-31
JPH0567763B2 true JPH0567763B2 (ja) 1993-09-27

Family

ID=25452822

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62275922A Granted JPS6487803A (en) 1986-11-03 1987-11-02 Hollow torsional aerofoil and manufacture thereof

Country Status (3)

Country Link
US (1) US4815939A (ja)
EP (1) EP0266954A3 (ja)
JP (1) JPS6487803A (ja)

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01313602A (ja) * 1988-06-10 1989-12-19 Agency Of Ind Science & Technol 空気穴付タービンブレードの製造方法
JPH0445149U (ja) * 1990-08-21 1992-04-16
US5253824A (en) * 1991-04-16 1993-10-19 General Electric Company Hollow core airfoil
GB2254892A (en) * 1991-04-16 1992-10-21 Gen Electric Hollow airfoil.
US5176499A (en) * 1991-06-24 1993-01-05 General Electric Company Photoetched cooling slots for diffusion bonded airfoils
US5246340A (en) * 1991-11-19 1993-09-21 Allied-Signal Inc. Internally cooled airfoil
GB9202982D0 (en) * 1992-02-13 1992-03-25 Preci Spark Ltd Reinforced vane
GB2270718A (en) * 1992-09-22 1994-03-23 Rolls Royce Plc Single crystal turbine blades having pedestals.
US5509783A (en) * 1993-02-09 1996-04-23 Preci-Spark, Ltd. Reinforced vane
US5439354A (en) * 1993-06-15 1995-08-08 General Electric Company Hollow airfoil impact resistance improvement
US5443367A (en) * 1994-02-22 1995-08-22 United Technologies Corporation Hollow fan blade dovetail
US5419040A (en) * 1994-04-29 1995-05-30 United Technologies Corporation Hollow fan blade fabrication
US5503532A (en) * 1994-11-14 1996-04-02 General Electric Company Diffusion bonded airfoil and method
US5584660A (en) * 1995-04-28 1996-12-17 United Technologies Corporation Increased impact resistance in hollow airfoils
DE19542080C1 (de) * 1995-11-11 1997-01-30 Mtu Muenchen Gmbh Schaufelblatt für Turbotriebwerke zur Herstellung von Laufrädern mit integralen Hohlschaufeln
EP1283325A1 (de) * 2001-08-09 2003-02-12 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Herstellung einer solchen Schaufel
FR2855441B1 (fr) * 2003-05-27 2006-07-14 Snecma Moteurs Aube creuse pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle aube.
US7083388B2 (en) * 2004-04-29 2006-08-01 United Technologies Corporation Double near-net forging of article
GB0425137D0 (en) * 2004-11-13 2004-12-15 Rolls Royce Plc Blade
US7371049B2 (en) * 2005-08-31 2008-05-13 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuit cooling for blades
US7311497B2 (en) * 2005-08-31 2007-12-25 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuits
JP4719596B2 (ja) * 2006-03-14 2011-07-06 西部電機株式会社 工作機械の主軸台装置
US7517198B2 (en) * 2006-03-20 2009-04-14 Modular Wind Energy, Inc. Lightweight composite truss wind turbine blade
US20090074576A1 (en) * 2006-04-20 2009-03-19 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with cooling breakout passages
GB0700499D0 (en) * 2007-01-11 2007-02-21 Rolls Royce Plc Aerofoil configuration
US20090060714A1 (en) * 2007-08-30 2009-03-05 General Electric Company Multi-part cast turbine engine component having an internal cooling channel and method of forming a multi-part cast turbine engine component
JP5853364B2 (ja) * 2010-12-15 2016-02-09 日産自動車株式会社 接合方法、接合装置
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US9404369B2 (en) 2012-04-24 2016-08-02 United Technologies Corporation Airfoil having minimum distance ribs
US9121286B2 (en) 2012-04-24 2015-09-01 United Technologies Corporation Airfoil having tapered buttress
US8915718B2 (en) 2012-04-24 2014-12-23 United Technologies Corporation Airfoil including damper member
US9470095B2 (en) 2012-04-24 2016-10-18 United Technologies Corporation Airfoil having internal lattice network
US9267380B2 (en) 2012-04-24 2016-02-23 United Technologies Corporation Airfoil including loose damper
US9181806B2 (en) 2012-04-24 2015-11-10 United Technologies Corporation Airfoil with powder damper
US9249668B2 (en) 2012-04-24 2016-02-02 United Technologies Corporation Airfoil with break-way, free-floating damper member
US9243502B2 (en) 2012-04-24 2016-01-26 United Technologies Corporation Airfoil cooling enhancement and method of making the same
US9074482B2 (en) 2012-04-24 2015-07-07 United Technologies Corporation Airfoil support method and apparatus
US9133712B2 (en) 2012-04-24 2015-09-15 United Technologies Corporation Blade having porous, abradable element
US9175570B2 (en) 2012-04-24 2015-11-03 United Technologies Corporation Airfoil including member connected by articulated joint
ITCO20120059A1 (it) * 2012-12-13 2014-06-14 Nuovo Pignone Srl Metodi per produrre pale cave sagomate in 3d di turbomacchine mediante produzione additiva, pale cave di turbomacchina e turbomacchine
US9120144B2 (en) 2013-02-06 2015-09-01 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
US9057276B2 (en) 2013-02-06 2015-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
US10145245B2 (en) * 2013-09-24 2018-12-04 United Technologies Corporation Bonded multi-piece gas turbine engine component
EP3088667A1 (de) * 2015-04-29 2016-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit querrippen
US10774653B2 (en) 2018-12-11 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Composite gas turbine engine component with lattice structure
US11149550B2 (en) 2019-02-07 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Blade neck transition
US10871074B2 (en) 2019-02-28 2020-12-22 Raytheon Technologies Corporation Blade/vane cooling passages
CN116853488B (zh) * 2023-07-18 2025-12-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种升力风扇转子轮盘及其叶片结构

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1786307A (en) * 1928-12-17 1930-12-23 Hobart R Kriegh Aeroplane
US1818519A (en) * 1929-06-21 1931-08-11 Lewis G Young Aerofoil construction
US2210642A (en) * 1938-05-27 1940-08-06 Stephen W Thompson Aircraft
US3736638A (en) * 1971-04-07 1973-06-05 United Aircraft Corp Method for bonding opposed parts of a hollow article together
US4089456A (en) * 1977-06-28 1978-05-16 United Technologies Corporation Controlled-pressure diffusion bonding and fixture therefor
US4364160A (en) * 1980-11-03 1982-12-21 General Electric Company Method of fabricating a hollow article
DE3113079C2 (de) * 1981-04-01 1985-11-21 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Aerodynamischer Groß-Flügel und Verfahren zu dessen Herstellung
GB2095589B (en) * 1981-04-01 1984-08-01 Rolls Royce Method of making a blade for a gas turbine engine
FR2516165B1 (fr) * 1981-11-10 1986-07-04 Snecma Aube de turbine a gaz a chambre de refroidissement par circulation de fluide et son procede de realisation
US4501053A (en) * 1982-06-14 1985-02-26 United Technologies Corporation Method of making rotor blade for a rotary machine
US4512069A (en) * 1983-02-04 1985-04-23 Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Method of manufacturing hollow flow profiles

Also Published As

Publication number Publication date
US4815939A (en) 1989-03-28
JPS6487803A (en) 1989-03-31
EP0266954A3 (en) 1990-01-24
EP0266954A2 (en) 1988-05-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH0567763B2 (ja)
CN101535600B (zh) 涡轮增压器
CN102834220B (zh) 制作金属嵌入件以保护复合材料制成的前缘的方法
CN100406679C (zh) 逆向扭转的压气机翼面
US5407326A (en) Hollow blade for a turbomachine
JP3356521B2 (ja) 中空羽根付モノブロックロータの製造方法及び中空羽根付モノブロックロータ
US6848180B2 (en) Turbocharger turbine shaft joining method
CA2613766C (en) Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same
JP5118649B2 (ja) インペラ
JP4166223B2 (ja) ガスタービンエンジン用の中空ファンブレード
RU2364486C2 (ru) Способ изготовления полой лопатки для турбомашины
JP2001090691A (ja) 応力の減少された圧縮機ブリスクの流れ通路
US7334333B2 (en) Method for making a hollow fan blade with machined internal cavities
JP2007154874A (ja) ガスタービンエンジンの中空ファンブレード及びその半割体の製造方法
JP2007263108A (ja) タービンブレードとダイアフラム構造
JP4109261B2 (ja) ガスタービンエンジン用の中空ファンブレード
EP3409888B1 (en) Method of manufacturing a fan blade for a gas turbine engine
JP2005207426A (ja) ガスタービンエンジン用の中空ファンブレード
JP5162150B2 (ja) 形状を局所的に再加工したステータ翼とこのような翼を備えるステータ部分、圧縮ステージ、圧縮機およびターボ機械
JP4185455B2 (ja) 流体機械の翼とその製造方法
US9915272B2 (en) Turbomachine blade and relative production method
EP2772614B1 (en) Turbomachine blade production method
JP2019116870A (ja) インペラの製造方法
RU2176335C2 (ru) Способ изготовления лопатки осевого компрессора
JPS61283703A (ja) セラミツクロ−タ